Лев Андреев - Янгель: Уроки и наследие

Прояснить сложившуюся ситуацию и дать ответ на поставленные вопросы может только анализ отработки схемы запуска двигателя, заложенной в системе управления, от начала стендовых испытаний в конструкторском бюро, разрабатывавшем эту систему, испытаний на контрольно-испытательной станции днепропетровского завода, до последних операций на стартовом столе.

На всех этапах: в процессе создания, изготовления и испытаний на заводе, при автономных и комплексных испытаниях в монтажно-испытательном корпусе и непосредственно на стартовом столе — система управления ракеты подвергалась всесторонним проверкам, в ходе которых проверялась временная последовательность и точность (± 0,5 секунды) выдачи команд. При этом вместо реальных исполнительных элементов одноразового действия (пиропатронов, пироболтов), для исключения возможности их срабатывания, в схему включались специальные имитаторы исполнительных элементов — эквиваленты. Все команды, адресованные на элементы автоматики двигательных установок первой и второй ступеней, в виде сигналов приходили на эквиваленты, на которых и зажигались световые транспаранты, соответствующие конкретному исполнительному элементу.

После проведения каждого цикла комплексных испытаний, имитировавших прохождение предстартовых команд и полет ракеты, питание отключалось, и схема обесточивалась. Далее, естественно, следовало привести систему управления в исходное состояние. Для этого подавалось импульсное напряжение на шаговый электродвигатель датчика угла гиростабилизированной платформы по каналу тангажа, а также на шаговые электродвигатели программных токораспределителей I и II ступеней, отработавших перед этим полный цикл полетной программы. В результате система управления приводилась в исходное положение и тем самым подготавливалась к очередному циклу работы. В процессе вывода в "нуль" никакие функциональные команды на исполнительные органы системой управления, естественно, не должны были выдаваться, так как программа полета перед этим была уже реализована. Поэтому угол разворота вала программного токораспределителя от положения, соответствующего моменту выдачи последней команды до выхода в исходное нулевое положение, представлял "мертвую зону", и команды при этом не контролировались, поскольку их просто не должно было быть. Сам же момент приведения схемы в исходное положение определялся по загоранию на пульте оператора транспарантов, сигнализирующих о возвращении в "нуль" программных токораспределителей. На пульте оператора высвечивались табло "ОПТРI" и "ОПТРII".

Соответственно и при этой операции инструкцией по проверке системы управления не предусматривался контроль состояния транспарантов на эквивалентах автоматики двигательных установок первой и второй ступеней, поэтому при стендовой отработке схемы не было замечено и никто просто не обращал внимания на то, что при выводе программного токораспределителя второй ступени в нулевое положение происходило непредусмотренное "ложное" замыкание соответствующей группы контактов кулачком, выдающим команду на срабатывание пиростартера и электропневмоклапана наддува пусковых бачков двигателя.

А между тем выдача "ложной" команды проходила каждый раз (!) при выводе программного токораспределителя в нулевое положение. Это была грубейшая схемная ошибка конструкторского бюро, создававшего систему управления. Не была обнаружена затаившаяся ошибка и на следующем этапе в процессе проведения комплексных испытаний на контрольно-испытательной станции (КИС) завода-изготовителя ракеты, поскольку инструкция на проведение этих испытаний создавалась на основе документации разработчика системы управления.

По той же причине не была выявлена ложная команда и при проведении комплексных испытаний в монтажно-испытательном корпусе полигона и на старте. Действовавшие инструкции также не требовали контроля состояния транспарантов на эквивалентах двигательной установки при возвращении программного токораспределителя в нулевое положение.

Первым обнаружил, что система управления при определенных обстоятельствах может выдать команду на запуск двигателя второй ступени, инженер К.Е. Хачатурян. Вот его свидетельство:

"Утром следующего дня, после пережитого кошмарного вечера 24 октября, я сидел над анализом комплексной электрической схемы системы управления двигательными установками, и мне стало плохо, когда я увидел, что при переустановке шаговых двигателей в исходное состояние при наличии напряжения на шине "Д" (так на языке специалистов называлась подключенная к бортовой кабельной сети задействованная бортовая батарея второй ступени) через рабочие контакты программного токораспределителя напряжение беспрепятственно поступает на электроклапан наддува пусковых бачков ВО-8. Все оказалось технически так просто по электрической схеме и так трагически жутко по своим последствиям! В это время в комнату вошел Комиссаров и, придя немного в себя, я ему первому показал по схеме, как вчера при подготовке системы управления к пуску произошла выдача команды на запуск двигателя второй ступени".

Так, в результате порока системы управления, не замеченного при многоступенчатых проверках работы схемы, возникла коллективная ответственность за персонально введенную в циклограмму ложную команду.

Но что же произошло на старте при подготовке ракеты к пуску?

Первая в ряду причин, приведших к запуску двигателя второй ступени, — преждевременный прорыв разделительных мембран топливных баков второй ступени ракеты накануне 23 октября.

Поторопились и с приведением в рабочее состояние источников питания второй ступени. По штатной технологии ампульные батареи должны были задействоваться давлением сжатого воздуха в 3–4 атмосферы после проведения всех проверок непосредственно в процессе пуска, когда людей на старте уже нет. Сжатый воздух надувал мешок с электролитом, и в процессе заполнения резиновый мешок "напарывался" на нож, прорезался, и электролит поступал на пластины аккумуляторов. Однако оказалось, что ампульная батарея находится на пределе возможностей по требуемой емкости и поэтому было принято решение держать ее в задействованном состоянии и в теплом месте, а на борт ставить после объявления тридцатиминутной готовности. Все время до установки на борт аккумулятор второй ступени находился на стартовой позиции в кунге, в котором поддерживалась температура + 30 оС, под непосредственным контролем заместителя главного конструктора источников питания. После установки на место батарея была подключена к бортовой кабельной сети, а штуцер трубопровода для подвода сжатого воздуха, необходимого для ее задействования, естественно, не подключался.