Константин Феоктистов - Зато мы делали ракеты. Воспоминания и размышления космонавта-исследователя

Для тепловой защиты конструкции нужно было найти такой материал, чтобы в этих условиях не горел. Наши материаловеды предложили в числе разных вариантов использовать асботекстолит, армированный, как понятно из названия, негорючей асбестовой тканью. Он обладал тем свойством, что при нагреве, даже очень сильном, не горел, не плавился, а его наполнитель испарялся в набегающий поток плазмы, тем самым создавая дополнительное сопротивление передаче тепла от плазмы к конструкции. Его и решили использовать.

Но одновременно нужно было решить и другую принципиальную задачу — найти приемлемую, достаточно простую, и в то же время надежную, схему спуска с орбиты и посадки. Вариантов могло быть много. Например, использовать аппарат с крыльями. Рассматривался и вариант торможения и посадки с помощью винтов, подобных вертолетным.

Как выяснилось впоследствии, эта схема нравилась Королеву (а может быть, это была именно его идея?), и он через Тихонравова передал просьбу рассмотреть этот вариант. Но наши оценки показали, что эффективной работы винтов и при спуске с орбиты, и при посадке добиться трудно. Подготовили отчет, завизировали и отправили его Королеву на подпись, как это и полагалось в нашем КБ. Но С.П. отчет этот подписать отказался, хотя вроде бы и смирился с тем, что вертолетный вариант мы забраковали. Так и пришлось отправить отчет в архив без его подписи. Позднее я узнал, что Королев не смирился с нашим выводом и года через два нашел группу инженеров, которые заинтересованно, всерьез начали разрабатывать вариант аппарата для спуска с орбиты с использованием винта. Потом к этому проекту подключили инженеров из Академии имени А. Ф. Можайского. Такой шаг можно было объяснить тем, что сами разработчики поняли: дело дохлое и лучше, если оно будет умирать подальше от них. Эта разработка так и не завершилась. В принципе такой аппарат можно сделать. Но трудности при этом возникают громадные, да и непонятно, зачем его создавать, если можно найти более реальное решение.

Рассматривались и другие схемы спуска и посадки, более простые и прагматичные. И наконец, в начале апреля 1958 года, мы пришли к принципиальному выводу: спуск должен быть баллистическим (то есть без использования аэродинамической подъемной силы), с парашютной системой посадки. Анализ и расчеты показали, что такой способ может быть приемлемым и по массе, и по уровню сложности конструкции. Кроме того, перегрузки, возникающие при торможении в атмосфере, оказываются в пределах, допустимых для человека. Можно было надеяться на сравнительно малые сроки разработки аппарата.

Следующий шаг — выбор формы корабля, вернее, формы его спускаемого аппарата. Конечно, естественнее было бы спускать корабль целиком. Но в этом случае массы тепловой защиты и парашютной системы, которые зависят от размеров и массы возвращаемого в атмосферу аппарата, получались слишком большими. Нельзя было допустить, чтобы тепловая защита и парашюты «съели» все запасы массы корабля, выделяемые нами для конструкции, оборудования, средств жизнедеятельности, для топлива и т. п. Отсюда делался однозначный в условиях дефицита массы вывод: спускаемую часть корабля нужно свести к минимуму. Так возникло понятие «спускаемый аппарат». Что же можно было оставить вне его? Резонно решили, что в другой части корабля, которую потом назвали приборно-агрегатным отсеком, нужно разместить то, без чего мог жить космонавт и без чего можно обойтись во время спуска с орбиты, то есть тормозную двигательную установку с топливными баками, систему управления, телеметрию, командную радиолинию и т. д.

Приборный отсек мог иметь любую форму, лишь бы габариты не выходили за допустимые пределы. Но форму спускаемого аппарата еще предстояло найти и, естественно, по возможности оптимальную. Необходимые условия виделись такими: достаточный объем для размещения одного человека (конечно, лучше бы нескольких, но мы вынуждены были исходить из минимума), хорошая устойчивость при движении в атмосфере и как можно меньший вес тепловой защиты. Для расчетов траектории спуска и тепловых потоков нужно иметь аэродинамические характеристики рассматриваемой формы во всем диапазоне скоростей, который проходит аппарат при возвращении на Землю. Это сильно осложняло задачу. Рассматривались самые различные конфигурации: конусы, обратные конусы (то есть движущиеся основанием конуса вперед), зонт, цилиндры и т. п.

Однажды Шустин показал мне вариант формы аппарата в виде полусферы, двигающейся сферической частью вперед, предложенный нашими коллегами из НИИ ТП (потомка знаменитого ракетного НИИ, где в тридцатые годы работали отцы-основатели нашей техники) Евгением Кузминым и Александром Будником. В голове быстро промелькнуло: «Полусфера — неплохо. Для расчетов хорошо, но будет двигаться неустойчиво: за плоским дном возникнет вихревая зона течения воздуха… А почему бы не взять сферу?!» Вот это да! И была выбрана сфера. Теперь это решение может показаться тривиальным (собственно, так и есть), но тогда это здорово упростило задачу и помогло нам выиграть время. Дело не только в том, что сфера имеет минимальную поверхность при данном объеме, наибольший радиус притупления, а значит, и близкий к минимальному вес тепловой защиты при выбранном объеме. Любая другая форма спускаемого аппарата потребовала бы серьезных газодинамических экспериментальных и теоретических исследований. Сфера же была экспериментально и теоретически обследована, что называется, вдоль и поперек. Все было уже разжевано. Существовали практически все необходимые аэродинамические характеристики и данные для тепловых расчетов. Была опасность, что точность неуправляемого баллистического спуска окажется невысокой, но расчеты показали: рассеивание точек посадки можно получить порядка плюс — минус 100 километров, что мы сочли приемлемым.