Пилотируемые КК "Союз" в отличие от КК "Восток" создавались для решения в космосе целевых задач. На начальном этапе разработки, в частности, это была задача облёта и исследования Луны. Корабли должны были получить новые качества по функционированию и по безопасности полёта. 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 полётов, в том числе облёт Луны и средства для её 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 полёта 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 облёта 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 самолётной 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 полёта 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 подъёмной 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 полёта с юга на север при входе в атмосферу (не выше 20° с.ш.) была много больше, чем при спуске с орбиты, и составляла 3000-7000 км. Это тоже требовало использования подъёмных 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 объёмов и что методом создания качества для неё должно быть смещение центра масс аппарата в поперечном направлении.

Для изменения подъёмной 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 (подъёмная 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 ещё 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 отчёт , 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 жёсткие массовые ограничения, требовалось создать комфортные условия для экипажа (объём и размеры жилой зоны) в условиях длительного полёта к Луне (около недели). В связи с этим была предложена компоновка космического корабля со вторым жилым отсеком, что увеличивало жилой объём за счёт 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 объём 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 надёжный 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 полёта, 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 лётные 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 полёта.

Анализ задач, решаемых при сборке комплекса "Союз" на орбите и в полёте к Луне, показал, что функции бортовых систем КК "Союз" по сравнению с КК "Восток" должны быть существенно расширены за счёт совершенствования бортовых систем и повышения их надёжности.

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 полёте 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 полёта 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 полёта 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 счёт 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 твёрдотопливных 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 трёхместного КК для орбитальных полётов.

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 с изменением целей полёта: вместо облёта Луны планировалась экспедиция на Луну. Работы по кораблю 7К продолжались в плане реализации орбитальных полётов, 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 завершён 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 полётов. Наконец, необходимо было продолжать сами пилотируемые полёты, 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 полётов с экипажем до трёх 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 объёму 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 полётом к Луне. Позднее этот отсек был ликвидирован, а его аппаратура перенесена в бытовой отсек.

Компоновочная схема корабля была выбрана путём 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, причём в двухместном СА кресла космонавтов стояли рядом (головой к контейнерам), а в трёхместном они были развернуты веером. Визир-ориентатор устанавливался перед правым космонавтом, и при переходе к трёхместному 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 объёмов.

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 лётных 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 трёх 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, её логика реализовывалась с помощью электромеханических и релейных устройств, а в качестве датчиков высоты использовались бароблоки. Но в её 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. её решением было введение "мерной базы" (два уровня высоты) и контроля времени её 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 лётные 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 объёма, 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 самолётных испытаниях СА (сбросы с самолета Ан-12 на высоте около 10 км), причём 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 зачётных 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 лётно-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 полёте отслеживали положение корабля, при аварии жёстко фиксировались и передавали усилие от обтекателя на нижний шпангоут бытового отсека. Спускаемый аппарат "висел" на этом шпангоуте, поддерживаемый от смещений опорами. При его отделении включался двигатель разделения на ДУ САС, и аппарат выскальзывал из опор уходящего блока. Этот же двигатель в нормальном полёте обеспечивал сброс ДУ САС.

Такая конструктивно-компоновочная схема ОГБ САС стала базовой и применялась на всех без исключения одноразовых пилотируемых кораблях.

Аэродинамическая компоновка ОГБ обеспечивала устойчивость его полёта, ось ДУ САС юстировалась относительно центра тяжести. На случай возможных наклонов РН предусматривалась коррекция траекторий ОГБ, для чего на нем были установлены гироскопы, а в ДУ САС введены управляющие пороховые двигатели для отклонения вектора тяги в нужную сторону.

Анализ траекторий движения ОГБ позволил выбрать основные проектные параметры САС (высота и дальность увода, импульс и тяга двигателей) с учетом исключения соударений с аварийной РН.

Посадка после работы САС существенно повлияла на парашютные системы. Проведенные в 1962-1963 гг. исследования и расчёты позволили определить диапазоны высот и скоростей ввода систем в поток в 1963 году выпустить требования к автоматике системы приземления и уточнить ТЗ на парашюты.

В 1964 г. были выпущены исходные данные по логике функционирования САС на всех участках полёта РН, по которым была разработана автоматика САС.

Параллельно разрабатывалась система автоматического распознавания отказов РН. В связи с отсутствием на РН развитой диагностики за основу были приняты обобщенные параметры аварийности, каждый из которых охватывал группу отказов или фиксировал невозможность продолжения полёта. Сами параметры аварийности определялись методами экспертных оценок на основе опыта работ по кораблям "Восток" и "Восход" и по ракетам.

В окончательный перечень параметров аварийности входили: потеря управляемости (концевые контакты гироскопов), преждевременное отделение боковых блоков, давление в камерах сгорания, недобор скорости, потеря тяги (невесомость). Все параметры были реализованы в системе управления ракеты-носителя, а датчик невесомости стоял на КК. Предусматривалась также возможность выдачи команды "Авария" по радиолинии.

В 1965 г. в разработке САС появилась серьезная проблема: невозможность безударного телескопического схода обтекателя с приборно-агрегатного отсека при старте ОГБ. В результате был введён аварийный стык, чтобы уводить в составе ОГБ только верхнюю часть обтекателя, нижняя часть, охватывающая приборно-агрегатный отсек, оставалась на РН, а укороченный ОГБ получил решетчатые стабилизаторы для сохранения аэродинамической устойчивости.

В 1965-1966 гг. были проведены два лётных испытания САС путём запуска ОГБ с наземной установки. В первом из них обнаружилось влияние акустических нагрузок при работе двигателя увода: в верхней цилиндрической части обтекателя были выбиты квадраты обшивки между силовым набором. Для устранения этого явления на обтекатель был нанесен слой теплозащиты. Второй запуск полностью подтвердил работоспособность системы аварийного спасения.

А 1962-1966 гг. для КК "Союз" был создан новый по отношению к КК "Восток" и "Восход" комплекс бортовых систем и оборудования. Головным по его разработке было ОКБ-1. Большое внимание уделялось надёжности систем и безопасности полёта. Любой отказ в каждом функциональном тракте не должен был приводить к опасным последствиям. Электрические схемы были дублированы, широко внедрялось межсистемное резервирование.

Система управления движением обеспечивала ориентацию КК на орбите (инерциальная и орбитальная системы координат), выполнение орбитальных маневров, сближение и причаливание и ориентацию солнечных батарей на Солнце. В качестве датчиков использовались трёхстепенные гироскопы, датчики угловых скоростей, акселерометры, а также приборы для построения ориентации (инфракрасный датчик вертикали Земли, звездный, солнечный и ионный датчики).

Автономное сближение и причаливание обеспечивала радиотехническая система "Игла", которая измеряла параметры относительного движения и через блок управления сближением формировала команды управления кораблем.

Впервые в отечественной практике была создана система управления спуском, которая использовала ориентацию корабля как базовую, обеспечивала разворот СА для входа в атмосферу на балансировочном угле атаки, вела управление дальностью, используя гироскоп контроля вертикальной плоскости, акселерометры и датчики угловых скоростей, путём разворотов СА по крену при стабилизации по другим каналам.

Сближающе-корректирующая двигательная установка корабля представляла собой единый блок, объединяющий в себе баки с высококипящим топливом, двигатели, агрегаты и арматуру, и устанавливалась в агрегатном отсеке корабля. Это была первая в мире многоразовая космическая двигательная установка с турбонасосной подачей для выдачи импульсов при коррекции орбиты и при сближении и основной камерой ДУ тягой 417 кгс. Дополнительный двухкамерный двигатель тягой 411 кгс мог быть использован как резервный для схода с орбиты, когда стабилизация корабля проводилась с помощью группы специальных сопел, работавших на выхлопных газах турбины насосного агрегата, т.е. резервировались и двигатели стабилизации.

В ОКБ-1 были созданы двигательные системы КК "Союз" для выполнения режимов ориентации и причаливания корабля и для управления движением СА. В них применялась вытеснительная подача, а в качестве топлива использовалась перекись водорода, которая обеспечивала экологическую чистоту при работе в атмосфере и позволяла избежать загрязнения оптических приборов на орбите. На СА устанавливалась система исполнительных органов спуска, а на КК - система двигателей ориентации с тягой около 2 кгс и система двигателей причаливания и ориентации с тягой около 10 кгс, каждая из которых имела свои баки и автономную схему.

Система управления бортовым комплексом опиралась на опыт КК "Восток" и была предназначена для реализации общей логики работы бортовых систем в автоматических режимах и при управлении кораблем со стороны экипажа и наземных служб. Важными и новыми особенностями были существенно возросший объём задач, обеспечение широких возможностей по ручному управлению кораблем и внедрение матричных устройств в линиях сигнализации и выдачи команд. По матричному принципу, в частности, был построен новый пульт пилота. В основные функции системы входили распределение питания, токовая защита, реализация программ работы комплекса систем, командный обмен, сигнализация о состоянии с выходом на пульт и телеметрию.

Система дальней радиосвязи (ДРС) разрабатывалась в НИИ-885 (М.С.Рязанский, Е.М.Богуславский, В.Н.Кузнецов, И.И.Пиковский, И.У.Гинзбург и др.) как многофункциональная и включала в себя командную радиолинию, телевизионный и телеметрический каналы и голосовую связь.

Для работы на околоземной орбите КК "Союз" оснащался телевизионной системой "Кречет", разработанный в ВНИИТ (И.А.Росселевич, Д.А.Сафьян), радиотелеметрической системой, созданной в НИИ-885 (М.С.Рязанский, А.В.Чуркин, Ю.А.Еремин) и системой радиосвязи "Заря", разработанной МНИИ РС (Ю.С.Быков, В.И.Мещеряков, Н.В.Рябова). Система "Заря" работала в КВ- и УКВ-диапазонах и обеспечивала связь на орбите и при спуске, пеленгацию СА и связь после посадки. Для СА в НИИ-88 была разработана система автономной регистрации "Мир-3" (И.И.Уткин, О.А.Сулимов).

Система бортовых измерений, созданная в ОКБ-1, обеспечивала сбор информации и регистрацию параметров движения корабля и работы его конструкции, механизмов и систем на всех участках полёта.

Система терморегулирования предназначалась для поддержания температур конструкции, оборудования и газа в отсеках в заданных пределах, система обеспечивала баланс внутренних и внешних тепловых потоков, выравнивала температурные поля на корабле, осушала воздух в жилых отсеках, использовала воздушное охлаждение приборов и сбрасывала излишнее тепло через наружные радиаторы на агрегатном отсеке. В её составе было два контура терморегулирования: внутренний и внешний, связанные теплообменниками.

Система обеспечения жизнедеятельности экипажа служила для поддержания состава атмосферы в жилых отсеках, обеспечения экипажа водой, пищей, одеждой и предметами сангигиены, сбора отходов жизнедеятельности, контроля медицинских показателей, а также включала в свой состав носимый аварийный запас (НАЗ) для использования после посадки. Основными разработчиками её элементов были: завод "Наука" (Г.И.Воронин, В.С.Никифоров, В.Н.Тимошин) по регенераторам атмосферы, завод N918 (С.М.Алексеев, Г.И.Северин, А.С.Повицкий, В.И.Сверщек, И.П.Абрамов, С.П.Уманский и др.) по одежде, емкостям для воды, НАЗ и ассенизационным устройствам, ИМБП (В.И.Яздовский, М.С.Бычков) по пище и медицинскому оборудованию, СКБ АП, г. Ленинград (В.А.Павленко, Д.М.Шейнин) по газоанализатору атмосферы жилых отсеков.

Система стыковки (стыковочные агрегаты и их автоматика) создавалась для сборки на орбите лунного комплекса по системе "штырь-конус" и имела две разновидности агрегатов: активный и пассивный и обеспечивала захват штыря в воронке конуса, гашение остаточных скоростей и угловых возмущений, стягивание кораблей и их прочное механическое соединение с образованием сквозных гидромагистралей и электрических цепей. Предусматривался также обратный процесс расстыковки. При разработке активного агрегата были предложены и внедрены комбинированные электромеханические устройства, которые работали как в режиме демпфирования остаточных возмущений, так и в режиме приводов при стягивании. Эта конструкция стала базовой и в дальнейшем использовалась при разработке всех вариантов систем стыковки.

В 1965 г. была полностью завершена проектная разработка КК "Союз" и скорректирована конструкторская документация на него и экспериментальные установки.

По выпущенному проекту корабль 7К-ОК был рассчитан на полёт экипажа из трёх человек и выполнялся в "активном" и "пассивном" вариантах, чем обеспечивалось сближение и механическое соединение двух пилотируемых кораблей. Предусматривалась возможность перехода экипажа из корабля в корабль через открытый космос, для чего корабль оснащался средствами шлюзования и выхода, включая "выходные" скафандры. Полётные скафандры для защиты экипажа от разгерметизации жилых отсеков не предусматривались.

Корабль 7К-ОК "Союз" имел стартовую массу до 6560 кг, в том числе массу СА около 2800 кг; экипаж один - три человека, время активного существования на орбите 3-10 сут, длину (по корпусу) около 7,6 м, диаметр жилых отсеков 2,2 м и максимальный диаметр 2,72 м, свободный объём жилых отсеков около 6,5 м³.

В 1966 г. была завершена экспериментальная отработка корабля. Помимо конструкторско-доводочных и стендовых испытаний систем и агрегатов, была выполнена комплексная отработка корабля: статические и динамические испытания конструкции, отработка разделения отсеков и сброса головного обтекателя, тепловые испытания и проверка СОЖ в барокамерах с испытателями, отработка стыковки кораблей на тросовых подвесах, испытания двигательных установок, лётные испытания системы приземления и САС и др.

Первый лётный экземпляр корабля "Союз" был изготовлен к осени 1966 г. и направлен на техническую позицию.

По плану лётных испытаний были намечены три беспилотных пуска и затем испытательный пилотируемый полёт. Сами лётные испытания складывались трудно и драматично.

Первый запуск КК "Союз" (заводской N2) был проведён 28 ноября 1966 г. под названием "Космос-133". Корабль не удалось штатно вернуть на Землю из-за неправильной полярности двигателей причаливания и ориентации по крену и управляющих сопел дублирующего корректирующего двигателя по тангажу и рысканию. Корабль был ликвидирован системой аварийного подрыва.

Второй запуск КК "Союз" (заводской N1) планировался 14 декабря 1966 г. Но в конце предстартовой подготовки в момент запуска двигателей ракеты-носителя произошло их аварийное выключение, с РН было снято электропитание, и замкнувшиеся концевые контакты выдали команду "Авария". Автоматика САС, опрашивающая концевые контакты, после отделения кабель-мачты оставалась запитанной, приняла команду "Авария" и привела в действие средства спасения. При старте отделяемого головного блока в момент расстыковки гидроразъёмов пролилась охлаждающая жидкость типа изооктана, что при работе пиросредств привело к возгоранию оставшейся части корабля. Огонь распространился на перекисные баки, затем - на топливные, вызвав пожар и взрыв РН и разрушение старта. САС сработал без замечаний.

По результатам анализа аварии были проведены доработки, включавшие блокирование всех параметров аварийности до команды "Контакта подъёма", введение отбоя и взведения САС по транзитным цепям на РН, минуя кабель-мачту, установку самозапирающихся клапанов на трубопроводах системы терморегулирования и установку огнетушителей на головном обтекателе, а также введение противопожарной обмотки кабелей, охлаждающая жидкость была заменена антифризом.

Следующий беспилотный запуск корабля "Союз" (заводской N3) состоялся 7 февраля 1967 г. под названием "Космос-140". После двухсуточного полёта был выдан тормозной импульс и корабль начал спуск. Поисковые средства, пользуясь данными КВ-пеленга, обнаружили спускаемый аппарат не в расчётной точке, а существенно западнее, на льду Аральского моря, что свидетельствовало об автоматическом переходе с управляемого на резервный баллистический спуск. С воздуха был хорошо виден СА и растянувшийся на льду парашют. Через некоторое время СА затонул. Подъём СА, которым руководил генерал-майор ВВС С.Ф.Долгушин, проводились силами поисково-спасательной службы ВВС.

С помощью доставленной самолетом из Севастополя группы водолазов Черноморского флота была подготовлена и проведена расписанная по минутам уникальная операция по подъёму СА, так как СА не имел такелажных узлов, его масса с водой была на пределе возможностей вертолета Ми-6, а парашютные стренги, за которые его поднимали, не были для этого приспособлены. Решения принимались на месте при консультациях с Москвой.

В условиях безветренной и морозной погоды вертолет Ми-6 сначала не смог поднять СА, а потом с набором горизонтальной скорости с трудом вырвал его из воды и перенес на берег. При осмотре обнаружилось, что днище СА в центральной части имело небольшое проплавленное отверстие (30 х 10 мм), что стало причиной потери корпусом герметичности.

Послеполётный анализ результатов первой посадки КК "Союза" показал, что причиной прогара было нарушение целостности лобового теплозащитного экрана (щита). По центру щита располагалось технологическое отверстие, которое при сборке закрывалось винтовой пробкой, устанавливаемой на клею. Что случилось с этой пробкой, точно установить не удалось. На льду были найдены только отдельные куски сбрасываемого теплозащитного экрана, распавшегося при ударе о лед. Его основная часть не была обнаружена, несмотря на длительные поиски на льду и под водой. Однако, один из кусков щита имел участок резьбы под пробку со следами обгара. Решение было очевидным: исключить технологическое отверстие и сделать щит монолитным, одновременно частично разгрузить за счёт установки бобышек, опиравшихся на переднее днище аппарата.

Анализом было установлено также, что некоторые фрагменты боковой тепловой защиты требуют усиления. В связи с этим во всех сомнительных зонах были установлены накладки из фторолона, который сублимирует при температуре около 600 °С, снижая тем самым теплопотоки к поверхности аппарата.

Результаты трёх беспилотных пусков были тщательно проанализированы, а рекомендации по выявленным замечаниям полностью выполнены.

Пилотируемый пуск КК "Союза" (заводской N4) с космонавтом В.М.Комаровым на борту был осуществлен 23 апреля 1967 г. После выведения на орбиту выяснилось, что не раскрылась одна из двух панелей солнечных батарей, практически не работал датчик солнечно-звёздной ориентации, а ориентация батарей на Солнце выполнялась вручную.

В это время на техническом комплексе был готов к пуску второй корабль с экипажем из трёх человек, который должен был сблизиться с первым и осуществить стыковку. В связи с серьезными замечаниями, выявленными на борту КК "Союз-1", было принято решение: пуск второго корабля отменить и осуществить спуск КК "Союз-1" досрочно.

24 апреля 1967 г. корабль пошёл на посадку. Ничто не предвещало беды. Внезапно прервалась связь. Начала нарастать тревога. Через несколько часов стало ясно, что произошла катастрофа и В.М.Комаров погиб при приземлении.

Аварийно спасательный отряд приступил к работе. С самолета Ил-14 обнаружили СА и парашют рядом с ним. В связи с признаками пожара была сброшена парашютно-десантная группа, которая обнаружила разбитый и горящий СА. С помощью ручных огнетушителей пожар был потушен.

Из обломков разбитого СА извлекли обгоревшие останки В.М.Комарова, и группа генерал-лейтенанта Н.П.Каманина перевезла их в Москву.

Обломки СА на третий день работ были отправлены самолетом в Москву. Мелкие осколки, разбросанные вокруг, собрали и захоронили с сооружением подобия могильного холмика, на который лётчик-испытатель С.Н.Анохин возложил свою фуражку офицера ВВС. Над этим символическим захоронением прогремел салют из автоматов. Так участники печального события прощались с В.М.Комаровым и так было обозначено место его гибели вблизи поселка Карабулак Оренбургской области.

Правительственная комиссия, председателем которой был начальник ЛИИ МАП В.В.Уткин, после анализа всех обстоятельств посадки и проведения ряда экспериментов установила, что трагедия случилась из-за невыхода из контейнера блока (упаковки) основного парашюта. Автоматика СА зафиксировала повышенную скорость и ввела в поток запасную парашютную систему, но её купол не наполнился, так как был затенен тормозным парашютом, жёстко связанным с невышедшей из контейнера упаковкой основного.

Комиссия сделала вывод, что причиной невыхода был недостаточный запас усилия тормозного парашюта по отношению к силам трения при извлечении блока из контейнера, имевшего форму эллиптического цилиндра. Этому способствовало зажатие блока стенками контейнера (упругие деформации) под действием перепада давления: одна атмосфера внутри аппарата и пониженное давление в контейнере на высоте ввода системы.

Комиссия рассмотрела также версию о нарушении схемы затяжки и расчековки основного парашюта, которая после анализа была отвергнута.

По рекомендациям комиссии был доработан контейнер в целях облегчения выхода из него системы (коническая форма вместо цилиндрической, увеличение объёма, полировка стенок), установлен автономный узел аварийного отделения тормозного парашюта и введено пооперационное фотографирование монтажа парашютов.

После завершения работы комиссии в ЦКБЭМ появилась ещё одна неофициальная версия случившегося: СА в отличие от предыдущих был поставлен в автоклав для полимеризации тепловой защиты вместе с контейнером без технологической крышки, при этом стенки контейнера могли покрыться налетом смол, резко повышающим коэффициент трения. Такое предположение объясняло, почему дефект не проявился в самолётных испытаниях (тепловая защита имитировалась пенопластом, наклеенным холодным способом). Проверить эту версию и документально подтвердить её не удалось.

В 1967 г. в ЦКБЭМ совместно с НИИ АУ (ранее НИЭИ ПДС) и ЛИИ МАП была проведена тщательная проверка увязки парашютных систем с конструкцией СА и параметрами его движения, а также реализация намеченных в результате работы Комиссии мероприятий по корректировке конструкторской документации, доработке материальной части и т.п. Решением Комиссии по военно-промышленным вопросам при Совете Министров СССР были продлены полномочия Правительственной комиссии по расследованию причин аварии с задачей контроля реализации мероприятий и подготовке заключения по доработанной системе приземления.

По результатам анализа были предложены и реализованы доработки, по режимам работы парашютных систем, была уточнена циклограмма подготовки СА к посадке на запасной системе в условиях аварии на старте и ограничены допустимые высоты ввода (не более 6 км) этой системы в условиях аварий РН в начале участка выведения.

C осени 1967 г. начались автономные испытания доработанных элементов конструкции и систем, на основе которых были разрешены беспилотные запуски КК "Союз".

В 1968 г. были проведены лётные испытания парашютных систем и комплексная экспериментальная отработка СА и его агрегатов, выполнено (около 40) сбросов массовых макетов с самолета Ту-16 для проверки парашютов и элементов конструкции, обеспечивающих их работу, проведены самолётные испытания СА в шести сбросах с самолета Ан-12 и контрольный "копровый" сброс с вертолета Ми-6 с имитацией предельных (18 м/с) горизонтальных скоростей посадки.

Эти работы проводились на базе ВВС в г. Феодосия.

Межведомственное заключение о допуске средств посадки к пилотируемому полёту было выпущено и утверждено председателем Правительственной комиссии В.В.Уткиным осенью 1968 г.

В 1967 г. после доработок и завершения согласованного объёма экспериментальных работ были продолжены беспилотные ЛКИ КК "Союз".

27 октября - 2 ноября 1967 г. - первая автоматическая стыковка кораблей (заводские N 6 и 5, "Космос-186" и "Космос-188"), 14-20 апреля 1968 г. - вторая автоматическая стыковка кораблей (заводские N 8 и 7, "Космос-212" и "Космоc-213") и 28 августа - 1 сентября 1968 г. - зачётный беспилотный пуск КК "Союз" (заводской N9, "Космос-238").

Положительные итоги наземных и лётных испытаний позволили принять решение о допуске КК "Союз" к пилотируемым пускам.

В течение 1968-1969 гг. было семь полётов КК "Союз" с космонавтами, первым из которых был полёт 26-30 октября 1968 г. КК "Союз-3" с космонавтом Г.Т.Береговым. В полёте было осуществлено автоматическое сближение с беспилотным КК "Союз-2", но причаливание при ручном управлении кораблем с расстояния 200 м было неудачным.

14-18 января 1969 г. при полёте КК "Союз-4" (космонавт В.А.Шаталов) и "Союз-5" (космонавты Б.В.Волынов, А.С.Елисеев и Е.В.Хрунов) программа полёта была выполнена полностью: автоматическое сближение, ручное причаливание и стыковка двух пилотируемых кораблей (создание первой экспериментальной орбитальной станции массой 12924 кг), выход в космос и переход космонавтов А.С.Елисеева и Е.В.Хрунова из КК "Союз-5" в КК "Союз-4" с последующим спуском на нем. При посадке КК "Союз-5" (заводской N13) не раскрылись замки связей СА-ПАО и объект двигался оголенным шпангоутом вперед, при этом полки шпангоута вспучились под действием нагрева и внутреннего давления, но сработали под нагревом пирозамки, и СА освободился от ПАО и развернулся. Этот случай подтвердил правильность проектного решения о внедрении титанового шпангоута и потребовал повышения надёжности срабатывания замков.

В дальнейшем были выполнены:

• 10-18 октября 1969 г. совместный полёт трёх пилотируемых кораблей с взаимным маневрированием и проведением научно-технических экспериментов при работе наземного комплекса управления одновременно с тремя кораблями - "Союз-6" (космонавты Г.С.Шонин и В.Н.Кубасов), - "Союз-7" (космонавты А.В.Филипченко, Г.Н.Волков и В.В.Горбатко) и "Союз-8" (космонавты В.А.Шаталов и А.С.Елисеев);
• 21-19 июня 1970 г. - длительный (около 18 сут) автономный космический полёт с исследованием воздействия его факторов на жизнедеятельность и работоспособность космонавтов КК "Союз-9" (космонавты А.Г.Николаев и В.И.Севастьянов).

Таким образом был создан космический корабль, который мог использоваться как в автономных исследовательских полётах, так и в более сложных орбитальных комплексах, собираемых на орбите. Предприятию ЦКБЭМ принадлежит заслуга в создании этого корабля и в том, что в его конструкцию и системы были внедрены новые прогрессивные технические решения, определенные путём целенаправленных исследований и вариантных разработок. Именно поэтому корабль стал "долгожителем" и использовался при определенных его модификациях в течение десятилетий для реализации отечественных космических программ.

Во второй половине 1969 г. было начато создание комплекса долговременной орбитальной станции (ДОС-7К). В состав комплекса входил пилотируемый транспортный корабль 7К-Т (11Ф615А8) для доставки на станцию, смены и возврата на Землю экипажей из трёх человек.

9 февраля 1970 г. был выпущен эскизный проект станции, в который вошли материалы по конструкции и системам транспортного корабля 7К-Т на базе корабля 7К-ОК.

Особенностью корабля 7К-Т явилось применение на нем, как и на орбитальной станции, вновь разработанной системы стыковки и внутреннего перехода (типа "штырь-конус"), обеспечивающей переход экипажа из корабля на станцию без выхода космонавтов в открытый космос. Система создавалась для малой исследовательской станции (ОИС) и корабля "Союз Т" с перспективой использования в других комплексах.

Транспортный корабль 7К-Т имел стартовую массу 6700 кг, в том числе массу СА 2800 кг и экипаж из трёх человек, массу полезного груза, спускаемого с орбиты, до 20 кг, время автономного полёта до 4 сут, время полёта в составе станции 30-60 сут, длину (по корпусу) 6,98 м, максимальный диаметр 2,72 м, диаметр переходного люка 0,8 м и диаметр жилых отсеков 2,2 м.

По результатам анализа объёма и существа доработок, которые относились только к режимам работы на орбите, беспилотные испытания корабля 7К-Т было решено не проводить. Этап пилотируемых ЛКИ совмещался с началом эксплуатации корабля в составе долговременной орбитальной станции "Салют". Первый испытательный полёт состоялся 23-25.04.71 г. на корабле "Союз-10" (Шаталов В.А., Елисеев А.С., Рукавишников Н.Н.), в котором было осуществлено автоматическое сближение и стыковка со станцией, но не удалось выполнить герметичное соединение и переход экипажа из-за неисправности стыковочного механизма. Во втором полёте 6-30.06.71 г. корабля "Союз-11" (Добровольский Г.Т., Волков В.Н., Пацаев В.И.) были проведены автоматическое сближение, стыковка и переход экипажа в станцию. Впервые экипаж работал на станции в течение 23 суток.

30.06.71 г. состоялось возвращение корабля "Союз-11" на Землю. При его спуске не было связи с экипажем. Спускаемый аппарат приземлился в расчётной точке на ровную степную местность центрального Казахстана западнее горы Мунлы. Поисково-эвакуационный отряд сообщил о гибели экипажа. Трагедия потрясла научные и технические круги, общественность страны и участников работ по станции и кораблям "Союз".

Отсутствие связи при спуске и видимых следов катастрофы на месте посадки приводило к единственной версии о разгерметизации спускаемого аппарата, что было подтверждено сообщением медиков из состава поисково-эвакуационного отряда.

Спускаемый аппарат находился в обычном послепосадочном состоянии. Все свидетельствовало о нормальной работе комплекса средствприземления. Посадочный люк был открыт после посадки без замечаний и находился в нормальном состоянии, два отверстия дыхательной вентиляции были вскрыты. Наддув аппарата, проведенный после того, как на них были поставлены заглушки (одна с трубкой для подачи воздуха) и закрыт люк, подтвердил герметичность корпуса.

Для расследования причин катастрофы была создана Правительственная комиссия под председательством академика М.В.Келдыша.

Анализ записей автономного регистратора системы бортовых измерений показал, что с момента отделения бытового отсека (высота более 150 км) давление в спускаемом аппарате стало падать и в течение 30...40 с пришло практически к нулю. Темп снижения давления соответствовал отверстию клапана дыхательной вентиляции. Комиссия пришла к однозначному выводу: при отделении бытового отсека преждевременно и несанкционированно открылся клапан дыхательной вентиляции.

Исследование причин открытия клапана было трудным и не столь однозначным. По конструкции клапан представлял собой цилиндрическую заглушку с сальниковым уплотнением в виде резинового кольца в проточке, шток которой удерживался шариковым замком хорошо отработанного и широко применявшегося типа. Замок раскрывался при срабатывании пиропатрона. Измерения показывали, что преждевременной команды не было. Она прошла там, где и положено, на участке приземления. Рассматривалась версия случайного подрыва клапана до полёта, но она было отклонена после анализа документации по подготовке корабля. Отрабатывалась версия самопроизвольного вскрытия клапана в результате удара при срабатывании пироболтов отделения бытового отсека. Были поставлены десятки экспериментов по воздействию ударов на клапан, но он упорно не открывался. При этом вносились различные отклонения по технологии сборки и установки клапана (неблагоприятные сочетания допусков на изготовление деталей замка, возможные нарушения по сборке, ослабление затяжки болтов и др.) наконец, когда все нарушения были внесены вкупе, удалось добиться вскрытия клапана, чем была подтверждена версия самопроизвольного вскрытия, ставшая официальной, и на чем закончились исследования.

Основные рекомендации комиссии состояли в повышении устойчивости клапана к ударным нагрузкам, в установке быстродействующих (секунды) ручных заглушек и во введении скафандров.

Для выполнения рекомендаций комиссии и повышения безопасности полётов корабль был подвергнут существенной доработке в части введения комплекса средств спасения (КСС) космонавтов в случае разгерметизации жилых отсеков корабля на участках выведения, стыковки, расстыковки, спуска. В комплекс входили защитные скафандры "Сокол", автоматика КСС и система подачи кислорода.

При введении скафандров необходимо было обеспечить их сопряжение с креслами "Казбек" по условиям переносимости ударных перегрузок. Задача была решена путём введения мягкого шлема скафандра, уточнений позы и ложемента и проведения контрольных автономных копровых испытаний кресла с испытателями в скафандрах "Сокол".

Решение по конструктивно-компоновочной схеме состояло в том, что вместо левого кресла пилота устанавливалась рама с автоматикой и системой хранения и подачи кислорода. Тем самым экипаж корабля был уменьшен до двух человек. Для ликвидации превышения стартовой массы с корабля были сняты также панели солнечных батарей и датчик Солнца. По рекомендациям комиссии были реализованы мероприятия в части клапанов дыхательной вентиляции.

После проведения цикла наземных испытаний, двух беспилотных пусков ("Космос-496" и "Косомос-573") и испытательного полёта корабля "Союз-12" (27-29.09.73 г., Лазарев В.Г., Макаров О.Г.) возобновилась эксплуатация "Союзов" с экипажем из двух человек, которая с успехом продолжалась до середины 1981 г. ("Союз-40"). За это время было совершено 18 полётов к станциям "Салют-4,6" и 2 автономных полёта. В 8 экспедициях на станцию "Салют-6" приняли участие иностранные космонавты. Максимальная длительность полёта корабля в составе орбитального комплекса составила более 108 суток. Кроме того, выполнено пять полётов кораблей "Союз" с экипажем к станции типа "Алмаз" ("Салют-3" и "Салют-5") и три беспилотных полёта в экспериментальных целях.

В этой серии полётов кораблей имели место четыре серьезные нештатные ситуации, две из который привели к невыполнению программы полёта.

05.04.75 года был осуществлен пуск РН с кораблем "Союз" заводской N39. В момент запуска 3-ей ступени произошла авария: по параметру "Концевые контакты" примерно на 295 с была выдана команда "Авария". Система аварийного спасения действовала по предусмотренной логике и спускаемый аппарат приземлился в горном районе Монголии недалеко от границы с СССР. Космонавты О.Г.Макаров и В.Г.Лазарев были спасены.

Анализ причин аварии показал, что на 288,6 с полёта одновременно с выключением двигателя второй ступени из СУ РН была выдана ложная (раньше времени) команда на раскрытие поперечного стыка хвостового отсека 3-ей ступени (блока "И") и только на 3 из 6 замков, т.е. стык полураскрылся. По мере набора тяги двигателя блока "И" оставшиеся замки ломались, и на 290,6 с стык раскрылся. Процесс был нерасчётным и привел к большим возмущениям: угловые скорости до 20 град/с по крену и до 5 град/с по двум другим каналам. Соответственно набирались возмущения по углам и, как только снялась блокировка параметра "Концевые контакты" (вводится на время разделения ступеней), была сформирована команда "Авария". Причиной же ложной команды на замки было подрабатывание реле в СУ РН. По результатам анализа были проведены соответствующие доработки в СУ РН.

Анализ полёта показал также, что в этом аварийном случае экипаж при спуске испытал максимальную перегрузку 21,3 единицы вместо расчётной для этих условий около 15. Причина была в том, что система управления спуском в силу вращения блока "И" получила смещение относительно вертикальной плоскости, и аппарат летел не с положительным, а с отрицательным аэродинамическим качеством. В силу опасности таких режимов было принято решение об использовании в аналогичных случаях баллистического спуска.

16.10.76 года при посадке корабля "Союз-23" (космонавты Зудов В.Д. и Рождественский В.И.) спускаемый аппарат сел на озеро Тенгиз, что само по себе было допустимо, но резко усложнило работу по эвакуации экипажа и аппарата. Неожиданно после посадки произошёл несанкционированный отстрел крышки контейнера запасной парашютной системы. Анализ причин показал, что часть контактов внешних разъёмов оставалась под напряжением, и соленая вода озера привела к образованию ложных цепей и, как следствие, к ложной команде. Проведенными мероприятиями была исключена возможность появления напряжения на внешних разъёмах после посадки.

В полёте корабля "Союз-33" (космонавты Рукавишников Н.Н. и Иванов Г.), который стартовал 10.04.79, при сближении со станцией отказал основной двигатель корабля. Сложилась крайне тяжёлая ситуация: для выбора режима торможения надо было знать причины и последствия отказа, на что нужно было время, а корабль имел ресурс полёта около трёх суток. Телеметрическая информация была неполной, поскольку использовались записи запоминающего устройства. Тем не менее удалось определить причину аварии и воспроизвести отказ: вышел из строя газогенератор, питающий турбонасосный агрегат. При этом было возможным нарушение контура резервных двигателей в результате выброса окислителя (азотная кислота). В этой трагической ситуации после ряда обсуждений принимается решение: осуществить спуск на резервных двигателях.

При выдаче 12.04.79 г. тормозного импульса двигатель работал с недобором тяги, а сам импульс был выдан не полностью. Сказались последствия отказа. Однако, корабль благополучно осуществил посадку, хотя и со значительным перелетом.

По результатам анализа была доработана конструкция газогенератора, реализованы мероприятия технологического плана и уточнена бортовая документация по порядку включения и контроля двигателя.

03.06.80 года при посадке корабля "Союз-35" (Кубасов В.Н., Фаркаш Б.) не произошёл запуск двигателей мягкой посадки. Энергию удара восприняли амортизаторы кресел. Перегрузки на экипаж были предельно допустимыми (около 30 ед.). Анализ показал, что система "Кактус" (посадочный высотомер) не выдала команду на двигатели. Причина была в неправильной установке пробки излучателя. По результатам анализа была доработана конструкция излучателя и уточнена эксплуатационная документация.

Мероприятия, реализованные в результате указанных нештатных ситуаций, послужили делу дальнейшего совершенствования корабля и повышению надёжности полётов.

 

Источники

 

См. также