Пилотируемые КК "Союз" в отличие от КК "Восток" создавались для решения в космосе целевых задач. На начальном этапе разработки, в частности, это была задача облета и исследования Луны. Корабли должны были получить новые качества по функционированию и по безопасности полета. С кораблями "Союз" неразрывно связано решение проблемы создания и использования средств сближения и стыковки космических аппаратов. Корабль "Союз" разрабатывался в последовательных модификациях - 7К, 7К-ОК, 7К-Т, 7К-ТМ.
Рождение космических кораблей "Союз" восходит к 1960 г., когда стали активно рассматриваться варианты пилотируемых космических полетов, в том числе облет Луны и средства для ее выполнения.
Использование даже самой мощной по тем временам ракеты-носителя "Восток" не обеспечивало прямое выведение корабля к Луне и для обеспечения достаточной энергетики требовало сборку на орбите.
Исследования проблем сближения и стыковки КА на орбите начались с 1959 г.
В 1960-61 гг. были проведены исследования различных вариантов создания на орбите пилотируемого ракетно-космического комплекса для полета к Луне, рассмотрены автоматическая стыковка корабля и нескольких ракетных ступеней, возможность использования "космического стапеля" с манипуляторами-захватами для соединения частей комплекса и исследованы варианты систем автоматического сближения .
В 1961-1962 гг. был определен окончательный облик ракетно-космического комплекса (проект "Союз") для облета Луны с экипажем из двух человек на базе ракеты-носителя Р-7А. В его состав входили (в порядке выведения на орбиту):
- ракетный блок для старта к Луне 9К, который выводился на орбиту в незаправленном состоянии;
- танкеры-заправщики ракетного блока 9К окислителем и горючим 11К, автоматически стыковавшиеся с РБ 9К в "активном" режиме;
- пилотируемый корабль 7К, осуществлявший стыковку с заправленным РБ 9К.
Первый эскизный проект комплекса содержал основные положения и общие сведения по проекту "Союз", включая описание составных частей комплекса, направление работ и требования к его дальнейшей разработке.
В 1960-1963 гг. в обеспечение разработки пилотируемого корабля 7К был осуществлен ряд научно-технических и проектных исследований по поиску и выбору основных технических решений, по определению характеристик и параметров корабля, спускаемого аппарата и бортовых систем.
При выборе формы спускаемого аппарата "Восток" было предложено принять за основу "сегментальную форму", передняя несущая часть которой представляла собой сегмент сферы. Однако, в целях уменьшения риска было принято решение об использовании сферической формы, к тому времени хорошо изученной и имеющей стабильное положение центра давления.
При разработке проблем возвращения космических кораблей с орбиты изначально рассматривались два подхода: авиационный, связанный с использованием аэродинамического качества при спуске и посадке, и ракетный, идущий от опыта по головным частям с приземлением на парашютах. Первый пилотируемый корабль "Восток" использовал баллистический спуск и вертикальную посадку. Предстояло определить концепцию спуска и посадки для кораблей нового поколения.
В результате сравнительного анализа по кораблям одноразового применения для возвращения экипажа с околоземной орбиты (постановка задачи того времени) были сделаны следующие выводы:
- крылатые схемы существенно увеличивают массу КК и затрудняют разработку тепловой защиты;
- спуск в атмосфере обеспечивают КК баллистического типа или близкие к ним КК скользящего спуска (аэродинамическое качество 0,2-0,3); введение крыльев ради самолетной посадки нерационально, и целесообразно использование средств вертикального приземления.
Главный результат состоял в выборе концепции развития КК баллистического или скользящего спуска с вертикальной посадкой, как генерального направления.
На основе этой концепции в 1961-1962 г. были определены основные направления обеспечения аэродинамического качества и поиска оптимальной формы спускаемого аппарата; выбора и разработки способа и алгоритмов управления спуском и выбора средств приземления.
Анализ полета к Луне показал, что при возвращении рационален, а для снижения стартовой массы КК необходим, вход в атмосферу Земли со второй космической скоростью (до 11 км/с). Это потребовало применения аэродинамического качества для расширения коридора входа (диапазон высот условного перигея орбиты при входе в атмосферу) до приемлемых для системы управления значений.
Эффект действия подъемной силы заключается в том, что при больших высотах она прижимает КК к Земле, обеспечивая его захват атмосферой, а при малых поднимает траекторию, снижая перегрузки, т.е. делает приемлемым увеличенный разброс высот. В то же время при посадке на территорию СССР дальность полета с юга на север при входе в атмосферу (не выше 200 с.ш.) была много больше, чем при спуске с орбиты, и составляла 3000-7000 км. Это тоже требовало использования подъемных сил.
Как показал проектно-баллистический анализ аэродинамическое качество в этих условиях должно быть около 0,2, а его достаточное значение составляет 0,3 с учетом запаса на управление. При спуске с орбиты эти величины позволяли снизить перегрузки до 3-4 единиц и обеспечить точность посадки в пределах + 50-60 км.
Результаты исследований показали, что наиболее рациональна сегментальная форма по критериям компонуемости масс и объемов и что методом создания качества для нее должно быть смещение центра масс аппарата в поперечном направлении.
Для изменения подъемной силы использовался разворот СА по крену (альтернативный вариант с перемещением груза в СА был отвергнут в связи со сложностью реализации), а для исключения роста перегрузок при потере управления (подъемная сила может быть направлена вниз) был рекомендован режим баллистического спуска, реализуемый закруткой СА вокруг продольной оси.
В дальнейшем были разработаны алгоритмы управления спуском (по кажущейся скорости), которые были рассчитаны на околоземные орбиты и на вход со второй космической скоростью с двойным погружением СА в атмосферу.
Одной из серьезных проблем стала разработка средств посадки экипажа в спускаемом аппарате, так как от катапультирования, как это было на "Востоке", отказались еще в начале разработки КК "Союз", предпочитая создание парашютно-реактивной системы приземления. Но до 1966 г. по прямому указанию С.П.Королева ("Нельзя бесконечно летать на тряпках") и при его участии велись сравнительные исследования возможных систем вертикальной посадки. Основные направления поисковых работ по средствам посадки и организации-участники были следующими:
- дозвуковая роторная система посадки (КБ М.Л.Миля МАП, М.В.Тищенко);
- гиперзвуковой ротор (Академия им. Можайского, И.В.Четвериков, и Х.Х.Фатхулин);
- воздушно-реактивная вентиляторная двигательная установка (ОКБ-300 МАП, С.К.Туманский);
- турбореактивные двигатели (по справочным данным о существующих образцах);
- жидкостные ракетные двигатели (ОКБ-2 МОП, А.М.Исаев);
- пороховые двигатели (Завод "Искра" МАП, И.И.Картуков);
- управляемый парашют с аэродинамическим качеством (НИЭИ ПДС МАП, Ф.Д.Ткачев);
- внешние надувные амортизирующие баллоны (НИИ РП МНХП, Д.И.Федюкин).
По результатам работ был выпущен 1963 г. технический отчет , основной вывод которого состоял в рациональности создания для КК "Союз" парашютно-реактивной системы приземления с пороховыми двигателями.
При выборе компоновочной схемы КК "Союз", несмотря на жесткие массовые ограничения, требовалось создать комфортные условия для экипажа (объем и размеры жилой зоны) в условиях длительного полета к Луне (около недели). В связи с этим была предложена компоновка космического корабля со вторым жилым отсеком, что увеличивало жилой объем за счет дополнительного орбитального отсека и минимизировало СА по массе теплозащиты; при этом в СА размещалось только то оборудование, которое было необходимо для спуска.
Альтернативным вариантом было сохранение компоновки из двух отсеков с размещением всех систем, с которыми работает экипаж, в СА.
Исследования, проведенные в 1961 г., показали, что рациональна схема с орбитальным отсеком, позволяющая обеспечить необходимый объем для свободных перемещений экипажа с меньшими массовыми затратами, при размещении в СА ряда орбитальных систем и организации в нем главного рабочего места экипажа по управлению КК.
В 1962 г. в соответствии с полученными выводами была разработана компоновка КК "Союз", включавшая бытовой (второй жилой) отсек, спускаемый аппарат, приборно-агрегатный и навесной отсеки. Последний служил для размещения аппаратуры сближения и стыковки и сбрасывался перед стартом к Луне.
Бытовой отсек занимал верхнее положение над СА, что было трудным, но рациональным выбором. С учетом оптимального построения системы аварийного спасения СА следовало разместить выше всех других отсеков. Но тогда усложнялась установка стыковочного агрегата и антенн системы сближения, а в лобовом теплозащитном экране был необходим люк для перехода в бытовой отсек. Но так как экран был весьма ответственным элементом конструкции аппарата (он воспринимал всю аэродинамическую и тепловую нагрузку при торможении в атмосфере и работал с уносом массы, т.е. с разрушением поверхностного слоя), то кольцевой зазор вокруг люка таил потенциальную опасность его прогара. При отсутствии опыта создания подобных конструкций было решено отказаться от размещения люка в лобовой части СА в целях исключения риска при посадке.
Схема с верхним размещением бытового отсека позволила создать надежный разделяемый гермостык между ним и СА, сохранить монолитность теплозащитного экрана, рационально разместить системы сближения и стыковки на верхней части бытового отсека и вести в дальнейшем вариантные разработки КК, сохраняя базовые решения по спуску и посадке.
В 1961 г. начались поисковые исследования по созданию системы аварийного спасения. Если на КК "Восток" и "Восход" существовали участки полета, где спасение было маловероятно или невозможно, то для новых КК необходимо было обеспечить экипаж способами и средствами спасения по всей протяженности участка выведения.
За основу в выборе способов спасения была принята авария ракеты-носителя на старте с последующим взрывом, так как катапультирование в этом случае не обеспечивало достаточной дальности увода и защиты экипажа. Совместные с ЛИИ исследования показали, что наиболее рациональной является схема увода СА специальными пороховыми двигателями с посадкой на штатной системе приземления. В 1963-1964 гг. в ЛИИ были проведены летные испытания прототипа такой системы спасения на подготовленном макете, которые подтвердили правильность исследований.
Активный увод был необходим и на всем протяжении атмосферного участка, поскольку при потере управляемости всегда возможно разрушение и взрыв РН. На внеатмосферном участке, как показала статистика аварий ракет, вероятность взрывных явлений была минимальной, поэтому в основу спасения экипажа на этом участке было отделение СА с посадкой по трассе полета.
Анализ задач, решаемых при сборке комплекса "Союз" на орбите и в полете к Луне, показал, что функции бортовых систем КК "Союз" по сравнению с КК "Восток" должны быть существенно расширены за счет совершенствования бортовых систем и повышения их надежности.
В 1961-1962 гг. проводились исследования по выбору систем и оценки их вариантов и характеристик (систем управления движением, средств сближения и стыковки, двигательных установок, радиосредств и антенн, систем электропитания и управления бортовым комплексом, терморегулирования и жизнеобеспечения, пультов управления и др.), а также рассматривались условия размещения и работы систем в полете и организация рабочих мест космонавтов.
В результате исследований и проработок определились основные особенности КК "Союз". Они включали размещение экипажа из двух человек и обеспечение ему комфортных условий полета введением бытового отсека; наличие средств автоматического сближения и стыковки в "активном" режиме, а также ручного причаливания при широких возможностях контроля работы систем и ручного управления кораблем; новые современные бортовые системы, отвечающие целям полета и решаемым задачам; новую форму СА ("фара") и его тепловую защиту, обеспечивающих возможность входа в атмосферу с первой и со второй космическими скоростями и управляемый спуск в атмосфере с пониженными перегрузками за счет аэродинамического качества аппарата; мягкую посадку космонавтов на Землю в СА с помощью парашютно-реактивной системы с "холодным" резервированием запасной парашютной системы и принципиально новую систему аварийного спасения космонавтов при отказе РН (с уводом СА от аварийной РН с помощью твердотопливных двигателей).
В 1963 г. начались прямые проектные работы по КК "Союз" (7К). Были уточнены компоновка КК и головного блока РН, определен состав КК и конструктивно-компоновочные схемы его отсеков, выданы технические задания смежным предприятиям и разработаны бортовые системы и логика их работы.
В 1963 г. проектная разработка корабля 7К была практически завершена выпуском исходных данных по конструкции и системам самого корабля и его спускаемого аппарата, САС и автоматики управления бортовыми системами. С середины 1963 г. начался выпуск конструкторской документации.
В том же 1963 г. была начата проработка трехместного КК для орбитальных полетов.
В середине 1964 г. начались первые проработки варианта стыковки на орбите двух кораблей 7К.
Работы по комплексу 7К-9К-11К на базе ракеты-носителя Р-7А были прекращены практически в середине 1964 г. в связи с переориентацией Лунной программы на вновь разрабатываемую ракету-носитель Н1 (тема Н1-Л3) с изменением целей полета: вместо облета Луны планировалась экспедиция на Луну. Работы по кораблю 7К продолжались в плане реализации орбитальных полетов, но программа работ в это время отсутствовала.
К концу 1964 г. (после прекращения работ по комплексу 7К-9К-11К) разработка корабля 7К находилась в стадии, когда был завершен его проект, проведена его увязка с РН, выпущен основной комплект конструкторской документации и велось изготовление материальной части. Проект корабля предусматривал стыковку на орбите, необходимую в будущих программах, и ряд перспективных технических решений, которые нужно было отрабатывать и внедрять в технику пилотируемых полетов. Наконец, необходимо было продолжать сами пилотируемые полеты, и на смену КК "Восход" должен был придти новый космический корабль.
Поэтому в начале 1965 г., несмотря на прекращение работ по комплексу в целом, было принято принципиальное решение о завершении создания корабля 7К в целях реализации экспериментальных полетов с экипажем до трех человек для отработки сближения и стыковки на орбите, проверки новых решений и проведения научно-технических исследований.
Работы по кораблю 7К, получившему название "Союз" и обозначение 7К-ОК, были продолжены с учетом нового назначения корабля и с полным использованием проектного задела и предусмотренных перспективных решений (в частности по сборке КА на орбите, управляемому спуску в атмосфере и др.).
Общая компоновочная схема корабля "Союз" включала в себя два жилых отсека. Размеры бытового отсека при выбранной форме и размере СА определялись по достаточному для экипажа минимальному объему двух жилых отсеков при условии размещения в них минимально необходимого оборудования (системы посадки, рабочие места экипажа, система жизнедеятельности и др.). Все остальное оборудование, которое не требовало доступа экипажа (система управления движением на орбите, радиокомплекс и др.), было вынесено в герметичный приборный отсек, размещенный под спускаемым аппаратом. После анализа возможных вариантов для корабля был предложен агрегатный отсек, который представлял собой цилиндрический корпус с установленными на нем радиаторами системы терморегулирования, двигателями ориентации и солнечными батареями. Сближающе-корректирующая двигательная установка корабля вдвигалась в отсек и крепилась по его нижнему торцу. На нижней конической юбке отсека устанавливались двигатели ориентации и механизмы отделения от РН.
Баки системы ориентации и двигатели координатных перемещений были размещены в переходном отсеке-раме, связывавшей приборный отсек и СА. Оборудование системы сближения и стыковки устанавливалось в тороидальном навесном отсеке, который сбрасывался перед полетом к Луне. Позднее этот отсек был ликвидирован, а его аппаратура перенесена в бытовой отсек.
Компоновочная схема корабля была выбрана путем ряда вариантных проработок на основе их сравнительного анализа и в процессе своего становления (1961-64 г.г.) претерпела много изменений.
При выборе компоновочной схемы СА главным было размещение экипажа, парашютных систем и основной части оборудования с учетом требований по продольной (не более 36-38% длины от передней точки СА) и поперечной (эксцентриситет 3...4% от оси) центровке.
В 1961-1964 гг. разрабатывались и макетировались варианты СА с верхним, нижним и боковым размещением парашютных контейнеров с передачей усилий от парашютов на верхний или средний шпангоут. В результате была принята компоновочная схема с размещением двух парашютных контейнеров вдоль боковой поверхности СА, причем в двухместном СА кресла космонавтов стояли рядом (головой к контейнерам), а в трехместном они были развернуты веером. Визир-ориентатор устанавливался перед правым космонавтом, и при переходе к трехместному СА его положение не изменилось из-за серьезных конструкторских и производственных заделов. Все оборудование, кроме установленного перед экипажем пульта управления, размещалось под креслами.
В 1962 г. был принят оптимальный для СА диаметр 2,2 м по металлу корпуса (около 2,3 м по теплозащите), так как при меньших размерах увеличивался балансировочный груз и ухудшались условия размещения экипажа и оборудования, тем не менее в целях минимизации массы корабля диаметр СА по металлу был уменьшен до 2 м, хотя при этом поза человека в кресле была сжата до физиологически
допустимых пределов. Позже, когда масса балансировочного груза достигла 200 кг и
более, повторные проработки в 1968 г. подтвердили нерациональность этого
решения в массовом плане, а практика эксплуатации выявила хронический
недостаток КК - отсутствие в СА резервных объемов.Для реактивных двигателей системы управления спуском было принято экологически чистое топливо - перекись водорода , баки с которой поначалу размещались в кабине экипажа, а в дальнейшем были вынесены, как потенциально опасные, за контур гермокабины и устанавливались снаружи в негерметичной нише.
Для решения проблемы радиосвязи после отделения СА от корабля была предложена и разработана щелевая антенна, встроенная в теплозащиту крышки люка-лаза СА.
Трудной и сложной проблемой была организация силовой связи между СА и приборно-агрегатным отсеком с помощью тонкостенных металлических втулок, пропущенных через лобовой щит, внешняя часть которых обгорала при спуске заподлицо с поверхностью щита без нарушения его целостности. Конструкция СА предусматривала отделение лобового щита при спуске на парашюте, что исключало прогрев днища СА от аккумулированного в щите тепла, снижало вертикальную скорость и открывало размещенное на днище посадочное оборудование (измерители высоты, позже двигатели).
Конструкция и компоновка спускаемого аппарата КК "Союз" стали типовыми для всех будущих одноразовых пилотируемых космическим кораблей.
Разработка первой в космической технике парашютно-реактивной системы приземления для КК "Союз" началась в 1961 г.
В результате совместных проработок была принята двухкаскадная парашютная система с тормозным пороховым двигателем в стропах основного парашюта и с амортизационными креслами внутри СА. Скорость парашютирования (около 8,5 м/с в номинале) была установлена исходя из того, что при отказе двигателя кресла, амортизатор в районе головы и шарнир в ногах обеспечат переносимость космонавтом ударных перегрузок при скорости до 10 м/с. Парашютная система размещалась в герметичном контейнере, имевшем форму эллиптического цилиндра, и вводилась в поток отстрелом крышки контейнера. Двигатель имел достаточный для гашения скорости импульс, устанавливался на дне контейнера и выходил из него вместе с основным парашютом. Горизонтальная скорость должна была гаситься на трении о грунт или качении аппарата по грунту.
В 1961 г. прототип такой парашютно-реактивной системы приземления был проверен ЛИИ в летных условиях на созданном там габаритном макете спускаемого аппарата.
В качестве запасной системы использовался однокаскадный парашют, рифованный в первой (тормозной) стадии наполнения. В этой системе двигатель не применялся, переносимость перегрузок посадки обеспечивали только кресла в пределах той же скорости до 10 м/с.
В 1963 г. принимается решение о создании КК "Восход" с посадкой экипажа из трех человек внутри спускаемого аппарата, система посадки которого включала в себя два основных купола от КК "Восток", двигатель в стропах, щуп и амортизационные кресла на базе проектных заделов для КК "Союз". Работы по созданию этой системы стали упреждать разработку средств посадки КК "Союз", но опирались на наработки по нему.
Автоматика системы приземления КК "Союз" разрабатывалась с использованием проверенных на КК "Восток" решений, ее логика реализовывалась с помощью электромеханических и релейных устройств, а в качестве датчиков высоты использовались бароблоки. Но в ее создании были свои проблемы. Одна из них заключалась в том, что нужно было найти способ автономного контроля (на борту) скорости парашютирования для определения необходимости ввода запасной системы. ее решением было введение "мерной базы" (два уровня высоты) и контроля времени ее прохождения с применением для повышения точности принципа статоскопа: запирание воздушной полости и переход к измерению перепада давления.
Вторая проблема состояла в измерении высоты включения посадочного двигателя (около 1 м). Радиовысотомеры не давали нужной точности, а щуп, как выяснилось при отработке, был ненадежен при наличии горизонтальной скорости. В 1962 г. поступило предложение академии им. А.Ф.Можайского (Ю.О.Якубовский-Липский, А.Е.Вагин) о создании гамма-лучевого высотомера, которое было реализовано Ленинградским политехническим институтом (Е.И.Юревич) и заводом им. Калинина в части изготовления приборов.
В 1964 г. начались летные испытания парашютов на экспериментальной базе ВВС в г. Феодосия, которая была выбрана с учетом проверки посадки СА на воду.
После серии копровых сбросов экспериментальных кресел с испытателями в них, проведенных в 1963-1964 гг. на полумакетах СА, была снижена предельная допустимая скорость с 10 м/с до 6,5...7,5 м/с. Это развязало всю систему приземления, поскольку стала невозможной посадка на запасной системе, а на основной исчез резерв при отказе двигателя.
НИЭИ ПДС (Ф.Д.Ткачев) поддержал предложение об увеличении площади основного купола с 574 до 1000 м2 с использованием освободившегося после переноса двигателя объема, уменьшении из условия размещения системы площади тормозного купола с 18 до 14 м2 и повышении плотности укладки. Это означало создание новой парашютной системы, которая в дальнейшем на долгие годы стала основой разработки систем посадки всех спускаемых аппаратов ("Союз", Л1, Л3, "Союз Т", "Союз ТМ").
Завод "Искра" принял к разработке новые двигатели мягкой посадки, которые устанавливались на переднем днище СА (4 шт.) под сбрасываемым теплозащитным экраном. Требования к двигателям были необычными: исключительная компактность (цилиндр с удлинением, равным 1), работоспособность после пребывания в вакууме и безопасность при возможном закрытии соплового блока грунтом. В результате был разработан двигатель с усиленным корпусом и сопловым блоком в виде пластины-крышки (22 сопла), который на долгие годы стал базовой конструкцией двигателя мягкой посадки.
В 1965-1966 гг. велась тщательная и всесторонняя комплексная отработка посадки СА. Были проведены морские испытания для проверки остойчивости аппарата и условий для экипажа на плаву, а также для отработки аварийного его покидания, а также копровые сбросы СА на грунт и воду с манекенами в амортизационных креслах для проверки прочности и условий переносимости перегрузок.
Комплексная проверка участка посадки была выполнена при самолетных испытаниях СА (сбросы с самолета Ан-12 на высоте около 10 км), причем на СА устанавливались все работающие на участке посадки системы, включая радиосредства, в креслах находились манекены с регистрирующей аппаратурой, воспроизводился интерьер кабины.
Испытания проводились на экспериментальной базе ВВС в г.Феодосия как межведомственные. К испытаниям также привлекались подразделения Черноморского флота.
Планом предусматривались пять сбросов, но было проведено семь, так как два закончились неудачей и были повторены. В этих неудачных сбросах был выявлен и затем устранен серьезный дефект: влияние сливаемых остатков перекиси водорода на основной купол запасной системы (пережигание строп и ткани купола). Мероприятия состояли в исключении слива и в переходе к безмоментному выжиганию перекиси сразу через все двигатели системы управления спуском. Три из пяти зачетных сбросов проводились по штатной программе с задействованием всех элементов автоматики системы приземления. Они закончились штатной посадкой на основной системе (два на грунт, один на воду). В двух сбросах имитировались нештатные ситуации: неотделение крышки контейнера основной системы и повышенная скорость движения на основном куполе. Автоматика распознала "отказы" и посадка проходила на запасной системе.
По результатам испытаний спускаемый аппарат и комплекс средств приземления были допущены к летно-конструкторским испытаниям.
В 1963 г. были разработаны проектно-компоновочные решения по отделяемому головному блоку (ОГБ) системы аварийного спасения.
ОГБ САС представлял собой стартующий с аварийной ракеты-носителя аппарат, который включал уводимую часть корабля (спускаемый аппарат, бытовой отсек), головной обтекатель и пороховой двигатель увода. Пороховая двигательная установка (ДУ САС) завода "Искра" МАП (И.И.Катуков, Л.Н.Пенин, Б.С.Куликов) имела верхний сопловой блок и устанавливалась непосредственно на головной обтекатель. Три плавающие опоры на обтекателе, которые в нормальном полете отслеживали положение корабля, при аварии жест