Музей РКК «Энергия». Площадка имени В.Д. Вачнадзе

Месторасположение: Московская область, г. Королёв, ул. Ленина, 4а
Официальный сайт: Музей Корпорации
Дополнительно:
Музейно-выставочный центр «Самара Космическая»
Выставка «Космические войска: через тернии к звёздам». Парк «Патриот»
Космическая, жд и другая спец.техника в Техническом музее, г.Тольятти
Центр подготовки космонавтов им. Ю.А.Гагарина
Музей Центра подготовки космонавтов им. Ю.А.Гагарина
Центральный дом авиации и космонавтики
Государственный музей истории космонавтики имени К. Э. Циолковского
Мемориальный дом-музей академика С. П. Королёва
Национальный музей ракетно-космической техники при ФКП «НИЦ РКП»
Музей истории космонавтики им. Ф.А. Цандера
Музей РКК «Энергия». Площадка имени С.П. Королева
Музей РКК «Энергия». Площадка имени В.Д. Вачнадзе

"Центру развития технологий и подготовки кадров ЗАО «ЗЭМ» РКК «Энергия» присвоено имя легендарного Вахтанга Дмитриевича Вачнадзе, посвятившего жизнь отечественной космонавтике. Теперь музей, где собраны уникальные образцы космической техники, будет носить имя своего создателя.

Уже в 27 лет Вачнадзе по личному распоряжению Сергея Павловича Королёва возглавил двигательный цех, став самым молодым начальником заводского подразделения. Под его руководством коллектив цеха изготавливал двигатели первых ракет, обеспечивших противовоздушную оборону Москвы, двигатели легендарной «семерки» — ракеты Р-7. Он стал единственным представителем завода, которому в 1960 г. за вклад в развитие ракетной и космической техники была присуждена Ленинская премия.

В 1964 г. С. П. Королёв назначил В. Д. Вачнадзе начальником нового арматурно-двигательного производства. Спустя два года он становится первым заместителем директора и главным инженером завода.
В. Д. Вачнадзе — генеральный директор «Энергии» с 1977 по 1991 г. Его роль в реализации важнейших проектов предприятия и отрасли трудно переоценить. Среди работ, в которых он участвовал, — создание первых советских автоматических космических станций и спутников, космических пилотируемых кораблей «Восток-1», «Восход», «Союз», лунных кораблей, орбитальных станций «Салют», «Мир», космических разгонных блоков Д и ДМ, грузовых кораблей «Прогресс». Создание многоразовой космической системы «Энергия—Буран», которая намного опередила время, было главным делом его жизни.

Вахтанг Дмитриевич считал для себя невозможным уйти на давно заслуженный отдых. Он фонтанировал идеями, над которыми работал так же основательно, как над космическими изделиями, и выводил их «на орбиту жизни»...
Центр развития технологий и подготовки кадров ЗАО «ЗЭМ», где представлены экспонаты, которым позавидуют мировые музеи космонавтики, — любимое детище Вахтанга Дмитриевича. Он задумал и создал его с нуля, посвятив этому последние десять лет своей жизни. В старом заводском цехе, где шла сборка первых отечественных ракет, Вахтанг Дмитриевич собрал редчайшие образцы космической техники. В основном это натурные экспонаты. В Центре представлены первые советские баллистические и межконтинентальные ракеты дальнего действия и ракетные блоки конструкции С. П. Королёва, пилотируемая орбитальная станция первого поколения «Салют», корабли «Союз» и «Прогресс», комплексы «Мир» и «Энергия—Буран»."
РКК Энергия. Навсегда с «Энергией» - Новости - Госкорпорация «Роскосмос»

Корпус сборки МБР Р-7

Вспоминает один из старейших сотрудников космической отрасли, ветеран ФГУП «НПО «Техномаш» Виктор Федорович Чичварин:
«Р-7 состояла из центрального блока и четырех боковых – так называемая пакетная схема. И требовалось, помимо контроля геометрии и выставки площадок под гироскопы, еще и проводить примерку боковых блоков, что в вертикальном положении сделать крайне сложно. Но поскольку документация на строительство и подготовку выдавалась раньше, то в Подлипках уже построили высотную часть цеха под эту ракету высотой до подкрановых путей 45 метров. Но работать в таких условиях оказалось крайне сложно, поэтому появилась мысль делать то же самое в горизонтальном положении.
Но ракета, установленная в горизонтальном положении на две опоры, провисает центральной частью. Из-за этого прогиба искажаются все результаты. За проблему взялись НИТИ-40, ОКБ-1 (Подлипки) и НИИ-13 (Ленинград). И бригада из представителей этих предприятий разработала метод горизонтального контроля.
Было принято допущение, что корпус ракеты равно жесткий во всех направлениях. Ракету в каждой плоскости измеряли два раза. Сначала первой плоскостью вниз, потом поворачивали на 180 градусов и измеряли третьей плоскостью вниз, а затем также в отношении плоскостей II–IV. Таким образом, усреднялись результаты обмеров и исключался весовой прогиб. И хотя подобный способ выглядел не вполне корректно, но оправдал себя полностью при летных испытаниях. Так был создан метод контроля геометрических параметров в горизонтальном положении. Этот метод применяется до сего времени для всех изделий, которые собираются горизонтально».
В результате та «высотка», что была построена в Подлипках, ни разу не использовалась по назначению. Зато там производились другие операции. Например, отрабатывалось отделение первого спутника от носителя и его обтекателя. А сейчас в этом здании располагается музей."
Источник: Виктор Мясников "75 лет одному из самых засекреченных предприятий космической отрасли"

Слева - направо: Р-1, Р-2, Р-5 и Р-5М, Р-9А, первая ступень ракеты ГР-1, ракета РТ-1-63, ракета РТ-2, вторая и третья ступени ракеты ГР-1 в сборе. Первый проект Р-7 предполагал вертикальную сборку и полную высоту изделия 33 метра. Поэтому до потолка "Высокого корпуса" 53 метра. Фактически же Р-7 собирали в горизонтальном положении.

Здесь собирали первые МБР для ЛКИ и первые космические ракеты-носители (изделие 8К71ПС) выводившие спутники. После передачи производства Р-7 в Куйбышев огромное помещение стало демонстрационным залом. Сборка космических кораблей здесь не велась.

Разрезная учебная Р-1. Шахматная окраска опытной Р-2 упрощала наблюдение за полётом, особенно за вращением ракеты вокруг продольной оси. Серийные ракеты - защитного зелёного цвета.

Вдоль одной из стен установлены первые советские баллистические ракеты: созданная с использованием немецкого опыта Р-1, изготовленная полностью из отечественных узлов Р-2, первые носители специальных боевых частей Р-5 и Р-5М.

"В апреле-июле 1956 года опытный завод №88 ОКБ-1 изготовил три макетных изделия Р-7 (М1-1С, М1-2СН и М1-ЗС) для наземной отработки, а в декабре 1956 года было изготовлено первое летное изделие 8К71 (№ М1-4СЛ) для заводских испытаний.

... МБР Р-7 (8К71) использовалась в качестве ракеты-носителя для вывода в космос первых двух ИСЗ (ПС-1 и ПС-2) . Фактически это была ракета Р-7 с доработанной системой управления. На основе Р-7 была разработана и РН 8А91 для запуска третьего ИСЗ. В 1957-1958 годах было осуществлено четыре пуска (из них один аварийный) двухступенчатых ракет-носителей, созданных на базе МБР Р-7.
После II этапа испытаний Госкомиссия приняла решение перейти к следующему этапу – совместным испытаниям Минобороны (заказчика) и промышленности. ЛКИ были проведены в период с 24 декабря 1958 г. по 27 ноября 1959 г. на 16 ракетах, восемь из которых были изготовлены на Государственном авиазаводе №1 в Куйбышеве и восемь – на заводе №88 в Подлипках.
...
Государственный авиационный завод №1 изготавливал МБР Р-7 (8К71) c 1958 по 1960 гг. В конце 1960 г. изготовление МБР Р-7 было прекращено. Из-за низких эксплуатационных качеств первая МБР не сыграла важной роли в достижении стратегического паритета с США и вскоре была снята с вооружения. Но она стала хорошей основой для создания космических РН. Так, на базе варианта 8К71 третьего этапа были созданы РН 8К72, запустившие к Луне первые автоматические межпланетные станции, и 8К72К, выводившие на орбиту космические корабли «Восток»; правда, в их конструкции уже использовались узлы и системы усовершенствованной МБР Р-7А (8К74).
...
2 июля 1958 года вышло постановление СМ СССР №726-346 о разработке МБР Р-7А (8К74) с дальностью 12000 км. Это стало возможным благодаря тому, что специалистам Минсредмаша удалось снизить массу термоядерного заряда, и общая масса ГЧ уменьшилась до 3 т.
...
Изготовление опытных образцов МБР Р-7А велось как на заводе №88, так и на заводе №1.
...
Как правило, первая и вторая ступени для РН 8К72 изготавливались на Куйбышевском заводе №1, а блок третьей ступени «Е» разрабатывался и изготавливался в ОКБ-1 в городе Калининграде (в настоящее время г. Королев) Московской области.
...
12 апреля 1961 г. ракетой-носителем 8К72 впервые в мире осуществлен запуск пилотируемого космического корабля 3КА «Восток». 108 минут продолжался полет первого в мире космонавта – гражданина СССР Ю.А.Гагарина. РН 8К72 стала первой ракетой-носителем, используемой для пилотируемых полетов. Кроме того, РН 8К72 в лунном варианте (в литературе известна как «Луна» или «Восток-Л») применялась для исследования Луны (запуск автоматических межпланетных станций «Луна-1»– «Луна-3»)."
Источник: А.Н. Кирилин, Р.Н. Ахметов, С.В. Тюлевин, С.И. Ткаченко и др., "Самарские ступени «семерки»"

Межконтинентальная баллистическая ракета Р-9А (8К75)

"Основываясь на достигнутом к началу 1958 года прогрессе в создании более экономичных двигателей и головных частей с ядерным зарядом значительно меньшей массы, Совет главных конструктов направил в Правительство СССР предложение о разработке новой межконтинентальной баллистической ракеты Р-9 на ракетном топливе кислород-керосин с начальной массой около 100 т.
После дополнительных проработок ОКБ-1 предложило разработать два варианта ракеты, отличающихся используемыми компонентами топлива и двигательными установками: Р-9А (на низкокипящих компонентах топлива керосин - жидкий кислород) и Р-9В (на высококипящих компонентах топлива керосин - азотная кислота). Такое предложение обусловливалось тем, что на тот момент было не вполне ясно какая из пар компонентов обеспечит лучшие условия эксплуатации в войсках и меньшее время подготовки к пуску. Это определялось сложностью систем для поддержания компонентов топлива в готовности к заправке, токсичностью компонентов, временем, необходимым для заправки ракеты, и временем раскрутки гироскопов перед пуском. Учитывая, что время готовности к пуску у обоих вариантов системы примерно одинаковое, а эксплутационные качества, включая безопасность работы с ракетой, предпочтительнее у компонентов керосин-кислород, ОКБ-1 настояло на принятии к дальнейшей разработке ракеты Р-9А.
От ракеты, как боевого оружия, требуется максимально возможное время пребывания в готовности № 1 и минимальное время подготовки к пуску. Решение этих задач облегчается при хранении ракеты длительное время в заправленном состоянии, однако для кислородной ракеты это было практически исключено. Следовало добиться того, чтобы время заправки ракеты Р-9 не превышало общее время подготовки ракеты. Таким образом исключалась необходимость длительного хранения ракеты в заправленном состоянии. В Постановлении правительства на разработку ракеты Р-9 от 13 мая 1959 года специально отмечалось, что в качестве окислителя должен применяться переохлажденный кислород. Это позволяло обеспечить хранение кислорода в наземной емкости и заправку его в ракету практически без потерь за время, не превышающее времени подготовки приборов системы управления к пуску (главным "ограничителем" выступало время подготовки гироскопов).
При эскизном проектировании были рассмотрены пять принципиальных схем ракеты, обеспечивающих требуемые характеристики при максимально возможной простоте, мобильности и минимально возможной массе конструкции.
Это было достигнуто принятием целого ряда конструктивно-компоновочных решений, например, применением открытых ферменных отсеков для сочленения ступеней ракеты, сбрасываемого хвостового отсека II ступени, использование паров наддува бака горючего II ступени для отделения ГЧ и т.д.
Габариты ракеты выбирались из возможности транспортировки ее в собранном виде в одном железнодорожном вагоне и использования сварочно-штамповочного оборудования ракеты Р-7 для производства блоков ракеты Р-9."
Источник: РКК "ЭНЕРГИЯ" - История

Относительно короткий участок работы двигателя первой ступени давал меньше времени на засечку пуска по мощному факелу двигателей

Даже на пике развертывания группировки ракет Р-9А в составе РВСН было не более 29 пусковых установок. В 1976 году расформированы два последних ракетных полка, вооруженных ракетами Р-9А (8К75).

Р-9А показала, что боевые возможности кислородно-керосиновых ракет исчерпаны. Янгель выбрал высококипящее топливо. Королев — твердотопливные ракеты.

"Двигательная установка разрабатывалась с учетом проведения скоростной заправки баков ракеты топливом (кислород - керосин), пребывания ракеты в заправленном состоянии в течение 24 ч, дистанционного управления операциями на старте, максимальной автоматизации подготовки к старту, запуска двигателя I ступени как автоматически, по сигналу окончания заправки баков компонентами, так и вручную, в нужное время без вскрытия люков и без доступа обслуживающего персонала к агрегатам и приборам ракеты.
Старт ракеты Р-9А с комплекса "Долина"Качание камер двигателя I ступени осуществлялось впервые разработанным центральным гидравлическим приводом, использующим в качестве рабочей жидкости керосин, отводимый после турбонасосного агрегата основного двигателя. На II ступени управление ракетой осуществлялось поворотными соплами с использованием отработанного турбинного газа.
Принципиальной особенностью ракеты было включение в ее состав переходной рамы пускового стола. Благодаря этому резко уменьшился объем работ на старте, т.к. стыковка всех связей "Земля-борт" теперь производилась на технической позиции, после пристыковки к ракете переходной рамы, а на старте оставалось пристыковать существенно меньшее количество коммуникаций "Земля-переходная рама".
Другой особенностью комплекса ракеты Р-9 явилось системное решение проблем, связанных с длительным хранением жидкого кислорода. Была создана система переохлаждения, длительного хранения и скоростной заправки ракеты переохлажденным жидким кислородом и решена проблема его длительного хранения без потерь.
...
Впервые в ОКБ-1 была создана и изготовлена на заводе "Красная Заря" автоматизированная система подготовки ракеты к старту, причем принятые в ней классические решения использовались в дальнейшем для ряда новых ракет-носителей.
Шахтное пусковое устройство ракеты Р-9А22 февраля 1963 года был успешно проведен первый пуск ракеты с нового стартового комплекса "Долина". Поражало то, что автоматизация обеспечивала почти полное отсутствие боевого расчета. Самоходная тележка с ракетой, выйдя из монтажно-испытательного корпуса и достигнув упоров на пусковом устройстве, соединялась с подъемно-установочным устройством, которое поднимало ее в вертикальное положение, автоматически стыковало все коммуникации и закрепляло ракету на пусковом столе.
Затем следовала скоростная заправка компонентами ракетных топлив, подготовка системы управления и прицеливание. На все уходило 20 минут вместо 2 часов на комплексе "Десна-Н". Затем для ракеты Р-9А был создан шахтный вариант стартового комплекса, получивший название "Десна-В"."
Источник: РКК "ЭНЕРГИЯ" - История

Баллистические твердотопливные ракеты РТ-1-63 (средней дальности) и РТ-2 (межконтинентальная)

"При проектировании ракеты РТ-1 были выбраны РДТТ пакетного типа, состоящие из двигателей с диаметром пороховых шашек 800 мм, (большие размеры шашек ещё не были освоены), с корпусами двигателей из стеклопластика. Сопла двигателей основных ДУ были неподвижными, рулевые двигатели I и III-й ступеней также были твёрдотопливными с поворотом корпуса, вследствие чего их сопла отклонялись на угол до 45 градусов с помощью рулевых машин. Управление 2 ступенью в полёте осуществлялось с помощью складных воздушных рулей, которые устанавливались в рабочее положение после старта ракеты.
...
Разделение ступеней было "горячим", т.е. последующая ступень ракеты запускалась при ещё работающей предыдущей. Ступени соединялись ферменными конструкциями, команда на разделение ступеней выдавалась от датчика перегрузок. Для снижения массы 3 ступени предусматривался сброс её хвостового отсека после отделения от 2 ступени, это обеспечивало некоторое увеличение дальности полёта ГЧ.
...
Основные недостатки ракеты РТ-1 были связаны с отсутствием зарядов твёрдых топлив с требуемыми конструктивными и технологическими характеристиками (габаритами, пластичностью, высокой энергетической эффективностью), с необходимостью размещения готового топливного заряда в корпусе двигателя, а не с его заливкой в корпус и др. Поэтому наряду с работами по ракете РТ-1 велись поиски вариантов ракеты на значительно большую дальность и на основе других топлив. Так, в целях экспериментальной отработки отдельных элементов и систем перспективной межконтинентальной баллистической ракеты с РДТТ типа РТ-2 был спроектирован и испытан с использованием наземного старта вариант ракеты РТ-1-1963 (8К95-1963), в котором на 3 ступени устанавливался разработанный к тому времени моноблочный четырёхсопловый двигатель - прототип двигателя 3 ступени межконтинентальной ракеты РТ-2 с улучшенными лётно-техническими и эксплуатационными характеристиками.
Были изготовлены три ракеты РТ-1-1963. Подготовка их к пуску и пуски проводились на ГЦП, на технической и стартовой позициях ракет РТ-1 с соответствующими доработками.
В автономной системе управления ракеты РТ-1-1963 предусматривалось гибкое программирование угла тангажа в зависимости от проекции кажущейся скорости ракеты на ось чувствительности измерителей автомата управления дальностью.
Пуски ракет РТ-1-1963 были проведены в сентябре-ноябре 1965 г. на дальность около 1950 км. Только одна ракета из трёх выполнила свою задачу, после этого работы по ракете 8К95 были прекращены."
Источник: В.Е.Гудилин. РТ-1, РТ-2

Баллистические твердотопливные ракеты РТ-1-63 (средней дальности) и РТ-2 (межконтинентальная)

Экспериментальная БРСД РТ-1-63: РДТТ пакетного типа, из двигателей с диаметром пороховых шашек 800 мм. Корпуса двигателей из стеклопластика.

Макет шахтной пусковой установки МБР РТ-2

При работе двигателя блока А стабилизация в полете обеспечивалась не только системой управления вектора тяги, но и четырьмя раскрывающимися решетчатыми аэродинамическими стабилизаторми

"... основными проблемами при создании ракеты РТ-2 являлись разработка рецептуры и литьевой технологии изготовления литьем в корпус крупногабаритных зарядов, прочно скрепленных с корпусом.
...
Выходом из создавшегося положения явилась разработка НИИ-9 принципиально новых рецептур, использование которых обеспечило относительную деформацию топлива до 60%. Весной 1963 г. на заседании Совета Главных конструкторов под председательством С.П.Королева директор НИИ-9 Я.Ф.Савченко представил предложения по созданию зарядов из топлива НИИ-9, заливаемого непосредственно в корпус двигателя. ...
Ведущая роль в создании этих топлив и зарядов для ракеты РТ-2 безусловно принадлежит Якову Федоровичу Савченко. Этот человек с крепкими нервами и исключительным упорством в достижении цели несмотря на критику со всех сторон организовал производство зарядов, сплотил коллектив единомышленников и превратил НИИ-9 в один из ведущих институтов отрасли. Разработанная технология топлив НИИ-9 явилась основой для создания зарядов последующих поколений ракет.

К числу основных конструктивных особенностей маршевых двигателей ракеты РТ-2 можно отнести:
— применение зарядов канально-щелевой формы с расположением щелей в предсопловой части;
— стальные корпуса с отъемными днищами;
— четырехсопловые блоки с разрезными соплами для возможности управления вектором тяги по всем каналам;
— наличие двухступенчатой отсечки тяги на двигателе блока В.
Ракета РТ-2 запускалась из контейнера, находившегося в шахте, с помощью маршевого двигателя блока А, причем контейнер частично заполнялся водой, которая образовывала с продуктами сгорания топлива парогазовую смесь. При работе двигателя блока А стабилизация в полете обеспечивалась не только системой управления вектора тяги, но и четырьмя раскрывающимися решетчатыми аэродинамическими стабилизаторми. У ракеты РТ-2 было предусмотрено горячее разделение ступеней.
Большой объем наземных испытаний обеспечил успех уже первого летного испытания ракеты РТ-2, которое было проведено 4 ноября 1966 г. Летно-конструкторские испытания РТ-2 были завершены в декабре 1968 г., после чего она была принята на вооружение...
...
В связи с успешной разработкой, совершенствованием и применением топлив НИИ-9, представилась возможность проведения модернизации ракеты РТ-2, которая была завершена в 1972 г. Эта новая ракета РТ-2П (8К98П) имела на всех трех ступенях двигатели с топливами НИИ-9, а на двигателе 3-й ступени был впервые применен двигатель с облегченным металлостеклопластиковым корпусом. По своим летно-техническим характеристикам РТ-2П приближалась к ракете США "Минитмен-3".
Хотя ракеты РТ-2 и РТ-2П были приняты на вооружение, объем их развертывания по сравнению с жидкостными ракетами был относительно невелик (60 шт.).
...
... практического развития эти работы не получили, и к середине 70-х годов коллектив И.Н.Садовского как разработчик твердотопливных ракет прекратил свое существование. К сожалению, это привело к тому, что творческие возможности истинно талантливого человека и руководителя — И.К. Садовского не были до конца раскрыты. Ликвидация высокопрофессионального, обладавшего уникальным в то время опытом разработки твердотопливных ракет коллектива явилось серьезной ошибкой, привело к потере темпа развития твердотопливной промышленности в нашей стране. Лишь через 10 лет в других КБ (А.Д.Надирадзе, В.Ф.Уткин) были развернуты работы по созданию твердотопливных ракет, прототипы которых были разработаны в ОКБ-1 значительно раньше."
Источник: Роль ОКБ-1 и С.П.Королева в создании ракет на твердом топливе

Глобальная баллистическая ракета ГР-1 (8К713)

"К концу 1950-х годов, когда появились первые межконтинентальные баллистические ракеты (МБР), мнение о неуязвимости этого вида оружия было общепринятым. Но уже вскоре после того, как в Советском Союзе и Соединенных Штатах были развернуты работы по первым системам противоракетной обороны (ПРО), постулат о практической неуязвимости баллистических ракет был подвергнут сомнению: 26 марта 1961 г. противоракета В-1000 уничтожила боеголовку ракеты Р-5, а 9 июня 1961 г. – ракеты Р-12. Стало ясно, что в ближайшей перспективе можно будет бороться и с МБР. И уже 19 июня 1962 г. Из-за океана поступило грозное предупреждение: американская противоракета Nike Zeus успешно перехватила МБР Atlas, запущенную с удаления в 6900 км.
...
Предварительные исследования показали, что радикальным решением, существенно снижающим эффективность средств ПРО, могло стать создание глобальных ракет с боевыми частями (БЧ), движущимися не по баллистическим траекториям, а по орбитам ИСЗ. И если наземные средства обнаруживали летящую МБР на дальности 4000–8000 км, то низкоорбитальная боеголовка выныривала из небытия буквально над головой противника – всего в 500–600 км, а время для ее поражения сокращалось с 12–15 до двух минут! Этим достигался эффект внезапности и возможность атаки целей на территории противника с любого направления. Для обороны от орбитальных ракет пришлось бы сооружать дорогостоящую круговую систему ПРО.
Следуя этим соображениям, руководство СССР, вероятно, с подачи промышленности, в начале 1960-х годов приняло решение о разработке боевых орбитальных (выводящих БЧ на многовитковую орбиту) или глобальных (виток орбиты мог и не замыкаться) ракет сразу в трех ОКБ: С.П. Королёва, В.Н. Челомея и М.К. Янгеля…
...
Облик изделия был сформирован довольно быстро. Собственно, ключевые вопросы – выбор компонентов топлива, схема и число ступеней – с учетом предыдущих разработок ОКБ-1 решились практически автоматически. К тому времени начинались летно-конструкторские испытания (ЛКИ) кислородно-керосиновой межконтинентальной ракеты Р-9. Под руководством первого заместителя С.П. Королёва В.П. Мишина была создана работоспособная система длительного хранения больших запасов переохлажденного жидкого кислорода с минимальными потерями. Соответственно за основу проекта ГР-1 взяли один из вариантов Р-9, а именно 8К77 (Р-9М) с двигателями разработки ОКБ-276 главного конструктора Н.Д. Кузнецова на первой ступени. Ракету оснастили тремя ступенями для выведения боеголовки заданной мощности на круговую орбиту высотой порядка 150 км с последующей выдачей тормозного импульса. Исполнителями проекта по изделию, получившему войсковой индекс 8К713, были те же сотрудники ОКБ-1, что и по Р-9."
Источник: И. Афанасьев, Д. Воронцов «Парадная ракета» (№8/2009 «Новости космонавтики»)

Первая ступень ракеты ГР-1 (светло-серого цвета), ракета РТ-1-63, ракета РТ-2, вторая и третья ступени ракеты ГР-1 в сборе. Через ферменный межступенчатый переходник виден двигатель 8Д726 третьей (орбитальной) ступени ГР-1.

ЖРД 11Д53 (НК-9В) второй ступени глобальной баллистической ракеты ГР-1. Он же использовался как маршевый ЖРД на 3-й ступени ракеты-носителя Н-1 созданной для советской лунной программы.

1-я ступень ГР-1 это доработанная по запасу топлива 1-ая ступень ракеты Р-9М. Внутри конической хвостовой юбки - четыре двигателя НК 9, установленные в шарнирах и имевшие возможность качания в одной плоскости, а снаружи поставили четыре решетчатых стабилизатора. При транспортировке они прижаты к хвостовому отсеку, а после старта откидывались в полетное положение.

2-я ступень на основе блока "И" ракеты-носителя 8К78 «Молния» (11Д53 - вариант двигателя НК-9 с высотным соплом). 3-я ступень обеспечивала вывод и торможение орбитальной ступени с помощью ЖРД многократного запуска 8Д726 / 11Д726 разработки ОКБ-1. Опытный завод №88 ОКБ-1 изготовил серию из 230 ЖРД такого типа для разгонного блока ДМ (двигатель 11Д58).

"К 1964 г. проект ГР-1 достиг достаточно высокой степени готовности. Но в июле того же года все работы над глобальной ракетой и ее модификациями были свернуты. 1 декабря 1966 г. испытательная группа №3 на Байконуре была расформирована, вместо нее осталась небольшая команда по обслуживанию стартовых сооружений ГР-1.
...
Скорее всего, печальная судьба ГР-1 была обусловлена целым рядом причин. Очевидно, что концепция боевой ракеты, использующей в качестве окислителя жидкий кислород, была признана устаревшей. В моду входили МБР с двигателями, работающими на долгохранимых компонентах топлива. Начинались работы и по созданию дальних твердотопливных ракет (НК №6, 2007, с. 68–70). К тому же в начале 1965 г. Правительственная комиссия провела сравнение характеристик разрабатывавшихся ракет, ход их создания и испытаний. По проектам С.П. Королёва (ГР-1) и В.Н. Челомея (УР-200А) было сделано заключение, что их мощности недостаточны для решения задач по выведению глобальных БЧ. Приоритет был отдан разработке М.К. Янгеля, и в качестве глобальной решено было использовать упомянутую ракету Р-36орб.
...
Сама концепция глобальной или орбитальной боевой ракеты устарела, по историческим меркам, очень быстро. Как ни странно, Запад не особо испугался советских «орбитальных бомб»: проблемы их применения и борьбы с ними активно обсуждались за океаном со второй половины 1950-х годов. По мнению американских и английских экспертов, орбитальное оружие имело весьма серьезные недостатки. Среди последних отмечались следующие. Из-за суточного вращения Земли трасса «орбитальной бомбы» проходила над целью не всякий раз, а только через определенные, довольно длительные, интервалы времени, что серьезно ограничивало боеспособность оружия. Для гарантированного поражения цели в произвольный момент времени в космосе требовалось развернуть большое количество БЧ, а это было дорого. Кроме того, рано или поздно РЛС засекали «подарочек на орбите».
Как писал известный аналитик и историк ракетной техники Кеннет Гэтленд, орбита, характерная для пикирующих ИСЗ, и их положение по отношению к важным наземным целям могли послужить ключом к разгадке замыслов противника и позволить точно определить момент, когда это оружие может быть применено. Впрочем, даже при этом орбитальное ядерное оружие обладало бы довольно значительным психологическим воздействием на противника.
В силу большей потребной энергетики орбитальные ракеты получались тяжелее и дороже, чем МБР. Отмечалась и более низкая точность попадания, обусловленная более длительным воздействием возмущений при сравнительно пологом спуске в атмосфере. Наконец, к началу 1970-х межконтинентальные ракеты получили разделяющиеся БЧ и эффективный комплекс средств преодоления ПРО, в том числе и настильные траектории. Системы раннего предупреждения о ракетном нападении, развернутые в США и СССР несколько позже, обнаруживали «глобалки» еще в момент старта, сводя к нулю эффект внезапности. Кроме того, орбитальные БЧ были уязвимы к перехвату противоспутниковыми ракетами."
Источник: И. Афанасьев, Д. Воронцов «Парадная ракета» (№8/2009 «Новости космонавтики»)

ЖРД 11Д53 (НК-9В) второй ступени глобальной баллистической ракеты ГР-1 и третьей ступени Н-1

Блок второй ступени был одним ЖРД замкнутого цикла НК-9В (11Д53) с тягой в пустоте 451 кН и удельным импульсом 3384 м/с. Двигатель был закреплён в карданном подвесе для качания в двух плоскостях, имел рулевые машины, два сопла крена, агрегат подачи топлива в камеру сгорания, агрегаты управления тягой, соотношением компонентов и соплами крена.

Сопло демонтировано, вероятно из-за существенных размеров. Атмосферные сопла - короче, а высотные заметно длиннее, в связи с отсутствием давления атмосферы и возможностью продолжить расширение и ускорение струи.

Хвостовой отсек центрального блока ракеты-носителя семейства Р-7

В хвостовом отсеке располагается РД-108 — модификация РД-107 с четырьмя рулевыми камерами для использования на центральных блоках РН семейства Р-7

"Ракета состояла из центрального блока А (или Ц) и четырех боковых блоков (Б, В, Г и Д). При примерно одинаковом суммарном расходе топлива центральный блок работал в 2,5 раза дольше, чем боковые, и имел иную компоновку. Расширенный по максимальному диаметру бак окислителя был выполнен в виде прямой и обратной слабо конических оболочек со сферическими днищами. С противоположной стороны располагался цилиндрический межбаковый отсек, в котором находилась часть приборов управления. Бак горючего имел традиционную форму с цилиндрической обечайкой и сферическими днищами, а за ним находились торовые баки с перекисью водорода и жидким азотом. В хвостовом отсеке также располагался мощный однокамерный жидкостный ракетный двигатель.
Для соответствия железнодорожным ограничениям центральный блок перевозился посекционно, в двух специальных вагонах (8Т071 и 8Т073) и окончательно стыковался в районе старта.."
Источник: Станислав Воскресенский "Боевые «семерки»" («Техника и вооружение», №4/2012)

ЖРД РД-107 боковых блоков первой ступени ракет-носителей семейства Р-7

РД-107 используется на боковом блоке первой ступени РН семейства Р-7.

Четыре основные камеры сгорания неподвижны. Две рулевых камеры с отклонением до 45 градусов и гидроприводом. Подача компонентов по оси вращения, на которой рулевая камера и крепилась и качалась (одна из первых разработок В.Д. Вачнадзе).

Применение четырехкамерной схемы обеспечило не только желательное для предотвращения высокочастотных вибраций уменьшение размеров камеры сгорания, но и укорочение двигателя в 1,7 раза по сравнению с однокамерным прототипом.

Форсуночная головка относится к наиболее трудоёмким в отработке элементам ЖРД. Во многих случаях, она создаёт у стенки агрегата относительно холодный слой жидкости, предохраняющий её от прогара. Правильная конструкция форсуночной головки является одним из факторов предотвращения неустойчивости рабочего процесса в ракетном двигателе.

Подача топлива – турбонасосная, привод турбины ТНА осуществляется за счет «парогаза», вырабатываемого путем разложения перекиси водорода в парогазогенераторе.

"Первоначально на Р-7, как и на всех ранее созданных ракетах, в качестве органов управления предполагалось использовать газовые и аэродинамические рули. Еще до выпуска эскизного проекта выяснилось, что двигатель центрального блока мог дросселироваться в узких пределах. Это не обеспечивало требуемое десятикратное снижение тяги, необходимое для достижения приемлемой точности стрельбы путем ограничения уровня ускорений перед отсечкой тяги и минимизации импульса последействия двигателя. Кроме того, газовые рули разрушались от воздействии продуктов сгорания при длительном (более 4 мин) времени работы двигателя. Поэтому на центральном блоке в дополнение к основной камере были применены четыре рулевых двигателя малой тяги (по 2,5 т), которые после отключения основной камеры выполняли функции доводочных, обеспечивая малый уровеньускорений и импульса последействия в конце активного участка траектории.
...
С внедрением рулевых двигателей, естественно, отказались от газовых рулей. Так как, отклоняясь на угол до 45", рулевые двигатели центрального блока «поджаривали» боковые блоки, часть их хвостовых отсеков выполнили из жаростойкой стали, зеркальной блестящей поверхностью выделяющейся на корпусе ракеты.
...
Сопряжение центрального и боковых блоков осуществлялось на двух уровнях. В наиболее широкой части центрального блока один из шпангоутов бака окислителя выполнили в виде силового пояса с четырьмя шаровыми пятами. В эти пяты входили сферические опоры передних конусов боковых блоков, каждая из которых снабжалась пальцем, препятствующим провороту бокового блока относительно продольной оси. Через сферические опоры на пяты центрального блока передавалось усилие от тяги двигателей боковых блоков. При практически равной тяге двигателей меньшая масса боковых блоков определяла то, что в полете они как бы толкали вперед более тяжелый центральный блок. В нижней части боковые блоки крепились к центральному при помощи силовых тяг с пирозамками. Большие усилия через эти тяги не передавались, они обеспечивали только сохранение формы ракеты.
...
После выработки почти всего топлива боковых блоков их двигатели переводились в режим малой тяги, а нижние стяжки пакета разрывались пирозамками. Тяга двигателя бокового блока создавала момент, отводящий его хвостовую часть от центрального блока, что в результате исключало возможность соударения на этом уровне. По мере падения тяги своего двигателя боковой блок начинал отставать от центрального, и сферические опоры выходили из зацепления. По этому признаку выдавалась команда на вскрытие сопла в верхней части бокового блока, через которой начинал истекать азот наддува бака окислителя. Под действием тяги этого сопла передняя часть бокового блока отходила от центрального более энергично, чем хвостовая.
...
После выпуска эскизного проекта основные технические решения по ракете были пересмотрены прежде всего в части двигательной установки. Столкнувшись, как и ранее при работах по 100-тонному двигателю для ракеты Р-3, с угрозой высокочастотных колебаний, В.П. Глушко счел за благо перейти от однокамерной на четырехкамерную схему, тем более что полуторакратное утяжеление ракеты требовало соответствующего повышения тяги. Возможности форсирования РД-105 и РД-106 были не безграничны, что оправдывало переход к новым двигателям. Применение четырехкамерной схемы обеспечило не только желательное для предотвращения высокочастотных вибраций уменьшение размеров камеры сгорания, но и укорочение двигателя в 1,7 раза по сравнению с однокамерным прототипом.
Вместо снижающих удельную тягу трех газовых рулей на каждом из боковых блоков установили сначала по три, а позднее – по две рулевые камеры тягой по 2,5 т. На каждом из боковых блоков размещалось и по одному аэродинамическому рулю, как это предусматривалось в эскизном проекте. Таким образом, на двигателе центрального блока РД-108 (изделие 8Д75) установили четыре такие камеры, а на боковых РД-107 (8Д74) – по две. Как четыре основные, так и две (либо четыре) рулевые камеры запитывались топливом от одного турбонасосного агрегата, работавшего (как и на «Фау-2») на продуктах разложения перекиси водорода.
В целом двигательные установки всех пяти блоков ракеты насчитывали 32 камеры. Такая сложность создавала дополнительные предпосылки к отказам. Процесс включения двигателей нельзя было «пускать на самотек», он осуществлялся последовательно, в несколько этапов."
Источник: Станислав Воскресенский "Боевые «семерки»" («Техника и вооружение», №4/2012)

См. также:
Жидкостные ракетные двигатели. Музей космонавтики и ракетной техники им. В.П.Глушко. Санкт-Петербург
ЖРД РД-107 боковых блоков первой ступени ракет-носителей семейства Р-7. Музей РКК «Энергия». Площадка имени В.Д. Вачнадзе. Королёв
Двигатель РД-107 — ЖРД бокового блока первой ступени РН «Союз». Государственный музей истории космонавтики имени К. Э. Циолковского. Калуга

Блок Е ракеты-носителя «Восток» (третья ступень ракеты-носителя семейства Р-7)

ЖРД 11Д33 - двигатель 4-й ступени ракеты-носителя «Молния» (четырехступенчатая Р-7 + блок И + блок Л с полезным грузом)

"Постановлением Правительства от 4 июня 1960 года "О планах освоения космического пространства" предписывалось создать четырехступенчатую ракету-носитель для полета на Марс и Венеру.
Новая четырехступенчатая ракета-носитель была разработана на базе ракеты Р-7. В качестве III ступени (блока И) использовали (с доработкой) II ступень ракеты Р-9 с двигателем разработки С.А. Косберга, а IV ступени - блок Л, разработанный ОКБ-1, на котором был впервые применен ЖРД 11Д33 замкнутой схемы, также разработанный ОКБ-1.
Запуск ДУ блока Л должен был происходить в условиях невесомости через полтора часа полета по орбите вокруг Земли, а не сразу после окончания работы III ступени, поэтому на блоке Л требовалось установить систему стабилизации и ориентации на время паузы и блок обеспечения запуска двигателя в невесомости. На блоке Л также устанавливалась система управления блоками И и Л, разработки НИИ под руководством Н.А. Пилюгина."
Источник: РКК "ЭНЕРГИЯ" - История

Камера сгорания ЖРД 11Д33

Сопло ЖРД 11Д33

Турбонасосный агрегат ЖРД 11Д33

Корпус турбины турбонасосного агрегата ЖРД 11Д33. Стеклопластиковый корпус бустерного турбонасосного агрегата подачи жидкого кислорода.

Медная рубашка камеры сгорания с прямой нарезкой канавок и блок подачи горючего ЖРД 11Д33

ЖРД 11Д43 (РД-253) первой ступени ракеты-носителя семейства «Протон» (8К82)

Разгонный блок ДМ

"Разгонные блоки типа ДМ предназначены для перевода космических аппаратов с опорной на целевую околоземную орбиту, а также на отлетные траектории. Разработаны в Ракетно-космической корпорации "Энергия" им. С.П. Королева (РКК "Энергия"; Королев, Московская обл.).
Созданы на базе блока Д, который разрабатывался в рамках лунной программы СССР для сверхтяжелой ракеты-носителя Н1 (в 1969-1972 гг. было проведено четыре неудачных запуска) и впоследствии, в 1967-1975 г., эксплуатировался в составе ракеты "Протон-К" (разработчик и изготовитель - Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева, ГКНПЦ; Москва).

Основу блока ДМ составляет базовый модуль, включающий топливные баки, две двигательные установки системы обеспечения запуска и маршевый жидкостный ракетный двигатель 11Д58М многократного включения (РКК "Энергия"). ЖРД 11Д58М использует нетоксичные компоненты топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин. Также в качестве горючего в случае выведения тяжелых аппаратов может использоваться синтетический керосин (синтин), при этом конструкция двигателя не требует изменений.
Автономный приборный отсек, при необходимости, может исключаться из состава блока с целью увеличения массы выводимой полезной нагрузки. В таком случае управление разгонным блоком передается на космический аппарат. Масса разгонного блока (без топлива) - от 3,2 до 3,5 т. (в зависимости от модификации); заправляемый запас топлива - 15,1 т.; масса выводимой полезной нагрузки - от 2,7 до 5 т."
Источник: Российский разгонный блок ДМ-03. Досье - ТАСС

Базовый блок ДМ применялся для запусков в 1974-1990 гг. в составе РН «Протона-К».

Управление движением блока ДМ в полёте осуществляется маршевым двигателем (на активных участках) и двигательной установкой стабилизации и ориентации (на пассивных участках).

Блок ДМ и его двигатель (рассчитан только на 3 включения) создавались по программе пилотируемого полёта на Луну.

Бак окислителя разгонного блока ДМ

"Всего было разработано 11 модификаций блоков семейства ДМ.
...
После того, как ГКНПЦ разработал собственный разгонный блок "Бриз-М", коммерческие запуски "Протонов" стали проводиться с ним, а не с блоками ДМ производства РКК "Энергия".
...
Всего состоялось 274 запуска с участием разгонных блоков семейства ДМ: 252 успешных, один частично успешный и 21 аварийный (из них 6 по вине разгонного блока). "
Источник: Российский разгонный блок ДМ-03. Досье - ТАСС

Приборный отсек блока ДМ-SL ракеты-носителя «Зенит»

Автономный приборный отсек, может исключаться из состава блока ДМ для увеличения массы выводимой полезной нагрузки. Управление разгонным блоком передается на космический аппарат.

Приборный отсек блока ДМ-SL ракеты-носителя «Зенит»

Отделяемый в полёте средний переходник блока ДМ-SL ракеты-носителя «Зенит»

Бак горючего разгонного блока ДМ

"С 1999 г. для коммерческих запусков уже в составе российско-украинской ракеты "Зенит-3SL" начала применяться модификация блока ДМ-SL. Запуски проводились с морской платформы из экваториальной зоны Тихого океана в рамках международного проекта "Морской старт" (в августе 2014 г. запуски по программе были временно приостановлены). С 2008 г. с "Зенитом-3SLБ" используется версия ДМ-SLБ в рамках международного проекта "Наземный старт", запуски - с Байконура."
Источник: Российский разгонный блок ДМ-03. Досье - ТАСС

Приборный отсек устанавливается на специальной ферме над баком окислителя и имеет свою систему терморегулирования

Разгонный блок ДМ-03 (11С861-03)

"Работы по созданию блока ДМ-03 (изделие 11С861-03) начались в 1995 г., однако из-за недостаточного финансирования изготовление первого летного образца затянулось. В ДМ-03 внедрена новая система управления, установлены новые источники бортового электропитания (литиевые батареи), увеличен объем топливных баков и др. Блок имеет грузоподъемность до 3,4 т. С 2010 г. он проходит летные испытания в составе ракеты "Протон-М" (место старта - Байконур). Состоялось два запуска с Байконура, оба аварийные.
10 декабря 2010 г. из-за ошибки в расчетах в ДМ-03 было залито жидкого кислорода на 1,5 т. больше, чем требовалось. В результате были потеряны три навигационных спутника "Глонасс-М".
2 июля 2013 г. снова не удалось запустить три спутника "Глонасс-М": авария произошла на 17-й секунде полета из-за преждевременного выключения двигателей ракеты-носителя."
Источник: Российский разгонный блок ДМ-03. Досье - ТАСС

ЖРД 11Д58М для разгонных блоков ДМ (11С86), 14С48 («Персей») и ДМ-SL

ЖРД 11Д58М использует нетоксичную топливную пару: окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин (синтин для вывода тяжёлых КА)

Ракетный двигатель 11Д58М разработан в НПО «Энергия» под руководством Б. А. Соколова. Серийно изготавливался на Воронежском механическом заводе.

Блок многократного (до семи раз) запуска ЖРД 11Д58М

Лунный посадочный корабль ЛК (11Ф94) программы Н1-ЛЗ

"Программой Н1-Л3, которая осуществлялась в СССР в 1964–1974 гг., предусматривался полет двух космонавтов к Луне на борту пилотируемого комплекса Л-3. После выхода на окололунную орбиту один космонавт должен был оставаться на борту Лунного орбитального корабля (ЛОК; 11Ф93), а второму предстояло выполнить посадку на поверхность Луны в Лунном корабле (ЛК; 11Ф94).
В 1969 г. начались летно-конструкторские испытания (ЛКИ) ракеты-носителя Н-1, предназначенной для выведения комплекса Л-3 к Луне. В 1969–1971 гг. были выполнены пуски трех ракет Н-1 № 3Л, 5Л, 6Л, которые, к сожалению, оказались аварийными. После этого на следующей ракете № 7Л были внесены усовершенствования, направленные на устранение выявленных недостатков и увеличение массы выводимого полезного груза. Управление полетом стал осуществлять новый бортовой вычислительный комплекс «Бисер». В состав двигательных установок были введены рулевые двигатели, система пожаротушения, улучшена механическая и тепловая защита приборов и бортовой кабельной сети.
23 ноября 1972 г. был произведен пуск Н-1 № 7Л. Ракета нормально ушла со стартовой позиции, пролетела без замечаний 107 секунд. Однако, за семь секунд до расчетного времени разделения первой и второй ступеней произошло мгновенное разрушение насоса окислителя (жидкий кислород) двигателя № 4 первой ступени. В результате этого последовал мощнейший взрыв всей ракеты.
На ракете Н-1 № 7Л в общей сложности было установлено более 13 тысяч различных датчиков."
Источник: Последняя Н-1. Из истории советской лунной пилотируемой программы

После закрытия советской лунной программы сохранилось пять ЛК разной степени готовности. В настоящий момент они находятся в Московском авиационном институте; на площадке им.Вачнадзе РКК «Энергия» (город Королёв); в академии Можайского (Санкт-Петербург) и в Дмитровском филиале МГТУ им. Баумана (посёлок Орево). ЛК из Тамбовского арсенала перемещён в подмосковный парк «Патриот».

Макет бытового отсека ЛОК (лунного орбитального корабля)

Макет бытового отсека ЛОК для отработка в условиях кратковременной невесомости конструкций и компоновки ЛОК и ЛК.

"Одновременно с ЛКИ комплекса Н1-Л3 проводились работы по подготовке его пилотируемых полетов. В РГАНТД в фонде ЦПК им. Ю.А. Гагарина хранится «Заключение по результатам летных испытаний на самолетах-лабораториях ЛЛТу-104» (Ф. 1. Оп. 13-1. Д. 69). В этом документе говорится, что в период с 30 октября 1969 г. по 20 апреля 1970 г. на аэродроме Чкаловская были выполнены 44 испытательных полета на двух самолетах ЛЛТу-104 (летающая лаборатория). Целью испытаний являлась отработка в условиях кратковременной невесомости конструкций и компоновки ЛОК и ЛК, а также эксплуатационных характеристик скафандров «Кречет» (для командира ЛК) и «Орлан» (для командира ЛОК).
Для этого в салонах самолетов ЛЛТу-104 были размещены макеты бытового отсека ЛОК, отсека лунной кабины и поверхности верхнего переходника между ЛОК и ЛК. Отработку проводили семь испытателей — сотрудников ЦПК им. Ю.А. Гагарина и завода «Звезда» (разработчик скафандров). Испытатели полностью отработали всю программу: одевание скафандров, шлюзование и переход из корабля в корабль по внешней поверхности переходника между ЛОК и ЛК.

По результатам летных испытаний на ЛЛТу-104 были разработаны методики действий экипажа комплекса Л-3 для штатной программы полета и в особых случаях. Таким случаем могла быть потеря работоспособности одним из космонавтов.
В 1973–1974 гг. на Байконуре к старту готовился комплекс Н1-Л3 № 8Л. Пуск планировался на август 1974 г. Однако, в мае 1974 г. все работы по программе Н1-Л3 были приостановлены. В 1976 г. эта программа была окончательно закрыта."
Источник: Последняя Н-1. Из истории советской лунной пилотируемой программы

Беспилотный космический корабль «Зонд-5» (7К-Л1 № 9)

Беспилотный космический корабль «Зонд-5» (7К-Л1 № 9), восьмой из запущенных прототипов лунного корабля «Союз 7К-Л1»

В верхней части спускаемого аппарата имеется люк, через который экипаж может переходить в орбитальный (бытовой) отсек, пристыкованный к верхнему торцовому шпангоуту.

Информационный стенд «Исследование Луны по программе Л1»

Масштабная модель ракеты-носителя Н11 для аэрогазодинамических испытаний

Спускаемые аппараты некоторых модификаций пилотируемого космического корабля «Союз»

"Летом 1959 года в ОКБ-1 начался поиск облика перспективного пилотируемого корабля. После обсуждений целей и задач нового изделия было решено разработать достаточно универсальный аппарат, пригодный как для околоземных полётов, так и для облётных лунных миссий. В 1962 году в рамках этих изысканий был инициирован проект, получивший громоздкое название «Комплекс сборки космических аппаратов на орбите спутника Земли» и короткий шифр «Союз». Основной задачей проекта, в ходе решения которой предполагалось освоить орбитальную сборку, был облёт Луны. Пилотируемый элемент комплекса, имевшего индекс 7К-9К-11К, получил название «корабль» и имя собственное «Союз».
Принципиальным его отличием от предшественников были возможности стыковки с другими аппаратами комплекса 7К-9К-11К, полёта на большие (вплоть до орбиты Луны) расстояния, входа в земную атмосферу со второй космической скоростью и посадки в заданном районе территории Советского Союза. Отличительной чертой «Союза» стала компоновка. Он состоял из трёх отсеков: бытового (БО), приборно-агрегатного (ПАО) и спускаемого аппарата (СА). Такое решение позволило обеспечить приемлемый обитаемый объём для экипажа из двух-трёх человек без существенного роста массы конструкции корабля. Дело в том, что спускаемые аппараты «Востоков» и «Восходов», покрытые слоем теплозащиты, содержали системы, нужные не только для спуска, но и для всего орбитального полёта. Вынеся их в другие отсеки, не имеющие тяжёлой теплозащиты, проектанты могли заметно сократить общий объём и массу спускаемого аппарата, а значит, значительно облегчить весь корабль.
...
В силу разных причин как «лунные», так и «орбитальные» ответвления проекта 7К-9К-11К не прижились, а вот семейство пилотируемых кораблей для проведения «тренировочных» операций по встрече и стыковке на околоземной орбите состоялось и получило развитие. Оно отпочковалось от темы «Союз» в 1964 году, когда было принято решение отработать сборку не в лунных, а в околоземных полётах. Так появился 7К-ОК, получивший в наследство имя «Союз». Основные и вспомогательные задачи первоначальной программы (управляемый спуск в атмосфере, стыковка на околоземной орбите в беспилотном и пилотируемом вариантах, переход космонавтов из корабля в корабль через открытый космос, первые рекордные автономные полёты на длительность) удалось решить за 16 запусков «Союзов» (восемь из них прошли в пилотируемом варианте, под «родовым» именем) до лета 1970 года.
...
Две катастрофы кораблей на базе 7К-ОК, произошедшие за сравнительно короткий период времени («Союз-1» 24 апреля 1967 года и «Союз-11» 30 июня 1971 года), заставили разработчиков пересмотреть концепцию безопасности аппаратов данной серии и провести модернизацию ряда основных систем, что негативно сказалось на возможностях кораблей (резко уменьшился срок автономного полёта, экипаж сократился с трёх до двух космонавтов, которые совершали теперь полёт на ответственных участках траектории одетыми в аварийно-спасательные скафандры).
...
Несмотря на закрытие проекта «Союз-ВИ» и переброску значительных сил ЦКБЭМ на программу создания ДОС «Салют», работы по кораблю 7К-С продолжились: военные готовы были использовать его для проведения автономных экспериментальных полётов с экипажем из двух человек, а разработчики видели в проекте возможность создания на основе 7К-С модификаций корабля различного целевого назначения.
...
«Союз Т» со временем стал «рабочей лошадкой» отечественной пилотируемой космонавтики — именно на его базе началось проектирование следующей модели (7К-СТМ), предназначенной для транспортных полётов к высокоширотным орбитальным станциям. Предполагалось, что ДОС третьего поколения будут работать на орбите с наклонением 65° для того, чтобы трасса их полёта захватывала большую часть территории страны: при запуске на орбиту с наклонением 51° всё, что остаётся севернее трассы, недосягаемо для приборов, предназначенных для наблюдения с орбиты.
...
Эскизный проект на корабль следующей модели — 7К-СТМ — был выпущен в апреле 1981 года, а лётные испытания начались с беспилотного запуска «Союза ТМ» 21 мая 1986 года. Увы, станция третьего поколения оказалась всего одна — «Мир», и летала она по «старой» орбите с наклонением 51°. Но пилотируемые полёты корабля, которые начались с февраля 1987 года, обеспечили не только успешную эксплуатацию этого комплекса, но и начальный этап работы МКС."
Источник: Первый полет «Союз МС»: полвека эволюции / Offсянка

Спускаемый аппарат КК «Союз ТМ-14»

Спускаемый аппарат КК «Союз ТМА-13» (заводской №223)

«Союз ТМА-13». Визир специальный космонавта (ВСК) между ручками управления движением (РУД) и управления ориентацией (РУО). Выше - оранжевые ручные поворотные вентили РПВ-1 и РПВ-2, отвечающие за наполнение магистралей дыхания кислородом. Два экрана (командира и бортинженера-1) это интегрированные пульты управления (ИнПУ).

Спускаемый аппарат КК «Союз МС-18» (заводской №748) - использовался при возвращении с орбиты киногруппы фильма «Вызов»

"1 февраля 2003 года при возвращении с орбиты погиб шаттл Columbia. Реальной угрозы закрытия проекта МКС не было, но ситуация оказалась критической. Стороны справились с возникшим положением, уменьшив экипаж комплекса с трёх до двух человек и приняв российское предложение о постоянном дежурстве на станции российского «Союза ТМ». Затем подтянулся модифицированный транспортный пилотируемый корабль «Союз ТМА», созданный на базе 7К-СТМ в рамках ранее достигнутого межгосударственного соглашения России и США как составная часть комплекса орбитальной станции. Главным его назначением стало обеспечение спасения основного экипажа станции и доставка экспедиций посещения.

По результатам ранее проведённых полётов международных экипажей на «Союзах ТМ» в конструкции нового корабля были учтены специфические антропометрические требования (отсюда и литера «А» в обозначении модели): среди американских астронавтов есть персоны, довольно сильно отличающиеся от российских космонавтов по росту и весу, причём как в большую, так и в меньшую сторону (см. таблицу). Надо сказать, что эта разница влияла не только на комфорт размещения в спускаемом аппарате, но и на центровку, что было важно для безопасной посадки при возвращении с орбиты и потребовало модификации системы управления спуском.

В спускаемом аппарате «Союза ТМА» установили три вновь разработанных удлинённых кресла с новыми четырёхрежимными амортизаторами, которые регулируются по массе космонавта. Оборудование в зонах, прилегающих к креслам, перекомпоновали. Внутри корпуса спускаемого аппарата в зоне подножек правого и левого кресел сделали выштамповки глубиной около 30 мм, которые позволили разместить рослых космонавтов в удлинённых креслах. Изменился силовой набор корпуса и прокладка трубопроводов и кабелей, расширилась зона прохода через входной люк-лаз. Установлены новый пульт управления, уменьшенный по высоте, новый холодильно-сушильный агрегат, блок запоминания информации и другие новые или дорабатываемые системы. Кабину экипажа по возможности расчистили от выступающих элементов, перенеся их в более удобные места."
Источник: Первый полет «Союз МС»: полвека эволюции / Offсянка

11Д62 корректирующая и тормозная ДУ С5.35 (КТДУ-35) КА «Союз»

Пневмогидроагрегат системы исполнительных органов спуска (ПГА СИОС) КК «Союз». В систему входят 6 управляющих двигателей с тягой до 15 кгс каждый, баки с топливом, баллон наддува и автоматика.

ВСК-4 (Визир Специальный Космонавта) используется для облегчения стыковки и ориентации корабля «Союз»

Индивидуальный ложемент кресла космонавтов «Казбек-УМ» в КК «Союз»

В орбитальном отсеке размещается оборудование систем жизнедеятельности, часть радиоаппаратуры, автоматика стыковки, аппаратура сближения. Груз, доставляемый на станцию распределён между орбитальным отсеком и спускаемым аппаратом.

Приборно-агрегатный отсек включает в себя переходную раму, приборную и агрегатную секции.

Тренажёр «Океан» для обучения космонавтов и астронавтов к действиям в случае аварийной посадки на водную поверхность.

Габаритно-весовой макет Э4636-212 сбрасывался с Ан-12Б для отработки парашютных систем спускаемого аппарата корабля 7К-Т («Союз-12» - «Союз-40») в 1972-1973 гг.

Вероятно это заготовка корпуса бытового отсека корабля 7К-Т («Союз», 11Ф615А8)

Пилотируемый корабль «Союз ТМА» в составе комплексного стенда орбитальной станции «Салют»

"Изготовление кораблей типа 7К-С ("Союз Т") и 7K-CT ("Союз ТМ")
Одновременно с изготовлением кораблей 7К-Т (11Ф615А8) шла подготовка производства к изготовлению нового космического корабля типа 7К-С (11Ф732), внешне похожего на корабль 7К-Т и в дальнейшем заменившего его. На завод документация на корабль 7К-С стала поступать в 1968-1969 гг.
Отличительной особенностью его была возможность транспортирования корабля на ТП в окончательно собранном виде, что значительно сокращало цикл подготовки корабля на ТП и увеличивало надежность и качество изделия, а также возможность раскрытия верхнего стыка герметичного приборного отсека на окончательно собранном изделии в КИС и в отдельном собранном приборно-агрегатном отсеке для доступа к приборам в приборном отсеке в случае обнаружения каких-либо неисправностей. Система управления кораблем была более совершенной.
...
Технология сборки агрегатов СА, БО, ПАО была аналогична технологии сборки этих агрегатов корабля 7К-Т. На корабле 7К-С для повышения надежности применяются неразъемные сварные стыки трубопроводов, т.е, сварка монтажных стыков в процессе сборки агрегатов изделия, в том числе и при наличии на изделии кабелей и приборов. Для осуществления такой технологии проводится большая подготовка производства: разработаны и изготовлены поворотные головки (приспособления) для автоматической аргонно-дуговой сварки монтажных стыков трубопроводов, зажимные центрирующие приспособления для обеспечения необходимых условий сварки.
Для контроля качества сварки применялся рентгеноконтроль сварных швов. Проведены, совместно с КБ, исследования влияния сварочных работ на собранном изделии на приборы с микроэлектроникой. Много внимания уделялось решению вопросов установки (монтажа) пороховых (снаряженных) двигателей мягкой посадки на нижнем днище СА (на корабле 7К-Т ДМП устанавливались на ТП), так как их наличие противоречило существующим правилам безопасности работ с космическими кораблями, содержащими пороховые заряды."
Семенов Ю.П. (ред.) «РКК «Энергия» имени С.П. Королева. 1946-1996»

Неизменная компоновка кораблей типа «Союз»: орбитальный (бытовой) отсек со стыковочным узлом, спускаемый аппарат, приборно-агрегатный отсек. Общий объем орбитального отсека и спускаемого аппарата около 10 кубометров.

На переходной раме, соединяющей приборную секцию со спускаемым аппаратом, устанавливаются часть двигателей причаливания и ориентации, баки с топливом, баллоны наддува, арматура, малый наружный радиатор СТР и антенна командной радиолинии.

В агрегатной секции устанавливаются сближающе-корректирующая двигательная установка корабля (с двумя двигателями), двигатели причаливания и ориентации, большой наружный радиатор СТР, часть источников тока системы электропитания корабля.

Антенны системы сближения и солнечные батареи демонтированы

"Для сборки всего изделия на заводе были спроектированы и изготовлены стенды: сборочные, для контроля геометрических параметров и для определения центра масс изделия, для проведения электрических испытаний в КИС, а также стенд для раскрытия ПАО и другое дополнительное оборудование.
Сборочные стенды были установлены в большой высотной части цеха 439. В ВИС цеха 439 проходили испытания изделия на герметичность в барокамере. Стенд для проведения электрических испытаний и "раскрытия" был установлен в "малой высотке".
Цехом 439 было собрано несколько кораблей 7К-С, в том числе и первый летный корабль, который был запущен в 1974 году ("Космос-670").

В дальнейшем после завершения программы "Союз" — "Аполлон" принимается решение о специализации сборочных цехов 439 и 444: цеху 439 поручается сборка ракетных блоков, цеху 444 — сборка кораблей 7К-Т, 7К-С, стыковочных агрегатов типа штырь-конус и АПАС. Все стенды и оснастка для собранного корабля 7К-С перемещаются в пролет нового корпуса 6 (первая очередь строительства, куда в 1975 году была перебазирована КИС цеха 416). Корпус 6 — первая очередь строительства для КИС цеха 416 — уже был построен с учетом требований технических условий на изделия, в том числе и режимных требований по радиозащите помещений КИС, т.е. выполнено его экранирование.
Однако эксплуатация КИС в новом корпусе задержалась на полгода из-за пожара в "Эхо" — камере для испытаний антенно-фидерных устройств изделий. Загорелась облицовка стен из материала "Луч-50". Впоследствии этот огнеопасный материал был заменен на негорючий.

Все работы по главной сборке изделия (стыковке агрегатов между собой), определению центра масс изделия, испытания в барокамере, заключительные работы и транспортирование на ТК проводились в цехе 439 сотрудниками цеха 444. Сборка агрегатов изделия проводилась и проводится до настоящего времени на территории цеха 444. Электроиспытания, контроль раскрытия СБ и обмер проводились на территории КИС. В дальнейшем после окончания строительства корпуса 6 — вторая очередь строительства и перебазирования в 1985 году цеха 439 в корпус 6 — все стенды из КИС и бывшего цеха 439 были перемещены в пролет нового цеха 439. Транспортирование на техническую позицию первых изделий осуществлялось в контейнере, закрепляемом на железнодорожной платформе, а в дальнейшем — в термостатируемых железнодорожных вагонах.
Активное участие в освоении сборки корабля 7К-С в цехе 439 принимали В.Г. Манухов, И.Д. Богомазов, Н.С. Костырев, М.А. Лазарев, Н.И. Антонов, В.П. Ендовин, В.В. Тимашков, Ю.Н. Снегирев, М.С. Волков, Н.Н. Хорошилов, A.M. Соловьев и другие.
Вскоре после освоения цехом 444 сборки корабля 7К-С сборка корабля № 7 переводится на поточно-позиционную сборку.
Общий цикл сборки корабля 7К-С, а затем 7К-СТ на заводе составил 233 дня; в том числе сборка "пакета" (стыковка отсеков между собой) — 22 дня, испытания в КИС — 64 дня, заключительные работы после КИС (испытания в барокамере, подготовка к транспортированию и т.д.) — 24 дня. Наиболее длительный цикл сборки агрегатов изделия составил 123 дня (сборка СА)."
Семенов Ю.П. (ред.) «РКК «Энергия» имени С.П. Королева. 1946-1996»

Беспилотный грузовой космический корабль «Прогресс»

«Прогресс» упирается в торец стенда орбитальной станции. Судя по единственному стыковочному узлу перед нами «Салют-4».

Введен новый отсек — отсек компонентов дозаправки для доставка на орбитальную станцию топлива и питьевой воды. Бытовой отсек не претерпел особых изменений при переделке его в грузовой отсек.

"Конструкторскую документацию на грузовой корабль "Прогресс" (7К-ТГ) завод начал получать в 1975 году. Это был новый корабль по конструкции и назначению. Внешне корабль был похож на корабль 7К-Т (11Ф615А8), но вместо СА был введен новый отсек — отсек компонентов дозаправки. Назначение ОКД — доставка на орбитальную станцию топлива и питьевой воды. Бытовой отсек при переделке его в грузовой отсек внешне особых изменений не претерпел, но его внутренняя компоновка была значительно упрощена, так как он предназначался для загрузки и доставки на орбитальную станцию всевозможных грузов (доставляемого оборудования).
Приборно-агрегатный отсек остался почти без изменений. Преимуществом этого корабля была полная его сборка на заводе и транспортирование на техническую позицию в окончательно собранном виде. Доставляемое оборудование в грузовой отсек устанавливалось на технической позиции.

При изготовлении корабля "Прогресс" так же, как и при изготовлении корабля 7К-Т, была применена поточно-позиционная сборка. Изготовление отсеков и агрегатов проводилось в тех же цехах, что и для корабля 7К-Т. Корпус для ОКД изготавливал цех 445, сборку и испытания ОКД проводил цех 444. При технологической подготовке производства по сборке и испытанию ОКД цеху 444 пришлось столкнуться с рядом технических проблем. Для проведения прочностных испытаний пневмогидросистемы ОКД и рентгеноконтроля сварных стыков ПГС в 1980 году была изготовлена и введена в эксплуатацию бронекабина. Ранее эти работы приходилось проводить в цехе 440 и много времени тратилось на транспортировку. Сборку остальных агрегатов корабля 7К-ТГ цех 444 проводил с использованием оснащения корабля 7К-Т.

По результатам штатной эксплуатации кораблей типа 7К завод неоднократно получал замечания, связанные с появлением в условиях невесомости металлической стружки и посторонних частиц при разгрузке на станции доставляемого оборудования. Все совместные попытки завода и ОКБ обеспечить в полной мере требования по чистоте не приносили успеха. Анализ причин и источников загрязнения атмосферы БО и способ ее очистки при эксплуатации показал, что основной причиной загрязнения является доработка каркасов полностью собранного изделия на заключительном этапе его подготовки на ТП для разных вариантов доставляемого оборудования. Источником загрязнения металлической стружкой остаются внутренние полости балок каркаса, сообщающиеся с атмосферой отсека через отверстия для крепления оборудования. Кроме того, частицы лакокрасочного покрытия и металлические частицы могли оставаться при установке доставляемого оборудования в местах его крепления.
В результате дополнительных конструкторско-технологических мероприятий удалось устранить появление стружки и посторонних частиц за счет доработки каркасов вне корабля, установки во все отверстия каркасов втулок, снятия лакокрасочных покрытий.
В 1988-1989 гг. на завод начала поступать конструкторская документация на грузовой корабль "Прогресс М" (7К-СГ). Этот корабль создавался на базе корабля "Союз ТМ" (7К-СТ)."
Семенов Ю.П. (ред.) «РКК «Энергия» имени С.П. Королева. 1946-1996»

Комплексный стенд орбитальной станции «Салют-4»

В октябре 1964 года генеральный конструктор В.Н.Челомей запустил работы над проектом орбитальной пилотируемой станции (ОПС). Эскизный проект системы «Алмаз» был принят в 1967 году. Комплекс из станции, ракеты-носителя УР-500К и кораблей снабжения ТКС предназначался в первую очередь для наблюдение из космоса за вероятным противником. К 1970 году ОКБ-52 и Завод имени Хруничева построили корпуса восьми стендовых и двух летных блоков ОПС и перешли к наземной отработке систем ОПС. В Центре подготовки космонавтов тренировались экипажи для полетов на станцию.
Однако под нажимом руководства министерства общего машиностроения изготовленные корпуса, оснастка, часть аппаратуры и документация были переданы в ЦКБЭМ, где на основе ОПС «Алмаз» с применением систем КК «Союз» в кооперации с филиалом № 1 ЦКБМ менее чем за год была создана долговременная орбитальная станция (ДОС) - «Изделие 17К». Таким образом, советская пилотируемая космонавтика использовала как гражданские ДОС «Салют», так и военные ОПС «Алмаз». В открытой печати все они проходили под названием «Салют» и выводились на орбиту РН «Протон».
ДОС первого поколения оснащалась одним стыковочным узлом (значит для смены экипажей нужно переводить станцию в автоматический режим) и не имели возможности дозаправки (ограничение по времени работы ДОС на орбите). Тем не менее «Салют-4» и «Салют-1» имели отличия во внешнем виде. Вместо четырёх неповоротных солнечных батарей, установленных на «Салют-1» попарно на переходном и агрегатном отсеке, на «Салют-4» установлены три поворотные на цилиндрической части малого диаметра рабочего отсека.

Макет орбитальной станции, предназначенный для электрических, конструкторско-технологических испытаний и последующего сопровождения работ с лётным изделием

Именно на этом макете снимали научно-фантастический фильм «Салют-7» по мотивам реального полёта Владимира Джанибекова и Виктора Савиных.

Субмилиметровый телескоп БСТ-1М орбитальной станции «Салют-6»

Холодильник продуктов для использования на орбитальной станции «Салют»

"Трёхступенчатая ракета УР-500К с космической станцией ДОС-4 стартовала с площадки «Правая» на площадке № 81 в Тюратам 26 декабря 1974 года в 07:15 по московскому времени. (400) После того как станция успешно вышла на орбиту размером 219 на 270 километров с наклонением 51,6 градуса к экватору и её системы были успешно активированы, о запуске было объявлено публично примерно через четыре часа после его осуществления. Как обычно, в общедоступном отчёте миссия описывалась как проверка конструкции станции и её бортовых систем, а также проведение научно-технических исследований.

Следующее публичное сообщение о состоянии «Салюта-4» появилось только 6 января 1975 года. На этот раз в официальном отчёте говорилось, что после серии орбитальных манёвров новая станция вышла на орбиту размером 343 на 355 километров. По данным западных источников, в общей сложности 27, 29 и 30 декабря 1974 года было проведено три коррекции орбиты. (50) Они были построены так быстро, чтобы компенсировать более низкую парковочную орбиту выбрано для второй пары космических станций DOS.

14 января 1975 года, комментируя запуск новой экспедиции на «Салют-4» на борту космического корабля «Союз-17», бывший космонавт Константин Феоктистов, работавший ведущим инженером в советской пилотируемой программе, сообщил, что 350-километровая орбита позволит вдвое сократить расход топлива, необходимого для поддержания высоты, по сравнению с предыдущими «Салютами», работавшими на более низких орбитах. Учитывая неудачи, которые преследовали программу DOS в недавнем прошлом, практически безупречная работа DOS-4, несомненно, стала огромным облегчением для инженеров и руководства НПО «Энергия» после долгих месяцев тревог.

Последующие операции экипажа на борту «Салюта-4» показали, что после пяти лет неоднозначных успехов и потери в общей сложности трёх орбитальных лабораторий советская программа по созданию космических станций наконец-то вышла на новый уровень. На «Салюте-4» побывали две экспедиции общей продолжительностью 29 и 63 дня, причём вторая стала самой продолжительной советской космической миссией на тот момент и, вероятно, приблизилась к максимальному сроку, который можно было выдержать на станции такого класса без дозаправки в полёте.

Хотя одна из трёх запланированных экспедиций на «Салют-4» не состоялась из-за аварии ракеты-носителя, сама станция проработала два года и один месяц, укрепив уверенность отрасли в возможности продления срока службы 20-тонных космических кораблей. Это совпало с осознанием того, что более тяжёлые одномодульные станции в ближайшем будущем будут невозможны из-за отмены ракеты Н1 в мае 1974 года."
Источник: Salyut-4: Finally a breakthrough

Оборудован вход через порт технологической ниши. На гражданских ДОС тут стоял орбитальный солнечный телескоп «ОСТ-1» разработки Крымской астрофизической обсерватории. На военных ОПС устанавливался фотоаппарат-телескоп «Агат-1».

На «Салют-4» доработаны сборники АСУ для обеспечения возможности удаления их за борт (после заполнения).

Шкаф хранения сублимированных и консервированных продуктов

Пульты управления удаления из атмосферы станции углекислого газа и вредных примесей

"Изготовление орбитальных станций "Салют" и "Мир"
Долговременная орбитальная станция была довольно внушительных габаритов — диаметром свыше 4 м, длиной 15 м, массой около 20 т.
Станцию ДОС (заводской индекс 17К) предполагалось изготавливать в кооперации с Московским заводом им. Хруничева: ЗИХ должен был изготавливать корпус станции, узлы и агрегаты, трубопроводы, кабели и сборку станции; ЗЭМ — необходимые комплектующие по согласованному перечню (интерьеры, арматуру, приборы, элементы системы жизнеобеспечения и т.д.), а также проводить электроиспытания ДОС в КИС. Работы по изготовлению первой станции 17К (заводской № 121) проводились в 1969-1970 гг. Первая собранная станция поступила на испытания в КИС в 1970 году.
...
Станция 17К № 121 прошла электроиспытания на ЗЭМ и была отправлена на техническую позицию, а 19 апреля 1971 года была выведена на орбиту и получила название "Салют".
Станции 17К № 122, 123, 124 проходили испытания в объединенной КИС, а начиная с 17К № 125 — в корпусе 6, после перебазирования туда КИС в 1975 году.
Особенно напряженными для завода были 1978-1979 гг. Это касалось поставки узлов и агрегатов, арматуры, приборов и кабелей ЗИХ для собираемой там станции 17К № 125-2. ЗЭМ должен был изготовить ряд узлов и агрегатов, ранее изготавливаемых на ЗИХ, для чего получил от ЗИХ стапели, оснастку, плазовые шаблоны и другое оснащение. После завершения работ с изделием 17К № 125-2 на ЗЭМ в 1979 году все стапели демонтируются и вместе с другой оснасткой, полученной от ЗИХ, возвращаются ему.

Следующей приоритетной задачей стало создание станции "Мир" (17КС), для которой завод, кроме комплектующих по согласованному перечню, изготавливал и такие крупные и сложные агрегаты, как стыковочные узлы, многоразовые солнечные батареи, остронаправленную антенну, вспомогательную двигательную установку, ферму "Софора" и т.д.
Все целевые модули к станции "Мир" проходили испытания в КИС завода."
Семенов Ю.П. (ред.) «РКК «Энергия» имени С.П. Королева. 1946-1996»

За центральным постом управления орбитальной станцией виден люк в переходной отсек, через него можно попасть в пристыкованный корабль «Союз».

"Все, кто летал с 1961 года на кораблях серии «Восток», делали разовые снимки. Они были неинформативными с точки зрения географии и не ставили своей целью решение географических задач, но были красивы и привлекали внимание.
...
В 1967 году впервые была поставлена задача серьезно поработать с космической съемкой Земли. Космонавт Владимир Комаров на корабле «Союз-1» сделал серию снимков, однако корабль потерпел катастрофу, а космонавт погиб – это был первый случай в истории пилотируемой космонавтики.

1969 год ознаменовался первым длительным полетом, который длился 19 суток, на корабле «Союз-9». Космонавты Андриян Николаев и Виталий Севостьянов сделали первые космические съемки с проведением подспутниковых экспериментов. На тот момент их проведением занимался географический факультет МГУ им. М.В. Ломоносова, предприятие № 7 ГУГК при Совете Министров СССР, МИИГАиК и ЦНИИГАиК, внесшие значительный вклад в развитие изучения Земли из космоса. Конечно, программы никакой не было, но набирались опыта. Была доказана эффективность комплексных съемок, что послужило основой для принятия решения о создании специальной географической программы пилотируемой космонавтики.

Параллельно с 1964 года велась программа разработки орбитальной станции «Алмаз». Это были секретные работы. На ней предполагалось установить фотоаппарат-телескоп «Агат-1», который фотографировал на пленку шириной 60 см с сухой проявкой. Космонавты прямо на борту проявляли и дешифрировали космические снимки. Стоит отметить, что детальность таких снимков была до 1 м. Дешифрировали с «живой» проявленной пленки. Кроме того, на станции стоял ОД-4, который использовался на станциях «Салют». Он позволял смотреть на Землю в двух режимах: с увеличением 2,5-8 крат и 25-80 крат. Кратность, равная 60, стала реальным максимумом – возможно было проводить наблюдения только над горами, дальше все плыло. Также имелось уникальное устройство – можно было «останавливать бег Земли» на 1 минуту и делать неподвижные фотографии. Кадр из-за особенностей оборудования имел круглую форму. 16 февраля 1970 года было принято решение о запуске программы орбитальных станций народнохозяйственного назначения «Салют» на основе станции «Алмаз» (без использования аппаратуры «Агат-1», а его технологическую нишу занял орбитальный солнечный телескоп «ОСТ-1» разработки Крымской астрофизической обсерватории). ...
Запуск станции «Салют-1» имел решающее значение для развития пилотируемого исследования Земли с орбиты. Она летала на высоте 200-220 км, на борту имелось 3 пленочных фотоаппарата.
...
Запуск «Салют-2» был неудачен, а под индексом «Салют-3» начата реализация программы «Алмаз». Второй и последний «Алмаз» был запущен под индексом «Салют-5».
В 1974-1977 гг. на станции «Салют-4» продолжаются совместные работы. Были установлены 12 фотоаппаратов: черно-белые, цветные и многозональные. Тогда же в Госцентре «Природа» были инициированы работы по КИПР – комплексному изучению природных ресурсов Земли. В рамках проекта были выбраны 6 районов для исследования: среди них Таджикистан, Калмыкия, северный Каспий и Крым. Работы предвосхитили будущие ГИС – брались различные карты масштаба 1:500 000 и накладывались друг на друга в целях исследования территории. Это были масштабные работы.
...
С 9 по 11 октября 1977 года состоялся первый полет на «Салют-4» («Союз-25», экипаж: Владимир Коваленок и Валерий Рюмин): космонавты испытали аппаратуру для изучения Земли. 10 декабря 1977 года экипаж «Союза-26» - Юрий Романенко и Георгий Гречко - получил первый снимок в рамках специальной программы применения космонавтов для изучения Земли. Им стал снимок ледника южной Патагонии О'Хиггинс. Он оказался уникальнейшим: редко мы видим отделение айсберга в несколько гектар, а здесь была серия снимков, фиксирующая отделение айсберга площадью 12 квадратных километров. Снимок был сделан Георгием Михайловичем Гречко. Также велись работы по визуальному наблюдению. На станции была серия биноклей для оценки возможностей визуального наблюдения космонавтами поверхности Земли.
...
Между пилотируемыми программами на «Салюте» и Международной космической станции существовала программа станции «Мир» (МКС и «Мир» даже какое-то время находились на орбите одновременно). В географической научной программе на станции «Мир» основной упор делался на многозональную съемку. К сожалению, архив снимков утерян. Именно на станции мир впервые был совершен переход на цифровую съемку в рамках пилотируемой программы. На МКС уже сразу использовались цифровые камеры."
Источник: Космические снимки на службе географии – история становления и роль ИГРАН | Институт географии РАН

Место приёма пищи

Распорядок дня - ползунок указывает на московское время, действия командира экипажа и бортинженера. Ещё одно подтверждение, что это «Салют-4» (ДОС расчитанная на две-три экспедиции из двух космонавтов по 2 месяца). ДОС-1 («Салют-1») рассчитана на полёты экипажей из трех космонавтов длительностью до месяца.

Пульт управления системой регенерации воды

Технологический макет модуля 77КСД «Квант-2» орбитальной станции «Мир»

"«Квант-2», запущенный в 1989 году, был первым из четырех модулей «Мира», созданных на базе транспортного космического корабля ТКС. ТКС был разработан в 1970-х годах для военной орбитальной станции «Алмаз». После того, как программа «Алмаз» была прекращена в 1981 году, КБ «Салют», разработчик ТКС, убедило советское руководство использовать оборудование из программы «Алмаз» для еще не запущенных космических станций «Салют-7» и «Мир».
Модули на базе системы TKS должны были заменить первоначальную конструкцию дополнительных модулей, известных как модули серии 37. В отличие от «самоходных» модулей на базе TKS, космическим аппаратам серии 37 требовался космический буксир, который доставлял бы их с начальной орбиты на станцию.
Правительство одобрило инициативу КБ «Салют», несмотря на возражения НПО «Энергия», разработчика «Мира». Руководство НПО «Энергия» настаивало на том, что корабли ТКС слишком велики и не очень подходят для этой роли."
Источник: Kvant-2 module (77KSD) | RussianSpaceWeb.com

"Задача миссии «Квант-2» заключалась в установке на станцию ??«Мир» второго комплекта гиродинов, которые, в отличие от установленных внутри модуля «Квант-1» , были смонтированы снаружи модуля. По данным НПО «Энергия», это оказалось ошибочным решением, поскольку замена вышедших из строя гиродинов оказалась гораздо сложнее, чем замена гиродинов в модуле «Квант-1».
На борту «Кванта-2» также находились новые системы жизнеобеспечения для рециркуляции воды и выработки кислорода, что позволило бы снизить зависимость орбитальной лаборатории от Земли.

«Квант-2» был разделён на три секции, изолированные друг от друга люками. Одна секция представляла собой большой шлюз с люком длиной один метр, открывающимся наружу. Внутри шлюза «Кванта-2» располагался специальный ранцевый модуль, аналог пилотируемого маневрирующего модуля НАСА (MMU). Предполагалось, что он будет использоваться во время выходов в открытый космос, особенно во время миссий «Буран» на «Мир».
Среди прочих полезных нагрузок, «Квант-2» нес вращающуюся платформу для камер и научных приборов, которой могли управлять экипаж или операторы с земли, а также блок «Инкубатор-2» для проведения биологических экспериментов.
В состав двигательной установки на борту «Квант-2» входили небольшие двигатели 11D458 и 17D58E, разработанные в НИИМАШ."
Источник: Kvant-2 module (77KSD) | RussianSpaceWeb.com

Стыковочный модуль 316ГК орбитальной станции «Мир»

Чтобы принять «Шаттл», модуль «Кристалл», оснащённый единственным совместимым стыковочным узлом на станции, нужно было повернуть к переднему стыковочному узлу базового модуля, потому что в своём обычном положении солнечные батареи «Мира» препятствовали стыковке с «Шаттлом». Чтобы избежать многократных перемещений «Кристалла», обе стороны договорились установить на модуле «Кристалл» расширение, которое обеспечило бы достаточное пространство для стыковки шаттла с «Кристаллом» в его обычном месте. В соответствии с контрактом РКК «Энергия» должна была построить так называемый стыковочный отсек, который должен был быть доставлен на станцию на борту космического челнока.
Стыковочный отсек также был спроектирован как платформа для двух новых солнечных панелей, которые впоследствии должны были быть перенесены и установлены на заранее подготовленных креплениях на модуле «Квант-1».
...
В июне 1995 года недавно собранный стыковочный узел был доставлен по воздуху на борту транспортного самолёта Ан-124 из Москвы на мыс Канаверал.
13 ноября 1995 года космический челнок «Атлантис» стартовал в рамках миссии STS-74 с пристыковочным отсеком в грузовом отсеке. С помощью роботизированной руки шаттл поднял модуль из грузового отсека и установил его на стыковочном узле шаттла. 15 ноября «Атлантис» успешно состыковался с Миром через стыковочный отсек. По завершении визита американский орбитальный аппарат отстыковался от российской станции, и стыковочный отсек остался прикреплённым к «Кристаллу». Источник: Mir's Docking Compartment

Стыковочный модуль 316ГК был шестым модулем, пристыкованным к станции «Мир». Фактически, это "удлинитель" модуля «Кристалл», чей стыковочный узел создавали для «Бурана». NASA беспокоилось по поводу расстояния между шаттлом и солнечными панелями «Мира».

Модуль представляет собой верхние половины двух орбитальных (бытовых) отсеков корабля типа «Союз ТМ» с цилиндрической проставкой между ними. На каждом конце модуля смонтировано по стыковочному узлу АПАС-89.

Заводом экспериментального машиностроения изготовлено 4 стыковочных отсека (один штатный и три для испытаний).

По финансовым причинам вместо того чтобы покрыть модуль белым теплозащитным экраном, на него установили необычный оранжевый экран, из имеющихся запасов.

"Модуль состоял из того, что по сути было двумя орбитальными модулями типа "Союз ТМ-16", разрезанными пополам, с цилиндрической центральной частью, установленной в центре двух половин, которые включали в себя стыковочное устройство (две другие половины не использовались). На каждом конце было смонтировано по стыковочному узлу АПАС-89. Также были предусмотрены точки крепления для двух ящиков (с новыми солнечными батареями) и других внешних экспериментальных устройств. Модуль был оснащён собственной системой терморегулирования, телевизионной передачи и телеметрии. Вместо того чтобы покрыть модуль новым белым теплозащитным экраном, на него установили необычный оранжевый экран, который был выбран из уже имеющихся запасов по финансовым причинам."
Источник: Rex Hall «The History of Mir 1986–2000»

Возвращаемая баллистическая капсула «Радуга»

Капсула выстреливалась в сторону Земли пружинным механизмом из грузового отсека корабля «Прогресс» после отделения его от станции и торможения. Далее движение было неуправляемым. Точность попадания в место поиска составляла 150 км, а перегрузка во время спуска – 100 g.

Одна из девяти возвращаемых баллистических капсул «Радуга». Порядковый номер или иные технические надписи не обнаружил.

Крышка парашютного отсека снята и лежит под капсулой. Использование «Радуги» уменьшало грузоподъёмность «Прогресса-М» примерно на 100 кг, до 2400 кг.

Капсулами «Радуга» были оснащены девять транспортных беспилотных грузовых кораблей «Прогресс-M». Грузовики типа «Прогресс» создавались на базе космического корабля «Союз» для обеспечения длительного функционирования орбитальных станций. На Землю транспортные корабли не возвращались, их существование заканчивалось в плотных слоях атмосферы над заданным районом Тихого океана. Соответственно, их нельзя было использовать для доставки грузов на Землю. Интересным решением транспортной проблемы стало использование возвращаемых баллистических капсул «Радуга». Судя по маркировке (№4), этот экземпляр капсулы использовался в составе транспортного корабля «Прогресс M-10» 11Ф615А55, стартовавшего к орбитальной станции «Мир 17 октября 1991 года. Рассказать об этом изделии мне поможет книга Гудилина В.Е., "КК «Прогресс», «Прогресс-M» и их модификации". Цитирую:

"В связи с непрерывным ростом объема научно-технических исследований на орбитальных станциях типа «Салют» и «Мир» возникла проблема оперативного возвращения на Землю материалов с результатами исследований. В апреле 1988 года начальник отдела 181 О.Н. Лебедев и начальник сектора В.Е. Миненко доложили главному конструктору Ю.П. Семенову результаты проработок по этой проблеме, после обсуждения которых было принято решение о создании возвращаемой баллистической капсулы. Выводить и возвращать капсулу планировалось с помощью грузовых кораблей «Прогресс M». Для этого на участке от выведения на орбиту и до стыковки со станцией она разъединялась на две части и размещалась в грузовом отсеке корабля; экипаж станции перед отстыковкой грузового корабля закладывал внутрь капсулы материалы с результатами исследований, соединял обе части капсулы вместе, закреплял ее на фланце люка стыковочного агрегата корабля, проверял готовность ее систем к выполнению операций для возвращения на Землю. После расстыковки со станцией грузовой корабль выдавал тормозной импульс. Капсула перед входом в плотные слои атмосферы выталкивалась из грузового отсека пружинным механизмом, входила в плотные слои атмосферы, осуществляла баллистический спуск, затем спуск и посадку на парашюте с высоты 11 000-17 000 м.

В июле 1988 года был издан приказ генерального директора о создании капсулы в кратчайшие сроки, в соответствии с которым в январе 1989 года был разработан эскизный проект, а к концу 1990 года изготовлена первая капсула массой 350 кг. Масса возвращаемого груза составляла до 150 кг. В разработке эскизного проекта капсулы принимали участие проектные отделы 178 (начальник отдела К.П. Феоктистов), 179 (начальник отдела В.А. Овсянников), 174 (начальник отдела Л.И. Дульнев), 154 (начальник отдела Г.И. Казаринов) и ведущие конструкторы Г.Г. Табаков и Е.П. Вяткин.

Возвращаемая баллистическая капсула неизвестного космического комплекса

Дальняя капсула это «Радуга», сбрасываемая с «Прогрессов». Ближняя — возвращаемая баллистическая капсула неизвестного космического комплекса.

Четыре аэродинамических щитка защищают от перегрева несколько лючков в верхнем торце капсулы. Самый большой люк, вероятно, служил для доступа в металлический цилиндр хранящий доставляемый груз.

Удивительно — никаких следов парашютной системы или узлов её крепления. С трудом могу представить чтобы автоматика на борту космического аппарата затягивала массивные болты на люках.

Загадочная капсула. Она не похожа ни на что широко известное:
- Это не «Радуга», сбрасываемая с одноразовых «Прогрессов» (четыре из девяти экземпляров выставлены в Калуге, на ВДНХ, в Московском мемориальном музее космонавтики, в музее первого полёта города Гагарина).
- Капсулу спутников фоторазведки «Янтарь» исключаем. Это сфера, раскрывающаяся напополам (выставлена в музее СГАУ).
- Вычеркиваем и универсальную малогабаритную спускаемую капсулу спутника «Орлец». Судя по фотоснимкам, под теплозащитой скрывается ярко-красный конус с требовательными надписями о доставке устройства в ближайший военкомат.
- Экспонат даже близко не похож на специальные капсулы 11Ф76 (блок К) которыми предполагалось возвращать на Землю отснятую на ОПС «Алмаз» фотоплёнку (схема и макет выставлены в Калужском музее).
- В прекрасной книге «Огранка Алмазов» на страницах 118-119 упоминается о проработке в 1974-1976 гг. двух вариантов возвращаемых КСИ (капсул сбора информации) для автоматических станций фоторазведки «Алмаз-К». К сожалению, рисунок и чертеж слишком мелкие, невозможно понять, насколько КСИ похожи на капсулу из "высокого корпуса". Однако, устройство распределения фотоплёнки по капсулам явно не предполагало затяжку мощных болтов на крышке. Опять-таки не видно следов крепления тормозной двигательной установки и парашютной системы. Без них невозможно обеспечить сохранность груза и сколь-нибудь приемлемую точность приземления.
- Возможно были ещё какие-то капсулы возврата информации с орбиты, но мне они, к сожалению, не знакомы.

Ну и под занавес, вот вам вишенка на тортике. Полное изумление вызывает надпись на контейнере внутри загадочной капсулы: "15Ф1". Этот индекс закреплён за головной частью МБР 8К98 РТ-2 из того же музейного зала.

Маркировка на контейнере (светлый цилиндр в центре капсулы): 15Ф1 8100-ОТ15 изд. 15Ф1М №1

Вероятно, в центре — контейнер полезной нагрузки

Сильфонный бак объединенной двигательной установки орбитальной станции «Мир»

Сильфон - тонкостенная металлическая цилиндрическая оболочка с поперечной гофрированной боковой поверхностью; расширяется или сжимается вдоль оси подобно пружине под действием разности давления внутри и снаружи или от внешнего силового воздействия. Применяется в пневмоавтоматике как чувствительный орган, для гибкого соединения трубопроводов и др.

Сильфонный узел бака. Многократные дозаправки ДУ орбитальной станции стали возможны благодаря применению сильфонных баков от грузового корабля «Прогресс».

Конструкция сильфонного бака включает в себя газовую полость (полость наддува) и гидравлическую (топливную) полость. Газовая полость образована цилиндрическим корпусом, закрытым с торцов полусферическими днищами, На внутреннюю поверхность корпуса нанесён материал фторопласт. Внутри газовой полости размещена гидравлическая полость, образованная сильфоном и сферическим днищем с запорным клапаном и перекладывающейся диафрагмой.

Перекладывающаяся диафрагма

Блок компрессоров орбитальной станции «Мир». Предназначен для перекачки азота из газовой полости топливных баков в баллоны объединенной двигательной установки.

Топливный бак ДУ состоит из газовой и жидкостной полостей, разделённых между собой герметичным разделителем (сильфоном). Бак обеспечивает многократную подачу (вытеснение) и приём (дозаправку) топлива. Вытеснение топлива из бака осуществляется системой наддува. Система наддува поддерживает постоянное давление в газовой полости бака. При работе двигателей количество топлива в баке уменьшается, газовая подушка увеличивается, и сильфон сжимается.
...
Дозаправка баков ДУ ФГБ и ОДУ СМ проводится из топливных баков ТГК «Прогресс». Перед передачей топлива подтверждается герметичность состыкованных магистралей (оценивается по спаду давления). Процесс дозаправки баков начинается с открытия клапанов дозаправки, после чего топливо поступает по магистралям в топливные полости баков. Условием гарантированного перелива топлива из баков ТГК «Прогресс» в баки ДУ является создание перепада давления. Системы наддува ДУ ФГБ и ОДУ СМ создают в баках рабочее давление 21±2 кгс/см2, что выше давления в баках ТГК «Прогресс» (19±2 кгс/см2 ). Снижение давления в дозаправляемых баках осуществляется либо за счёт откачки газа из полости наддува баков с помощью компрессоров, либо за счёт выработки топлива из баков при закрытом наддуве (газовая полость расширяется — давление уменьшается).
...
Впервые такие баки были применены на орбитальной станции «Мир»."
Источник: Смоленцев А.А., Белобородов К.С., Кропотин С.А., Стриженко П.П., Гундарев А.С., Титов М.Ю., "Двигательные установки МКС"

Ракетный блок "А" ракеты-носителя «Энергия»

"Ракета-носитель (РН) «Энергия», создававшаяся как составная часть многоразовой космической системы (МКС) «Энергия — Буран», является универсальным средством выведения сверхтяжелого класса, способным доставлять на орбиты в околоземное космическое пространство крупногабаритные полезные грузы массой до 100 т на внешней подвеске.
...
Двухступенчатая РН «Энергия» выполнена по пакетной схеме с параллельным расположением ступеней и боковым расположением полезного груза, в которой четыре боковых ракетных блока I ступени (блоки А) располагаются вокруг центрального ракетного блока II ступени (блока Ц). РН устанавливается на стартово-стыковочный блок (блок Я), предназначенный для ее стыковки с пусковой установкой (ПУ) стартового комплекса и обеспечения силовых, пневмогидравлических и электрических связей РН с ПУ и комплексом наземного оборудования при подготовке к пуску.
Стартово-стыковочный блок служит опорным силовым элементом при сборке и транспортировке РН. После пуска ракеты стартово-стыковочный блок остается на пусковом устройстве и может использоваться повторно.
...
Двигательная установка РН «Энергия» состоит из четырех четырехкамерных кислородно-керосиновых двигателей РД-170 (по одному на каждом из четырех блоков I ступени ракеты) и четырех однокамерных кислородно-водородных двигателей РД-0120 на центральном блоке II ступени, а также пневмогидросхемы, обеспечивающей их функционирование. Двигатели РД-170, специально разработанные для РН «Энергия», обладают рекордными параметрами и не имеют аналогов за рубежом.
Все двигатели начинают работать со старта, причем запуск двигателей второй ступени происходит с некоторым опережением (8 с) запуска двигателей первой ступени. За это время система диагностики проводит заключительные проверки и дает «разрешение» на запуск двигателей первой ступени, таким образом исключается старт РН с неисправным двигателем. ...
Особое место среди проектно-конструкторских решений занимает ракетный блок I ступени. В соответствии с тактико-техническим заданием МКС «Энергия — Буран» должна быть многоразовой и использоваться в полете не менее 10 раз. В результате всесторонних исследований была выбрана парашютно-реактивная схема возвращения блока после его отделения от РН. Возвращение и повторное использование блоков — это сложная научно-техническая задача, которую предполагалось решать последовательно, по мере проведения экспериментальной отработки. При первых летных испытаниях блоки А в составе РН не оснащались средствами возвращения, а использовались лишь отдельные системы для их отработки.

Важным фактором, повлиявшим на успешную реализацию программы создания ракетного блока А, стало то, что параллельно с работами НПО «Энергия» по созданию РН «Энергия» в КБ «Южное» (г. Днепропетровск, генеральный конструктор В.Ф. Уткин) разрабатывалась РН среднего класса «Зенит». Ракетные блоки обеих РН должны были быть максимально унифицированными. Унификация предусматривалась по размерам топливных баков, применяемым конструкционным материалам, по двигателю и большинству агрегатов автоматики. Опережающие сроки создания РН «Зенит» сделали возможным во многом распространить на блок А результаты наземной и летной отработки блока I ступени РН «Зенит». Изготовление модульной части блока А осуществлялось «Южмашзаводом» (г. Днепропетровск, директор Л.Д. Кучма). Изготовление хвостового и носового отсеков и сборку блоков А производил Завод экспериментального машиностроения (г. Калининград Московской обл., директор А.А. Борисенко)."
Ракета-носитель «Энергия» - Госкорпорация «Роскосмос»

Силовой высоконагруженный титановый носовой конус блока "А" изготавливался в цехе 445. Он состоял из пяти частей и сваривался электронным лучом в вакууме. Толщина по месту сварки составляла около 50 мм. Эту сложную технологическую проблему решали сотрудники отдела сварки В.В. Николаев и А.И. Солодков.

Спасение ракетных блоков I ступени запланировали, но не отработали (программа была закрыта после двух пусков). Соответственно, при запусках безвозвратно терялись дорогостоящие ЖРД - четыре РД-0120 и четыре РД-170.

Корпус бака окислителя блока "А" ракеты-носителя «Энергия»

"Изготовление блока А — 11К25
В соответствии с распределением работ по блоку А завод изготавливал носовую часть, хвостовой отсек, обтекатели, систему рулевых приводов блоков А ракеты "Энергия" (11К25) и осуществлял сборку блоков на техническом комплексе.
Объем подготовки производства был весьма значительным. По блоку А необходимо было спроектировать и изготовить свыше 16 000 наименований оснастки, а по арматуре блока Ц — свыше 12 000 наименований оснастки. Изготовлению крупногабаритных деталей для агрегатов блока А предшествовала большая работа по производству заготовок для этих деталей.
Основные агрегаты блока А были сосредоточены в цехе 440. Для клепки приборно-агрегатного, хвостового, переходного отсеков спроектировали и изготовили сложные крупногабаритные стапели, организовали участок изготовления обтекателей блока А. В связи с применением на обтекателях блока А новых неметаллических материалов была организована широкая кооперация с заводом "Пластик" в г. Сызрань (директор Е.Н. Брюханов). Силовой высоконагруженный титановый носовой конус изготавливался в цехе 445. Он состоял из пяти частей и сваривался электронным лучом в вакууме. Толщина по месту сварки составляла около 50 мм. Эту сложную технологическую проблему решали сотрудники отдела сварки В.В. Николаев и А.И. Солодков. Все командные детали изготавливали во вновь созданном цехе 441 (начальник Н.А. Рудаков).
Применение новых неметаллических материалов потребовало разработки и внедрения новых технологий. Отработка технологий покрытий проводилась на штатных сборках на малярном участке цеха 445 и на заводах-смежниках "Пластик" и "Прогресс"."
Семенов Ю.П. (ред.) «РКК «Энергия» имени С.П. Королева. 1946-1996»

РД-170 (11Д521) — ЖРД бокового блока первой ступени ракеты-носителя «Энергия»

"... для ракет-носителей "Зенит" и "Энергия" требовалась разработка четырех ракетных двигателей: для первой и второй ступеней ракеты-носителя "Зенит" и, в свою очередь, для первой и второй ступеней ракеты-носителя "Энергия". Что касается первых ступеней ракет-носителей, то здесь вопросов не было: на первые ступени проектировался и разрабатывался нашей организацией двигатель тягой 740 тс, для второй ступени ракеты-носителя "Зенит" требовался двигатель на компонентах топлива жидкий кислород и керосин тягой порядка 90 тс и, наконец, для второй ступени ракеты-носителя "Энергия" требовались двигатели на компонентах топлива жидкий кислород и водород общей тягой порядка 800 тс.
...
... в конце 1973 года на расширенном совещании ведущих специалистов предприятия была определена конструктивная схема двигателя: она была выбрана четырехкамерной, так как эта схема имеет целый ряд существенных преимуществ. Основным преимуществом является возможность автономной отработки камеры сгорания. Кроме того, тогда же были выбраны стратегические направления доводки двигателя. Основополагающим стало решение об автономной отработке сначала основных агрегатов двигателя, а уже затем отработка двигателя в целом. Это решение далось очень мучительно, так как в то время бытовало мнение, что автономная отработка агрегатов двигателя ничего не дает. Считалось, что агрегаты в целом оказывают друг на друга воздействие, которое, по существу, требует их передоводки уже в составе двигателя. К тому времени имелся положительный опыт доводки двигателя с отработкой основных агрегатов в модельных установках натурной величины, например отработка камеры сгорания двигателя РД-111, предназначенного для ракеты военного назначения Р-9. В то же время был и отрицательный опыт попытки доводки двигателя без автономной отработки основных агрегатов при создании 640-тонного двигателя РД-270."
Источник: Трофимов Владимир Федорович «Осуществление мечты»

"... работа над двигателем РД-170 (171) длилась уже почти десять лет (если вести отсчет от даты получения технического задания на разработку двигателя от головного разработчика, то есть с февраля 1976 года). Фактически же мы начали работать над проектированием двигателя в 1973 году, то есть прошло более десяти лет. Но впереди еще самое ответственное: летные испытания и подготовка к ним. Начался очередной период в доводке двигателя, период подготовки к летным испытаниям, который условно можно исчислять с января по апрель 1985 года.

Итак, с 1973 года до начала 1985 года прошла целая эпоха создания мощного ЖРД, не имеющего аналогов в отечественном и зарубежном ракетном двигателестроении. Были проведены все необходимые наземные испытания, включая испытания в составе первой ступени ракеты-носителя "Зенит". Двигатель, прошедший необходимые контрольно-технологические испытания, поставлен головному разработчику для установки на Южном машиностроительном заводе на ракету-носитель "Зенит" для проведения первого летно-конструкторского испытания. Теперь уже двигатель находится под эгидой головного разработчика, то есть специалистов конструкторского бюро "Южное".
И вот на календаре 13 апреля 1985 года. Главный конструктор В.П. Радовский с необходимой свитой специалистов из первых лиц соответствующих служб находится на полигоне. В этот день состоится первое летное испытание ракеты-носителя "Зенит"."
Источник: Трофимов Владимир Федорович «Осуществление мечты»

См. также:
Камера сгорания ЖРД-170. Музейно-выставочный центр «Самара Космическая»
РД-170 — ЖРД первой ступени ракеты-носителя «Энергия», Музей РКК «Энергия». Площадка имени В.Д. Вачнадзе
Двигатель РД-171 (11Д520) I ступени РН «Зенит». Национальный музей ракетно-космической техники при ФКП «НИЦ РКП»
Клепиков И.А., Рахманин В.Ф., «О разработке альтернативного двигателя для ракеты-носителя "Энергия" и о роли В.П. Глушко в создании двигателя РД-170 (171)»
Трофимов Владимир Федорович «Осуществление мечты» (история разработки мощных ЖРД РД-170 и РД-171)
Кирилин А.Н., Родин Н.П., Петренко С.А. «Незабываемые космические программы»
Чванов В.К. (ред.) «НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко. Путь в ракетной технике»

РД-0120 (11Д122) - маршевый ЖРД второй ступени ракеты-носителя «Энергия»

Экспериментальная установка для газодинамических испытаний комплекса «Энергия-Буран» (в масштабе 1:10)

"В 1981 г. на стенде СВОД-М, а затем на стенде УТТС были проведены первые эксперименты по отработке газодинамики старта изделия «Зенит» на крупномасштабных моделях (М1:5), а с 1983 г. параллельно начата отработка газодинамики старта изделия «Энергия-Буран» и «Энергия-М» на моделях стартовых сооружений масштаба М1:10, при этом впервые модельные испытания были использованы для отработки конструктивных решений по системам охлаждения старта, как на изделии «Зенит», так и на изделии «Энергия-Буран», что впоследствии было реализовано на натурных стартах. Был получен большой материал по нагрузкам, возникающим на кормовой части изделия и ПУ, на основе которых учеными, конструкторами были даны оценки безопасного и гарантированного старта ракет.
Стенд СВОД-М обеспечивает отработку газодинамики старта ракет-носителей (РН) на моделях крупного (М1:5-1:10) масштаба с тягой до 50т. Эксперименты проводятся с целью определения в натурной последовательности и при взаимном влиянии всего комплекса процессов (квазистационарных газодинамических, ударноволновых, тепловых, акустических), действующих на ракету-носитель и стартовое сооружение при запуске двигательной установки, сходе РН и подъеме на высоту 50-80 м. Изделия прошедшие отработку: РН «Н-1», РН «Зенит», МКС «Энергия-Буран», РН «Энергия-М»."
ФКП "НИЦ РКП" : Испытания газодинамики старта

Дополнительные фотоматериалы по отработке на стенде СОМ-1 (стенд обжига материалов) крупномасштабной (М1:10) модели системы «Энергия-Буран» см. по ссылке: Национальный музей ракетно-космической техники при ФКП «НИЦ РКП»

Объединённая двигательная установка орбитального корабля «Буран»

"В статье «Первый полет» («Авиация и космонавтика», 1989, N4) авторы В.Кравец и О.Бабков, характеризуя объединенную двигательную установку (ОДУ) орбитального корабля "Буран", пишут, что в ее состав входят 48 двигателей трех размерностей по тяге. Однако сложность и новизна ОДУ определяются не столько количеством двигателей и разнообразием решаемых с их помощью задач, сколько новыми техническими решениями, необходимость которых была вызвана выбором топливной пары "жидкий кислород + углеводородное горючее".
Даже теперь, спустя почти полтора десятилетия, этот выбор не кажется бесспорным для многих специалистов. Дело в том, что для двигательных систем подобного типа использование криогенного топливного компонента, такого, как жидкий кислород, связано с решением множества технических проблем. Ведь до сих пор в мировой практике двигательные установки для орбитальных космических аппаратов создаются исключительно на базе некриогенных топлив либо однокомпонентных (гидразин, перекись водорода), либо двухкомпонентных (окислитель - азотный тетроксид, горючее - производные гидразина). Почти все эти вещества (кроме перекиси водорода) высокотоксичны, а некоторые производные гидразина, кроме того, еще и экологически опасны.
Использование же кислородно-углеводородного топлива позволило значительно повысить энерговооруженность "Бурана", сделать его эксплуатацию более безопасной и экологически чистой. И это особенно важно для многоразовых транспортных космических систем. И еще. Появилась возможность объединить ОДУ с другими бортовыми системами "Бурана", использующими кислород, например, электропитания и жизнеобеспечения.
Техническое своеобразие установки во многом определилось повышенными требованиями к безопасности и надежности, обеспечению многоразовости, выхода из нештатных ситуаций и др. Кроме того, влияние массы топлива на центровку "Бурана" как крылатого летательного аппарата также сказалось на ее техническом облике. И потому неудивительно, что создание ОДУ оказалось очень сложным делом и потребовало многих сил от конструкторов, производственников и испытателей."
Источник: Б. Соколов, А. Санин, «В одной упряжке мороз и пламя» («Авиация и космонавтика», №1/1991)
См. также: Носовой блок объединённой двигательной установки орбитального корабля «Буран». Национальный музей ракетно-космической техники при ФКП «НИЦ РКП»

Маршевый двигатель 17Д12 объединённой двигательной установки орбитального корабля «Буран»

Система электропитания орбитального корабля «Буран»

Система электропитания орбитального корабля «Буран» на основе электрохимических генераторов и блоков хранения кислорода и водорода.

Макет перспективного транспортного корабля ПТК

Информационный стенд о перспективном транспортном корабле ПТК

"ПТК НП – многоразовый пилотируемый космический корабль, разрабатываемый специалистами РКК «Энергия» им. С.П. Королёва для транспортного обеспечения перспективных пилотируемых проектов Российской Федерации, полетов на околоземную орбиту и в дальний космос. Модификации корабля также могут быть использованы в беспилотном режиме для доставки полезных грузов на околоземную станцию, а также для обеспечения длительных автономных полетов при выполнении целевых задач и в рамках перспективных проектов, таких как полеты к Луне.
Особенности ПТК НП:
- многоразовое использование возвращаемого спускаемого аппарата (до 10 раз) с обеспечением мягкой посадки;
- увеличенная точность места посадки;
- безопасность экипажа на всем участке выведения;
- увеличенный внутренний объем обитаемых отсеков, позволяющий расширить экипаж до 4-6 космонавтов в зависимости от модификации."
Источник: РКК "ЭНЕРГИЯ" - Космическая деятельность

Андрогинно-периферийный агрегат стыковки АПАС-75

АПАС тяжелее и дороже стыковочных агрегатов типа «штырь-конус». Его применение нецелесообразно если нужно стыковать корабль «Союз» к орбитальной станции. В этой ситуации заранее определены активный и пассивный космические аппараты.
Универсальность стыковочного узла АПАС важна если роль корабля в течение одного полёта может меняться с пассивной на активную. Это ситуация полёта за пределы орбиты Земли, когда возникнет необходимость стыковки с другим кораблём, орбитальной станцией, лунным посадочным модулем.

АПАС-75 был разработан для экспериментального полёта «Аполлон — Союз»

Корпус стыковочного агрегата для КК «Союз» 11Ф732.Г5100А1-01 (штампованая заготовка из сплава АМГ6М с механической обработкой на пятикоординатном станке с ЧПУ).

"Изготовление узлов и агрегатов корабля 7K-TM для программы "Союз" — "Аполлон"
Принципиальное отличие корабля 7К-ТМ от 7К-Т заключалось в наличии нового стыковочного агрегата — андрогинного периферийного агрегата стыковки. Остальные агрегаты заимствованы у корабля 7К-Т, но с более высокими требованиями к качеству изготовления.
Особое внимание уделялось подготовке и изготовлению стыковочных агрегатов, так как до изготовления штатных АПАС необходимо было подготовить целый ряд стыковочных агрегатов для проведения конструкторско-доводочных испытаний, электрический макет и стыковочные агрегаты для совместных работ с кораблем "Аполлон"в США. Основной корпус стыковочного агрегата решено было изготавливать из крупногабаритной цельноштампованной заготовки (сплав АМг6).

Технология получения заготовки-штамповки разрабатывалась коллективом Каменск-Уральского металлургического завода и ЗЭМ. По своей конфигурации штамповка не могла быть изготовлена традиционными методами, требовалось изготовить уникальный штамп с разъемной матрицей для гидравлического пресса большой мощности.
Были изготовлены две партии штамповок: в марте 1973 года — 15 штук, в декабре 1973 года — 18 штук.
Уникальность штамповки подтвердилась успешной демонстрацией на Международном авиационном салоне в Ле Бурже. Коллектив разработчиков технологии был отмечен специальной премией. Большой вклад в освоение технологии штамповки внесли заместитель главного металлурга В.П. Николаев, начальник группы А.Г. Вержбицкий.

В процессе механической обработки штамповки корпуса согласно технологии предусматривались двойной ультразвуковой контроль сплошности металла и гидроиспытания под внутренним давлением 1,65 кгс/см2 всех заготовок (все 100%). Однако в процессе испытаний на герметичность стыковочного агрегата, прошедшего КДИ (функционирование на горизонтальном стенде), была обнаружена повышенная негерметичность. По специально разработанной методике проводится дополнительный контроль всех корпусов на заводе и на ТП. В результате была выявлена причина негерметичности: складка металла в строго определенной зоне, образовавшейся в процессе прошивки отверстия в заготовке. Дополнительными испытаниями на функционирование было доказано, что дефект не получает развития, не влияет на прочность агрегата и изделие может быть допущено в полет после ликвидации негерметичности методом заклеивания.

Механическая обработка корпусов стыковочного агрегата сложного профиля с высокими требованиями к точности изготовления, чистоте обработки, с наличием точных отверстий, которая производилась в цехе 417 (начальник цеха Ф.П. Филимонов), отличалась большими трудностями, которые усугублялись еще и жесткими сроками изготовления. Цикл обработки составлял около 1,5 месяца. Для выполнения этих сроков в цехе была организована работа в три смены и в выходные дни. Очень самоотверженно работали работники цеха 417 и ОГТ B.C. Гаврилов, Л.И. Ражева, В.Ф. Осокин, Г.И. Сафонов, В.Н. Шарапов и Г.В. Рожанович.
Всю комплектацию, кроме корпуса и крышки, изготавливали цехи приборного производства. Для изготовления некоторых деталей были привлечены и цехи 427 и 446. Сборку АПАС производил цех 444. Технологическая подготовка до начала сборки заняла около года."
Семенов Ю.П. (ред.) «РКК «Энергия» имени С.П. Королева. 1946-1996»

См. также:
Андрогинный стыковочный модуль | Центр «Космонавтика и авиация» на ВДНХ
Стыковочный узел транспортного пилотируемого корабля «Союз» | Центр подготовки космонавтов им. Ю.А.Гагарина
Андрогинный периферийный агрегат стыковки (технологический дубликат) | Мемориальный Музей космонавтики
Стыковочный узел АПАС-89 | Государственный музей истории космонавтики имени К. Э. Циолковского
Программа ЭПАС (экспериментальный полет «Аполлон—Союз»). Музей РКК «Энергия». Площадка имени С.П. Королева
Андрогинно-периферийный агрегат стыковки АПАС-75. Музей РКК «Энергия». Площадка имени В.Д. Вачнадзе

Космическая ядерная энергетическая установка

Макет термоэмиссионного реактора-преобразователя. Теплотехнический имитатор электрогенерирующего пакета реактора космической ЯЭУ. Справа - тепловая труба холодильника-излучателя космической ЯЭУ.

Электромагнитный насос для прокачки лития. Макет реакторной литиевой петли.

Тепловая труба холодильника-излучателя космической ЯЭУ. Индукторы электромагнитных насосов для прокачки жидкометаллических теплоносителей.

Информационный стенд по электроракетной двигательной установке с ядерной энергетической установкой