Mercury-Redstone

По программе «Меркурий» предполагались полеты двух типов - сначала суборбитальные «подскоки», а затем «полноценные» орбитальные полеты. Суборбитальные полеты были необходимы для оценки надежности корабля Mercury, реакции человека на невесомость и перегрузки, а также для подготовки наземных служб к операциям по запуску, сопровождению полета и спасению пилотируемых капсул.

К началу 1959 г. NASA определилось с требованиями к РН для первой стадии пилотируемой космической программы: помимо безусловной надежности, от ракеты требовалось доставить капсулу по баллистической траектории на высоту не менее 185 км {100 морских миль), чтобы астронавт по крайней мере 5 мин был в состоянии невесомости. Кроме того, носитель должен был быть серийным, чтобы поддерживать темп выполнения программы.

Эти требования сузили выбор - до ракет, уже разработанных по военным программам. Для испытаний «Меркурия» в суборбитальных «подскоках» решили использовать ракеты «Редстоун» и «Юпитер» (но от второй позже отказались).

«Редстоун» (Redstone) была самой первой американской баллистической ракетой, способной нести ядерную боеголовку. Ее разработка началась осенью 1948 г. Через 1.5 года к работе подключилась группа немецких специалистов-ракетчиков во главе с Вернером фон Брауном («отцом» знаменитой ракеты «Фау-2»), которых после Второй мировой войны вывезли в Америку. В ноябре 1950 г. проекту был дан высший приоритет Министерства обороны США.

Свое название «Редстоун» получил в 1952 г. от Редстоунского арсенала (г. Хантсвилл, шт.Алабама), где он разрабатывался. Конструктивно данное изделие явилось развитием «Фау-2», создаваемым под новые требования: масса боеголовки - 3100 кг, дальность полета - 245 км.

Для новой ракеты компания North American Aviation выпустила жидкостный ракетный двигатель XLR-43-NA1 (другое обозначение А-6), развивающий тягу 34 тс в течение 110 сек. Фактически это было масштабно увеличенное «сердце» «Фау-2». Как и в прототипе, компоненты топлива - жидкий кислород (окислитель) и этиловый спирт (горючее) - подавались в камеру сгорания турбонасосным агрегатом, работающим на перекиси водорода.

1 - САС;

2 - капсула «Меркурий»;

3 - отсек системы управления;

4 - бак горючего;

5 - бак окислителя;

6 - двигатель;

7 - аэродинамические стабилизаторы;

8 - газовые рули.

Ракетой управлял «мозг» - инерциальная система наведения ST-80, выдававшая команды на исполнительные органы - графитовые рули, стоящие в струе истекающих из сопла газов, и воздушные рули, размещенные на крестообразном хвостовом стабилизаторе. На восходящем участке траектории боеголовка вместе с системой наведения отделялась от ракеты, а при входе в атмосферу управлялась с помощью четырех собственных воздушных рулей.

Первые изделия были построены в Редстоунском арсенале; серию выпускала корпорация Chrysler (г. Стерлинг-Хаите, шт. Мичиган). Первый Redstone стартовал с мыса Канаверал 20 августа 1953 г.; первая серийная ракета - 19 июля 1956г.

В рамках летно-конструкторских испытаний было запущено 37 ракет, но из них только 12 собственно по программе «Редстоун». Остальные применялись для испытаний компонентов более «дальнобойной» ракеты «Юпитер».

В июне 1954 г. фон Браун предложил использовать «Редстоун» со связками РДТТ на верхних ступенях для запуска на орбиту небольшого искусственного спутника Земли. Предложение это было отклонено, но ракета под названием «Юпитер-С» (Jupiter С) все же была создана для испытаний головных частей.

«Юпитер-С» имел удлиненные по сравнению с «Редстоуном» баки, что позволило увеличить время работы двигателя до 155 сек. Для повышения энергетики спирт заменили новым горючим «хайдайн», при этом тяга ЖРД выросла до 37.7 тс. Верхние ступени представляли собой связки из 11, трех и одного РДТТ.

31 января 1958 г. - почти через 4 месяца после запуска первого советского спутника - «Юпитер-С» вывел на орбиту первый американский ИСЗ «Эксплорер-1».

К моменту начала работ по первой американской пилотируемой программе в наличии имелось два носителя «Юпитер-С». И хотя исходная ракета подтвердила свою надежность уже более чем в 50 полетах, «в чистом виде» ни «Редстоун», ни ее более мощный вариант для пилотируемой программы не годились - их нужно было адаптировать к «Меркурию». А с учетом особой важности задачи впервые в практике США пришлось разработать специальные мероприятия по обеспечению качества изготовления узлов и деталей, напоминающие советскую «военную приемку».

В итоге носитель «Меркурия» отличался как от «Редстоуна», так и от «Юпитера-С». Для «подъема энергетики» баки еще раз удлинили, а из-за высокой токсичности «хайдайна» пришлось вернуться к спирту. Поставили ЖРД новой модификации (А-7 тягой 35.4 тс) и изменили систему топливных клапанов. Попутно пришлось решать проблему эрозии газовых рулей и ставить дополнительные средства для продления работы двигательной установки (ДУ) до 143.5 сек. Отсек системы наведения с простым и надежным автопилотом LEV-3 присоединили к баковому отсеку, установив сверху короткий переходник к капсуле «Меркурий» с собственными контактными разъемами и узлами разделения.

РН «Меркурий-Редстоун» имела стартовую массу 29.9 т, высоту 25.4 м и диаметр 1.78 м.

В соответствии с номинальной циклограммой полета, носитель разгонял капсулу до скорости около 1990 м/с (М=6.3) на высоте 61 км. Угол траектории в момент разделения был 41.8°, максимальная продольная перегрузка около 6 единиц.

Носитель «Меркурий-Редстоун» получился аэродинамически менее устойчив, чем исходная ракета. Для компенсации неустойчивости, пик которой приходился на переход через «звук» (примерно 88-я секунда полета), впереди приборного отсека добавили 311 кг свинцового балласта. Всего же в проект было внесено примерно 800 изменений, самым значительным из которых была установка автоматической САС капсулы.

Для того чтобы система не была чересчур сложной, число «аварийных» параметров свели к минимуму: недопустимые отклонения в ориентации РН, чрезмерная угловая скорость поворотов, потеря тяги и отключение подачи электроэнергии. За каждым из параметров следили несколько датчиков. Логика системы была построена так, чтобы исключить ложное срабатывание. Включили также элементы ручного управления САС - команду на аварийное прекращение полета в определенные периоды времени мог подать сам астронавт, а также оператор Центра управления полетом или офицер безопасности полигона.

Отделение проводилось мощной пороховой ракетной двигательной установкой (ДУ САС), укрепленной в верхней части капсулы на ферменной конструкции.

Безопасность астронавта надо было обеспечить и в период до старта. Процедуры аварийного покидания пускового комплекса включали выход астронавта из «Меркурия» и эвакуацию посредством специальной кабинки, которая размещалась на выдвижной стреле перед люком капсулы. Вокруг стартового стола ждали пожарные машины, бронетранспортер и спасательные команды.