Прежде чем приступить к изложению материала, хотелось бы напомнить, что 6 января 2003 года исполнилось 10 лет со дня смерти Георгия Львовича Шнирмана - талантливого ученого, конструктора, изобретателя. Его творческий путь был неразрывно связан со Спецсектором Института химической физики АН СССР с момента его основания (1946 год). Этот продолжительный творческий период своей жизни Георгий Львович в составе возглавляемой им лаборатории трудился над созданием аппаратурных комплексов и приборов для регистрации различных процессов, сопровождающих ядерный взрыв. Георгий Львович Шнирман являлся многократным участником ядерных испытаний, начиная с 1949 года, и на Семипалатинском полигоне, и на полигоне Новая Земля. «Конструктор Божьей милостью», «приборист номер один» – вот отзывы о Георгии Львовиче его соратников, коллег и товарищей по работе.
Весьма малой толикой исполненного Г.Л. Шнирманом является подавляющее большинство описанных в данной статье и реализованных аппаратурных разработок, проведенных в Спецсекторе по названной выше тематике. И как всегда, Георгий Львович был и идеологом этих разработок, и руководителем, и ответственным исполнителем, и непосредственным их участником. Если говорить точнее, Георгия Львовича нужно называть Генеральным Конструктором аппаратов, во множестве разработанных в его лаборатории.
Георгий Львович за время жизни взрастил и воспитал большое количество ученых и инженеров – специалистов своего дела, которые трудились и трудятся во многих научных учреждениях России.
По мере развития его лаборатории, как живого организма, и расширения ее тематики от нее отпочковывались целые тематические подразделения и на основе наработанных в ней научных знаний и идей превращались в самостоятельные лаборатории.
Автору данной статьи посчастливилось работать в лаборатории под руководством Георгия Львовича Шнирмана весьма продолжительное время с начала 1948 года. Автор участвовал в большинстве аппаратурных и методических разработок, описанных в статье, и в натурных испытаниях данной аппаратуры. Значительная часть сведений об этих разработках освещается впервые.
Вводная часть.
Уже после первого испытания атомной бомбы 29 августа 1949 года стало очевидным, что такие испытания в наземных условиях не продлятся долго, и что в ближайшее время к решению этих вопросов должна быть привлечена авиация. Третья (по счету испытаний в СССР) атомная бомба 18 октября 1951 года была впервые сброшена с самолета. А примерно за год до этого научный руководитель Семипалатинского испытательного полигона М.А. Садовский поставил в известность руководство приборостроительного научного подразделения Спецсектора (лаборатория Г.Л. Шнирмана), что Спецсектору на длительную перспективу поручена проработка воздействий атомного взрыва на самолет-носитель. Это было вызвано насущной проблемой самолетостроителей по обеспечению безопасности полетов. Основным куратором этих работ будет авиационное ОКБ А.Н. Туполева (в лице заместителя Главного конструктора ОКБ А.В. Надашкевича). Безотлагательного решения требовали вопросы оценки механического воздействия взрыва на самолет.
Самолетные оптические самописцы . Для разработки соответствующей аппаратуры времени оставалось явно мало, поэтому его старались экономить, на чем только возможно. В начале весны 1951 года соответствующая аппаратура была изготовлена и налажена, после чего направлена на авиабазу под Керчью для подготовки и проведения летных испытаний. Ход работ лично контролировали М.А. Садовский и А.В. Надашкевич.
Для контроля воздействия на самолет ударной волны были разработаны два вида оптических самописцев: один регистрировал избыточное давление волны во времени, другой – величину перегрузки (т.е. ускорения), позволявшую определить значение полученного самолетом силового импульса.
Выбор оптических методов регистрации здесь не был случайным. Для эксперимента 1949 года Спецсектором ИХФ было разработано большое количество видов оптической аппаратуры (скоростные съемочные камеры ИД и ЦЛ, светолучевые осциллографы ОШ-1, стационарные оптические самописцы давления ОС, устанавливавшиеся на полигоне на железобетонных вышках и постаментах – соответственно высоты ~ 20м и ~ 3м). На этих разработках был приобретен производственный и эксплуатационный опыт, позволивший выиграть время при срочной разработке самолетной аппаратуры. Кроме того, для экономии производственного времени, необходимого для выпуска этих типов приборов (в принципе различного назначения), применялась унификация основных узлов систем: редуктор с электроприводом, осветитель, вращающийся барабан, обеспечивающий круговую развертку витка фотопленки, и даже корпуса приборов, - все делалось одинаковым в обеих системах. Все эти меры позволили намного приблизить срок готовности необходимых приборов.
В самолетном оптическом самописце перегрузок (СОС-П) в качестве акселерометрических датчиков использовалась механическая система с сосредоточенной массой, расположенной на свободном конце упругой консольной балки (масса – куб из алюминия с ребром ~ 5 мм; свободная длина балки ~ 5 мм; балка представляла собой две стальные параллельные пластины шириной ~ 1 мм и толщиной ~ 0,1 мм, расположенные в одной плоскости на расстоянии в 5 мм между их внешними краями). Необходимая чувствительность подбиралась изменением ширины, а также толщины пластин. К свободной грани груза, нормальной к плоскости балки, приклеивалось зеркало. В процессе работы самописца луч осветителя, отражаясь от зеркала, попадал на движущуюся пленку и при поворотах зеркала, обусловленных действием ускорения, перемещался по пленке перпендикулярно ее движению. Конструктивно колебательная система акселерометра размещалась в герметичной капсуле с застекленным оконцем, заполненной прозрачной силиконовой жидкостью определенной вязкости (с учетом соответственного увеличения вязкости при отрицательных рабочих условиях) для демпфирования свободных колебаний системы. Кроме того, наличие жидкости увеличивало чувствительность акселерометра за счет соответствующего преломления отраженного косого луча на границе двух сред с различными оптическими плотностями. Подача бортового питания 27В на привод и осветитель осуществлялось вручную дистанционно по вспышке взрыва. Временные характеристики зарегистрированного сигнала определялись по паспортной скорости вращения барабана. Конструктивно капсула, осветитель, электродвигатель, редуктор, барабан с пленкой крепились на плоском прямоугольном основании прибора, которое закрывалось крышкой с уплотнением. Диаметр барабана ~ 10 см, расстояние между зеркалом и фотопленкой ~ 15 см. Ориентировочные габариты прибора в сборе 35х12х6 см 3 , не считая разъема. Приборы изготовлялись с чувствительностью по фотопленке в диапазоне примерно 3 ? 10 мм/g. Градуировка приборов производилась на поворотном стенде, а также выборочно на вибростенде. После испытаний на авиабазе самописцы перегрузок были переправлены на «рабочий» аэродром Семипалатинского полигона, где перед установкой приборов на самолет-носитель дополнительно производилась проверка их работоспособности в условиях полета на пикирующем бомбардировщике Ту-2.
Здесь уместно заметить, что в первые годы воздушных ядерных испытаний на Семипалатинском полигоне для базирования самолетов-носителей использовался аэродром города Семипалатинска, полностью закрывавшийся на период испытаний для пассажирских рейсов, и только потом для проведения работ был построен специализированный аэродром, обслуживавший полигон.
Самолетный оптический самописец давления (СОС-Д) имел следующую кинематическую схему регистрации давления. Прогиб центра гофрированной мембраны, воспринимающей давление ударной волны, преобразовывался в угловое отклонение зеркала (жесткий шток в центре мембраны через упругий шарнир был связан со свободным концом рычага, прикрепленного нормально к оси вращения зеркала в районе центра мембраны; ось располагалась параллельно плоскости заделки мембраны и шарнирно по своим концам крепилась на основании последней; в средней части оси крепилось зеркало с нормалью, расположенной под углом 45 ° к плоскости мембраны; на удалении от мембраны крепилось обращенное к ней зеркало). Луч от осветителя, идущий к подвижному зеркалу, после трех отражений в системе зеркал (система обеспечивала увеличение чувствительности прибора за счет удлинения луча от подвижного зеркала до пленки при ограниченных габаритах конструкции) попадал на среднюю линию движущейся пленки. Мембрана (диаметром 60 мм) располагалась в плоскости основания прибора и с наружной стороны была защищена решеткой от локальных механических воздействий. Внутренняя полость прибора сообщалась с внешним пространством через сменный капилляр с определенной длиной и диаметром отверстия. Это при герметичности уплотнения крышки обеспечивало возможность постепенного уменьшения избыточного давления в полости, возникающего при изменении высоты полета, что, таким образом, позволяло, избегая вероятной порчи прибора из-за перегрузок атмосферным давлением, регистрировать без заметных искажений процесс воздействия ударной волны. Чувствительность прибора, приведенная к положению фотопленки, составляла примерно 1 гПа/мм. На самолете Ту-4 самописец устанавливался на амортизирующих растяжках в цилиндрическом перфорированном обтекателе, закрепленном на специальных кронштейнах сбоку фюзеляжа в передней его части. В пробных полетах функционирование прибора проверялось регистрацией стрельбы из бортовой пушки самолета.
На полигоне авиабазы с помощью приборов СОС-Д производилась отработка методических вопросов исследований воздействия воздушной ударной волны от модельных взрывов на летящий самолет. Работы проводились под руководством М.А. Садовского.
При атомных испытаниях 1951 года с помощью описанных самописцев были получены первые результаты воздействия ударной волны воздушного атомного взрыва (давление и перегрузки) на самолет-носитель.
Отметим, что по аналогичной кинематической схеме регистрации были построены приборы ОСМ («оптический самописец малогабаритный») с протяжкой пленки для автономной регистрации ударной волны воздушного взрыва в наземных условиях, разработанные в Спецсекторе для испытаний, проводимых в 1951 и 1953 годах ; надо полагать, что аналогичная схема использовалась и в оптических самописцах стационарного типа с протяжкой пленки ОС, устанавливавшихся на полигоне на башнях в опытах 1949 и 1951 года.
Полевые оптические самописцы давления из-за подверженности фотоматериала действию проникающей радиации постепенно были заменены более простыми и надежными самописцами с регистрацией процесса на закопченной бумаге СД 725.
Самолетные тензометрические измерители давления ударной волны .
С 1953 года для измерения давления воздушной ударной волны, действующей на самолет, стали применяться разработанные в Спецсекторе тензометрические измерители давления. При этом для регистрации сигнала датчика использовались штатная самолетная тензостанция и бортовой шлейфный осциллограф. Аэродинамическая форма обтекателя измерителя была рассчитана в Спецсекторе в лаборатории С.А. Христиановича и проверена на устойчивость потока в аэродинамической трубе ЦАГИ. Обтекатель имел острую удлиненную (ножевидную) форму, в плоской поверхности которого располагалась защитная решетка находящегося за ней чувствительного элемента прибора в виде круглой плоской диафрагмы, жестко заделанной по контуру. В первоначальных модификациях измерителя его корпусом служил собственно обтекатель, в последующих конструкциях измеритель выполнялся в виде вкладыша в обтекатель. Материал обтекателя и вкладыша – дюралюминий. Поверхность полированная. Длина обтекателя до 1,5м, сечение 10х3 см 2 (края закругленные), передняя часть конусная, длина конуса ~ 30 см, расстояние от его вершины до центральной оси диафрагмы ~ 50 см; габариты описываемого ниже измерителя в виде вкладыша в обтекатель 17,5х7х3 см 3 . Диафрагма диаметром 60 мм и толщиной ~ 0,5 мм изготовлялась из дюралюминия, как одно целое с жестким основанием диафрагмы. На внутренней стороне диафрагмы наклеивались два тензодатчика с базой 10 мм – один по центру, другой – у края заделки диафрагмы с ориентацией оси чувствительности тензодатчика по радиусу (т.е. на участках поверхности диафрагмы, имеющих противоположные знаки регистрируемой деформации ). Тензодатчики соединялись последовательно, образуя при этом рабочую половину мостовой схемы, имеющую симметрию относительно измерительной диагонали (другая половина моста находилась внутри тензостанции).
Паспортная чувствительность собственно датчика давления характеризовалась экспериментальной зависимостью от давления величины текущей суммы абсолютных значений относительных изменений сопротивления обоих тензодатчиков. При этом сумме приписывался знак соответствующего избыточного давления, действовавшего на диафрагму (данная сумма, очевидно, соответствовала эффективному значению вариаций сопротивления тензодатчиков, т.е. пересчитанному в одно плечо моста). Такие зависимости определялись для нескольких значений температур в диапазоне +20 ? - 60 ° С. Наличие этих зависимостей позволяло по величине рабочего эталонного (тарировочного) сигнала собственно тензостанции определять сквозную чувствительность измерительного канала (датчик давления, канал тензостанции, шлейф осциллографа) для рабочих условий. Диапазон измеряемого датчиком избыточного давления составлял - 25 ? +50 гПа. При необходимости чувствительность всего тракта могла также определяться при помощи специального приспособления в процессе аэродромной подготовки к рабочим измерениям непосредственно сквозной градуировкой измерительного канала.
При установке диафрагмы в корпус прибора обеспечивалась герметичность стыков основания диафрагмы с посадочной поверхностью корпуса. При этом рабочая камера датчика, находящаяся под диафрагмой, могла сообщаться с внешним пространством только через сменный капилляр (подобно описанному выше). Между внешним пространством и входом капилляра располагалась проходная камера с поглотителем влаги (силикагелем) для страховки от попадания паров влаги в капилляр и возможного замерзания влаги в полете, т.е. закупорки капилляра. Влагопоглотитель был подкрашен солью хлористого кобальта для индикации предполетного отсутствия влаги в силикагеле. При увлажнении индикатор меняет цвет с синего на красный и возвращает прежний цвет при просушке. Параметры капилляра (длина, внутренний диаметр) подбирались таким образом, чтобы постоянная времени изменения избыточного давления в системе «рабочая камера объемом ~ 50 см 3 – капилляр» составляла при нормальных наземных условиях 10 ? 15с. В условиях рабочего полета на высотах, 10 ? 12 км при стандартных температурах воздуха - 50 ? - 55 ° С, значение постоянной времени увеличивалось примерно в 3,5 ? 4,5 раза и могло находиться в диапазоне примерно от 0,5 до 1 минуты. Для первой половины этапа проведения воздушных испытаний, в большинстве случаев, эти значения являлись достаточными для регистрации без искажений характера ударной волны. Они оказывались достаточными даже в неблагоприятных случаях ( близости) совпадения направлений движения самолета и распространения волны при соизмеримости их скоростей, а также обеспечивали сохранность от повреждений диафрагмы при значительных резких изменениях высоты полета, о чем уже упоминалось выше.
В предстоящих во второй половине 1957 года испытаниях ядерных зарядов повышенной мощности, а также в последующих аналогичных испытаниях, требовалось увеличить точность регистрации ударной волны. Для уменьшения погрешности при регистрации ударной волны вследствие повышения длительности ее действия были разработаны измерители давления – вкладыши, в которых на входе капилляра устанавливался дистанционно управляемый оператором клапан, наглухо перекрывавший сообщение рабочей камеры с внешним пространством на время регистрации ударной волны. Габариты такого измерителя-вкладыша 26,5х7х3 см 3 . На внутренней поверхности жесткой стенки подмембранной камеры этих датчиков предусматривалась наклейка термометра-сопротивления из медной проволоки, предназначенного для регистрации температуры измерителя давления в процессе воздействия на него светового импульса взрыва в условиях рабочего полета. Данная методика была подготовлена самолетостроителями для измерения изменения температуры обшивки самолета при воздействии на него светового импульса большой мощности.
Тензометрические измерители давления ударной волны взрыва, воздействовавшей на самолет, применялись до момента окончания проведения ядерных испытаний в атмосфере. Такими измерителями оснащались самолеты Ил-28, Ту-4, Ту-16, Ту-95, М-3 (как самолеты-носители, так и самолеты сопровождения). На самолетах Ил-28 обтекатель с измерителем крепился на кронштейне к лобовой броневой плите, а на остальных устанавливался с помощью консоли на месте носовой пушки.
Кроме того, такие измерители с номиналами давления примерно в одну треть и две трети от нормального атмосферного давления устанавливались также на самолетах-мишенях Ил-28 на ракетном полигоне Капустин Яр.
Датчики давления с тензометрической регистрацией изготовлялись различных модификаций и имели общее название ИДТС («измеритель давления тензометрический самолетный») с соответствующим номером модификации.
Вопросы методических исследований отражательной способности защитных покрытий обшивки самолета-носителя в условиях лучистого потока высокой интенсивности . Осенью 1955 года планировалось в ближайшее время провести испытания на Семипалатинском полигоне первого ядерного заряда большой мощности (взрыв был произведен 22 ноября 1955 года). Перед Спецсектором была поставлена задача разработать методику количественных оценок отражательной способности различных защитных покрытий для обшивки самолета (от воздействия светового импульса воздушного ядерного взрыва) и провести измерения этого параметра для большого количества (несколько десятков) типов покрытий в условиях мощного светового излучения. Партии испытуемых образцов (фрагменты обшивки стандартных размеров с различными видами покрытий) поставлялись Центральным институтом авиационных материалов ЦИАМ – так, кажется, называлась эта организация.
Спецсектор располагал специальной установкой для проведения сильных лучистых воздействий спектром вольтовой дуги. Прожекторная установка состояла из двух прожекторных зеркал, ориентированных навстречу дуг другу. В фокусе одного из них размещалась вольтова дуга, а в фокусе другого - испытуемый объект. Остановимся на процедурной стороне методики. Искомые величины определялись по соотношению температур разогрева испытуемого и эталонного (зачерненного) образцов при их известных массах и при воздействии на них световых импульсов одинаковой интенсивности и длительности (с определенным ослаблением интенсивности для эталонных образцов за счет дырчатой решетки). Температура образцов измерялась с помощью термопар. Образцы размещались по 10 шт. (один эталонный и девять исследуемых) в гнездах продолговатой прямоугольной кассеты, имевшей по длине боковой стороны соответствующее число отверстий для обеспечения фиксации очередного образца в фокусе приемного зеркала. В процессе испытаний всей партии образцов каждый образец облучался минимум трижды (для усреднения показаний) с большими интервалами времени между облучениями - достаточными для полного остывания образцов от предыдущего теплового воздействия.
Необходимые данные по отражательной способности самолетных покрытий, полученные посредством описанной методики, были отправлены в заинтересованные организации.
При обсуждении полученных результатов исследований на высоком уровне вне стен Спецсектора было высказано предположение, что результаты, полученные на прожекторной установке, могут быть далеки от фактических данных, которые будут иметь место в натурных условиях из-за различия спектров излучения, поскольку температура дуги существенно ниже таковой для огненного шара воздушного ядерного взрыва. Кроме того, полученные результаты могут содержать погрешность, обусловленную нестационарностью горения дуги. Поэтому целесообразно провести дополнительно аналогичные исследования для солнечного спектра, чтобы быть ближе к натурным условиям (а также исключить погрешности нестационарности горения дуги).
В Спецсекторе для проведения этих экспериментов была срочно спроектирована и изготовлена специальная «зеркальная» установка (большое прожекторное зеркало на станине с поворотными устройствами для наведения на Солнце и с мостиком для установки в фокальной плоскости кассет с испытуемыми образцами, а также с быстросъемной дырчатой решеткой определенной величины пропускания, предназначенной для облучения эталонных образцов). Все оборудование было, наконец, подготовлено к эксперименту, не хватало только солнца (запрос для конца дождливого октября весьма завышенный).
Однако, «высокий внесекторный уровень» позаботился и об этом: для экспериментов был предоставлен…самолет Ли-2. И на высоте примерно 3 км через открытый входной люк самолета образцы были подвергнуты неоднократному воздействию мощных световых импульсов с солнечным спектром. И без всякого присутствия облачности или даже дымки, влияющих на степень освещенности (контроль постоянства последней все-таки проводился – на всякий случай).
Надо сказать, что по требованиям техники безопасности для условий работы на самолете при открытом входном люке бригаде участников наблюдений были выданы парашюты, которые затем - чтобы они не мешали трудовому процессу, и … за отсутствием навыка их использования - бригада уложила в дальний угол, а команда самолета сделала вид, что не заметила этого.
На следующий день новые необходимые данные испытаний были направлены заинтересованному адресату. Следует отметить, что максимальное различие между этими и прежними данными вряд ли намного превышало погрешность измерения.
А зеркальная установка после ее практического апробирования в наземных условиях при надлежащей погоде вскоре была передана авиастроителям для дальнейшего использования.
Через некоторое время «высокий внешний уровень» высказал пожелание, что поскольку самые надежные сведения по отражательной способности защитных покрытий могут быть получены только при их облучении в натурных условиях, то неплохо было бы …
И снова Спецсектор предпринял все возможное, чтобы в кратчайший срок подготовить аппаратуру к этим испытаниям. Даже использовались ноябрьские праздники, чтобы приблизить окончание подготовки. Стимулом было сказанное: «Там ждут».
Необходимо отметить, что за имеющийся короткий срок невозможно было провести надежную схемную проработку даже одного полного канала регистрации. Кроме того, вряд ли полигон в горячее время подготовки к приближающимся весьма ответственным испытаниям смог бы предоставить для этих незапланированных экспериментов записывающую аппаратуру в виде нескольких многоканальных осциллографов. Поэтому было принято к реализации несколько другое техническое решение: используя имевшиеся в распоряжении Спецсектора три относительно инерционных самописца-потенциометра, работающих от сети переменного тока частотой 50 Гц, обеспечить каждым из них последовательную регистрацию сигналов от целой группы испытуемых образцов. Термопары образцов каждой группы (из них один образец эталонный, находившийся за соответствующей ослабляющей поток решеткой), размещаемой в отдельной кассете, с помощью контактной шаговой системы должны были после облучения данной группы образцов вспышкой взрыва поочередно и циклически подключаться к входу своего самописца на время, равное одной секунде (что должно было обеспечиваться подачей на шаговую систему силовых сигналов автоматики поля, следующих с интервалом в одну секунду). При этом для каждого образца должно было быть сделано 2-3 опроса (или несколько более) до прихода ударной волны. Этим (при известном числе образцов в кассете) определялась дистанция установки образцов от эпицентра, этим же ограничивалось число образцов в кассете. Экстраполяцией полученной в опыте для каждого образца кассеты зависимости амплитуд импульсных сигналов от времени (в предположении, что она имеет экспоненциальный характер) к моменту окончания светового импульса должна была определяться начальная ордината зависимости, соответствующая искомой температуре разогрева каждого образца кассеты. Напомним, что до взрыва заряда входы самописцев должны были быть замкнуты во избежание воздействия помехи электромагнитного импульса, и размыкались с некоторой задержкой после сигнала «0».В каждой кассете группировались испытуемые образцы с величинами отклика одного порядка на одинаковое световое воздействие, что определялось на основании данных предыдущих экспериментов; при этом подбором коэффициента пропускания дырчатой ослабляющей решетки отклик аналогичного порядка обеспечивался и для эталонных образцов.
И вот, наконец, груз с тремя комплектами налаженного оборудования, а также сопровождающий и обслуживающий персонал в составе одного человека – автора данной статьи – на транспортном самолете прибыли (не совсем быстро – погода во второй половине ноября не всегда летная) на аэродром полигона. Встреч не было никаких; ожиданий – тем более … А дальше стало совсем неинтересно … Короче (чтобы не вдаваться в уже ненужные подробности прибытия), времени для развертывания на голом месте прибывшей аппаратуры уже не было… Уместно, правда, заметить относительно сказанного ранее: “Там ждут”. “Там”, видимо, “не ждали”. Поскольку у предназначенного к установке аппаратуры сооружения отсутствовали какие-либо внешние коммуникационные линии, которые можно было хоть как-то приспособить для подачи необходимых сигналов автоматики и переменного напряжения частотой 50 Гц для питания аппаратуры (при этом сооружение отстояло достаточно далеко от необходимых транзитных линий).
Здесь, видимо, не стоит дословно приводить высказанные М.А. Садовским (который все это время был плотно занят на Семипалатинском полигоне) конкретности и обобщения критического характера по поводу сложившейся ситуации. Оставалось только потихоньку успокаиваться, вскоре пронаблюдав издалека эффектное зрелище.
Можно, однако, предполагать, что экспериментальные данные по коэффициентам отражения защитных покрытий, полученные в предыдущих опытах для различных спектральных воздействий, вполне удовлетворили заказчика (как, по-видимому, и методика работы с зеркальной установкой), поскольку в дальнейшем к количественным оценкам отражательной способности защитных авиационных покрытий в лучистых потоках высокой интенсивности приборная лаборатория Спецсектора не возвращалась.
Аппаратура для регистрации параметров светового импульса воздушного ядерного взрыва. При планировании испытаний мощных зарядов во второй половине 1957 года возникла необходимость контроля величины плотности потока световой энергии [Дж/см 2 ] воздушного взрыва, выделенной на дистанции нахождения самолета от взрыва. Примерно в это же время на базе в Подмосковье приступили к оборудованию специального самолета-носителя Ту-95, запланированного к проведению в дальнейшем испытаний супербомбы.
К этому времени Спецсектор имел уже отработанные методики регистрации в полигонных условиях параметров светового импульса. Применительно к самолетным условиям были изготовлены типовые приборы более высокой чувствительности, что было обусловлено большей удаленностью самолета от точки взрыва, нежели удаления точек контроля на полигоне. Кроме того, должное внимание было уделено повышению виброустойчивости приборов. Здесь дается только краткое описание их принципа действия; описания конструкции и технические характеристики приведены в [1].
Прибор с шифром-названием ИТИ-ДБ (“измеритель теплового излучения…”) предназначался для регистрации текущего во времени значения потока интегрального излучения для данной дистанции. Резистивный датчик прибора, меняющий свое сопротивление при нагревании потоком, изготовлялся в виде плоской спирали из медной ленты толщиной ~ 0, 15 мм и шириной ~ 1 мм. Витки изолировались друг от друга и склеивались, после чего поверхности спирали протачивались. Диаметр спирали ~ 100 мм, сопротивление ~ 5 Ом. Сторона спирали, воспринимающая световой поток, была зачернена. Датчик включался в равноплечий мост, конструктивно и схемно симметричный относительно измерительной диагонали, в которую включался шлейф осциллографа. Питание схемы от бортсети 27В. Схема имела балансировку и автоматическую тарировку. Чувствительность датчика регулировалась загрублением посредством дырчатых решеток (с определенным коэффициентом пропускания) и увеличением номинала двух пассивных резисторов моста, симметричных относительно измерительной диагонали. Датчик и компенсационный элемент аналогичной конструкции размещались в выносном металлическом корпусе с окном, закрытым прозрачным оргстеклом.
Прибор с шифром-названием КСВМ («калориметр световой вспышки механический») предназначался для регистрации максимального значения потока интегрального излучения для данной дистанции. Прибор работал на принципе механического «запоминания» температурного удлинения плоской протяженной металлической пластины с зачерненной рабочей поверхностью, которое после опыта измерялось микрометром. Удлинение пластины вызывало соответствующее перемещение измерительного стержня с трением, достаточным для удержания положений стержня при осевых перегрузках до 250g. Габариты прибора: длина 290 мм, диаметр 35 мм.
На самолете аппаратура (прибор ИТИ-ДБ и два прибора КСВМ) располагалась в съемном контейнере, помещаемом на место хвостовой орудийной турели бомбардировщика. Положение контейнера могло регулироваться, обеспечивая необходимую ориентацию приборов по направлению к предполагаемой точке взрыва.
В контейнере устанавливалась также другая аппаратура. Это разработанные в Спецсекторе приборы с фотоэлектрической регистрацией во времени интенсивности свечения первой фазы воздушного взрыва в ограниченном спектральной диапазоне, а также промышленные малогабаритные киносъемочные аппараты АКС (с системой автоматики, обслуживающей киноаппараты) для съемки взрыва.
Приборы для фотоэлектрической регистрации развития первой фазы (время от момента взрыва до минимума интенсивности свечения между двумя ее фазами) конкретно предназначались для определения времени существования этой фазы, по которому затем определялась энергия, выделенная при взрыве. Напомним, что наличие этой фазы объясняется непрозрачностью сильно нагретого воздуха в ударной волне от момента ее отрыва от огненного шара взрыва дот поры, когда фронт начнет становиться прозрачным, откуда следует, что длительность фазы должна зависеть от величины выделенной энергии. Отметим при этом, что погрешность данного метода определения тротилового эквивалента взрыва характеризуется, в основном, заметной погрешностью определения момента времени, соответствующего минимуму свечения. Применить же в тот период в авиационных условиях более точные методики определения тротилового эквивалента (отработанные в наземных условиях по результатам скоростной съемки начала развития взрывного процесса) пока не представлялось возможным, поскольку авиационные камеры такого назначения еще не были созданы.
На самолете для фотоэлектрической регистрации развития первой фазы устанавливались приборы двух типов.
В приборе ИПФ-1 («измеритель первой фазы») в качестве датчиков использовались вакуумные фотоэлементы, сигнал которых после усиления регистрировался шлейфным бортовым осциллографом. Прибор имел четыре канала с соотношением чувствительности 1:10:100:1000, что обеспечивалось использованием светофильтров; питание – бортсеть 27В.
В приборе Ф-1 использовался полупроводниковый селеновый фотоэлемент (диск с воспринимающей поверхностью ~ 10 см 2 ) с непосредственным выходом (без усилителя) на шлейф осциллографа.
В приборах обоих типов спектральные характеристики воспринимающих систем с помощью специальных светофильтров корректировались таким образом, чтобы они соответствовали таковой же характеристике для фотопленки, применявшейся при скоростной киносъемке процесса развития первой фазы.
В самолетный контейнер устанавливались один прибор ИПФ-1 и два прибора Ф-1, отличающиеся по чувствительности в 100 раз.
Более подробное описание перечисленных приборов приведено в [1].
Киносъемочные аппараты АКС и системы малой автоматики для обслуживания киноаппаратуры. Аппараты АКС, выпускаемые промышленно и устанавливаемые на самолет, предназначались для съемки всего процесса развития воздушного ядерного взрыва от начала второй фазы свечения огненного шара и далее, включая его угасание, образование и подъем облака до…окончания запаса кинопленки. Питание – бортсеть 27В.
Съемки производились через специальные светофильтры (шифр – название прибора: ПФ – «прогрессивный фильтр»), увеличивающие пропускание света по мере угасания самосветящейся фазы взрыва. Это обеспечивало в соответствующий период сохранение приемлемой контрастности полученного изображения. Устройство содержало два поляризованных светофильтра (поляроида), угол между осями поляризации которых за время работы системы плавно менялся от 90 ° до 0 ° , уменьшая, таким образом, оптическую плотность фильтра. Вращение подвижного поляроида обеспечивалось моторным приводом, самовыключающимся при нулевом угле между осями поляризации поляроидов. Время работы прогрессивного фильтра могло регулироваться скоростью привода в диапазоне примерно от 7 до 10с. Питание привода фильтра - бортсеть 27В.
Включение прогрессивного фильтра ПФ и совмещенного с ним киноаппарата АКС, находившихся в ждущем режиме (шифр и название устройства: ИФЗ - «импульсный фотозамыкатель»), осуществлялось посредством фотореле, срабатывавшего от первой фазы вспышки регистрируемого воздушного ядерного взрыва. Габариты: длина ~ 20 см, диаметр ~ 10 см. Питание – бортсеть 27В.
В приборном контейнере самолета устанавливалось два комплекта приборов АКС, ПФ, ИФЗ.
Системы малой автоматики - прогрессивные светофильтры ПФ и фотореле ИФЗ были разработаны в Спецсекторе специально для вышеуказанных целей.
Нарастание мощности зарядов, планируемых для испытаний, рост интенсивности (частоты) проводимых испытаний, а также одновременное увеличение количества видов аппаратуры, предназначаемой для авиационных наблюдений процессов развития производимого ядерного взрыва, приводили к проблемам, требующих разрешения.
Одной из них, самой первой, была необходимость размещения аппаратуры для авиационной регистрации параметров, обусловленных воздушным ядерным взрывом, на специальном самолете сопровождения; цель очевидна - освободить экипаж носителя от выполнения несвойственных задач.
Другой проблемой была необходимость выхода за имевшиеся территориальные границы полигона, поскольку из-за высокой интенсивности испытаний стало затруднительным к нужному сроку подготавливать очередные рабочие площадки полигона. А любое положительное решение этого вопроса (см., например, [2]; [3]) должно было породить ту же первую проблему: размещение необходимого минимума регистрирующей аппаратуры (достаточного для определения основных параметров взрыва, которые ранее обеспечивались наземными службами) на самолете – сопроводителе.
Фактическое состоявшееся решение по этому вопросу еще не предусматривало создание специального самолета – измерительной лаборатории (более целенаправленно к этому вопросу вернутся несколько позже – см. ниже), однако, упреждающая задача для Спецсектора была сформулирована. Задание конкретно обязывало Спецсектор начать срочную разработку скоростной киносъемочной камеры, предназначенной стационарно работать в авиационных условиях.
Напомним, чем определялась такая необходимость: величина начальной скорости увеличения размера огненного шара до момента отрыва от него воздушной ударной волны зависит только от выделенной при взрыве энергии; поэтому точно определенная (благодаря целой серии кадров скоростной киносъемки) начальная скорость развития огненного шара позволяет обеспечить высокую точность нахождения одного из самых главных параметров взрыва – его тротиловый эквивалент (в условиях авиационной регистрации для этого необходимо также знать наклонную дальность от самолета до точки взрыва, что должно обеспечиваться специальными службами).
Скоростные авиационные съемочные камеры. Для срочной разработки такой камеры в качестве базовой была принята ранее разработанная в Спецсекторе для наземной эксплуатации в полигонных условиях конструкция скоростной камеры СК-3 (ждущая в рабочем режиме камера барабанного типа с пространственной покадровой разверткой рабочего луча посредством вращающегося зеркала с впечатыванием текущих кадров изображения на синхронно движущийся участок фотопленки, расположенный на цилиндрической поверхности вращающегося барабана и с автоматически закрывающимся затвором спустя определенное время после начала вспышки; камера содержала также электропривод и индукционный датчик для определения – посредством регистрации его сигналов на шлейфном осциллографе совместно со вспышкой взрыва – конкретных моментов времени текущих кадров съемки от момента вспышки; изменение скорости вращения электропривода осуществлялось изменением напряжения питания якоря и тока шунтовой обмотки возбуждения; питание аккумуляторное) из числа серии камер [4], разработанных для этих целей. У этой камеры несущей конструкцией являлся мощный дюралюминиевый корпус, что было немаловажным для работы в авиационных условиях; кроме того, камера имела существенные габариты (по сравнению с другими типами камер), что при проведении текущих запланированных, и возможных последующих, переработок камеры обеспечивало достаточный оперативный простор для воплощения необходимых конструктивных решений.
В пользу такого выбора говорил и некоторый небольшой предварительный опыт экспериментального использования в авиационных условиях легких малогабаритных скоростных полевых камер СК-2 предыдущих разработок Спецсектора, о чем кратко упоминается в [5].
В системе камеры СК-3 была произведена серьезная конструкторская переработка в части обеспечения необходимой виброустойчивости прибора (включая оптические, кинематические и электрические узлы без принципиального изменения их параметров), отвечающей требованиям к авиационной аппаратуре. Модернизированная система камеры, приспособленная к самолетным условиям, получила шифр СК-3М.
Были изготовлены и полностью испытаны в наземных условиях (в том числе на виброустойчивость в рабочем режиме) две камеры типа СК-3М, после чего камеры были установлены на самолет Ту-16. Установка производилась на авиабазах под Керчью и Оленьей. Камеры размещались в обогреваемом контейнере, установленном на месте нижней орудийной турели. При предполетной рабочей подготовке оптические оси камер ориентировались на направление к предполагаемой точке взрыва; при этом оптические оси камер специально смещались друг относительно друга в вертикальной плоскости на небольшой угол в связи с необходимостью обеспечения системой требуемого угла зрения по вертикали (поскольку одиночная камера не обеспечивала необходимого значения).
Скоростные съемочные камеры СК-3М, установленные на самолет, впервые были использованы при серии испытаний ядерного оружия, начавшейся в 1958 году.
А вскоре перед Спецсектором была поставлена новая задача - разработать авиационную скоростную съемочную камеру с широким углом зрения.
Для разработки новой камеры (СК-3Ш) в качестве базовой конструкции, также как и прежде, была выбрана система камеры СК-3 с использованием привода с барабаном и индукционного датчика оборотов барабана.
Для камеры СК-3Ш были разработаны принципиально новые оптическая система и система автоматики. Вопросы работы такой оптической системы и вопросы ее расчета даны в [6], [7], поэтому мы отметим только принцип ее построения и некоторые характеристики.
В ней свет от объекта съемки, проходя через длиннофокусную линзу и через специальную оптическую систему с вращающимся трехгранным зеркалом, попадал в объектив, который строил изображение на поверхности барабана с пленкой. В оптической системе луч претерпевал четыре отражения: грань трехгранного зеркала – две грани прямоугольной призмы – следующая грань вращающегося зеркала. Вращение барабана кинематически связано с вращением трехгранного зеркала. При вращении зеркала световой пучок, входящий в объектив, перемещался в направлении, перпендикулярном оптической оси, причем оставался параллельным своему первоначальному направлению. При вращении трехгранника во время экспонирования кадра происходило смещение изображения в соответствии со смещением пленки. Помимо компенсации движения пленки такая система осуществляла функцию затвора с большой скважностью, т.е. отношением периода смены кадров к времени экспонирования. Такая система позволяла существенно повысить угол зрения камеры (поскольку здесь угол зрения определялся полем зрения и светосилой объектива, в отличие от прежних камер, где ограничение определялось зеркалами), и уменьшить время экспозиции кадра, что исключало появление смазывания изображения. При регистрации самосветящихся явлений большой яркости ограничение физической светосилы камеры позволяло получить снимки светящейся области взрыва без проработки окружающих участков пленки. Запуск двигателя и открытие затвора камеры осуществлялось дистанционно по командам, а закрытие затвора производилось автоматически после экспонирования определенного заранее заданного числа кадров после начала вспышки. Предельное число кадров 37,5. В процессе работы камеры текущее число экспонированных кадров, а также число оборотов барабана регистрировалось с помощью шлейфного осциллографа, что обеспечивало привязку каждого кадра к текущему времени от начала процесса.
Некоторые характеристики камеры СК-3Ш: угол поля зрения по горизонтали 46 ° , по вертикали 20 ° ; фокусное расстояние 206 мм; размер кадра 72х190 мм; межкадровое расстояние 33 мм; максимальная величина изображения 25 мм; частота съемки 40 ? 550 кадров в секунду; полное время записи ~ 0,07 ? 0,93с.
Помимо основного изображения в кадре строились два дополнительных (по обе стороны от основного), которые имели плотность изображения на единицу меньше, чем основное, что позволяло подбирать оптическую плотность изображения при проведении точных измерений.
Установка камеры СК-3Ш на самолет Ту-16 производилась на авиабазе в Оленьей. Использование камеры СК-3Ш для регистрации воздушных ядерных взрывов началось в сентябре 1961 года.
Об аппаратуре Спецсектора для самолета-лаборатории.
Надо полагать, что термин «самолет-лаборатория» стал входить в обиход испытателей где-то в конце 50-х годов применительно к самолетам сопровождения, выполнявшим определенные задачи измерительного плана (см., например, [8]), однако, в данной статье этот термин до настоящего момента пока не использовался, поскольку еще предстояло изложить материалы именно по этому проекту. Надо полагать также, что примерно в этот же указанный выше период было принято решение о создании специального самолета – летающей лаборатории, предназначавшейся для решения метрологических задач при проведении воздушных ядерных взрывов.
Размещение всей необходимой аппаратуры летающей лаборатории предполагалось произвести в салоне пассажирского самолета Ту-124, специально доработанного для совместного действия с самолетом-носителем в рабочих условиях.
Для самолета-лаборатории Спецсектор должен был разработать новую скоростную съемочную камеру и программный автомат, обеспечивающий координационную связь с самолетом-носителем и выдачу команд управления регистрирующей аппаратурой, установленной в самолете-лаборатории. Предполагалось также использование на самолете-лаборатории аппаратуры, ранее разработанной Спецсектором ля регистрации воздействий ядерного взрыва на самолет (см. выше).
Авиационная скоростная съемочная широкоугольная камера СК-Ш для самолета-лаборатории , специально разработанная Спецсектором для данного проекта, обладала рядом несомненных достоинств; при этом были также сохранены достоинства предшественницы (камеры СК-3Ш) и устранены недостатки предыдущих разработок (в частности, например, камера СК-Ш по габаритам и весу была существенно меньше своих предшественниц). В камере СК-Ш, как и в камере СК-3Ш, был применен крышеобразный зеркальный компенсатор движения пленки (но с пятигранным вращающимся зеркалом), что, как и ранее, обеспечивало большой угол зрения и малое время экспозиции. Впечатывание же текущих кадров на движущуюся пленку осуществлялось таким образом, что они последовательно располагались на ней вдоль линии, идущей поперек движения пленки (т.е. вдоль «строки»); после заполнения очередной строки осуществлялось последовательное заполнение следующей и т. д. В системе на каждой строке обеспечивалось расположение пяти кадров. Такая построчная запись обеспечивалась соответствующим пространственным расположением граней вращающегося зеркального пятигранника друг относительно друга. Перемещение пленки осуществлялось лентопротяжным механизмом. Построчное расположение кадров обеспечивало высокую плотность нанесения информации на пленку, поэтому запас пленки был достаточным для того, чтобы камерой можно было осуществить регистрацию нескольких последовательных экспериментов без перезарядки кассеты.
Некоторые технические данные камеры СК-Ш: фокусное расстояние 210 мм; углы зрения аналогичны данным камеры СК-3Ш; частота съемки 200 и 400 кадров в секунду; ширина пленки 190 мм; емкость кассеты 28,5 м, время разгона и остановки движущихся частей камеры порядка 1с.
В камере предусмотрено впечатывание на пленку меток времени 100 Гц от внешнего источника сигнала (см. ниже), а также выдача сигналов для осциллографирования моментов экспонирования текущих кадров.
После изготовления, наладки и приемосдаточных испытаний камера СК-Ш была передана заказчику.
Комплекс программного самолетного автомата СА для самолета-лаборатории предназначался для управления аппаратурой по заранее установленной программе. Комплекс состоял из собственно автомата СА, вырабатывающего программу, и распределителя команд РК-СА, предназначенного для разводки по потребителям командных цепей, идущих от автомата, и для увеличения числа командных цепей. В комплекс входили также три пары выносных фотодатчиков, реагирующих на момент подрыва заряда. Для повышения надежности система комплекса выполнялась по двухканальной схеме (каждый канал работал независимо от другого). Автомат и распределитель команд были выполнены в виде вертикальных блоков с размерами примерно 6х3,5х8,5 дм 3 каждый (без учета разъемов) и весом примерно по 100 кг. Питание системы – бортовые генераторы напряжением 27В. Потребление 1 кВт максимально. Каждый блок комплекса крепился на общей вертикальной стойке «спина к спине». Внешние соединения системы (питание, сигналы запуска, потребители команд) осуществлялись через блок РК-СА. Комплекс выполнялся на релейных элементах автоматики, в том числе на виброустойчивых шаговых системах. Времязадающей схемой являлся кварцевый генератор 10 кГц с понижением (делением) частоты сигнала до 1 Гц. Этот сигнал в виде секундных импульсов напряжения управлял соответствующими релейными и шаговыми системами.
Приведем краткое описание функционирования системы.
После предварительной установки посредством переключателей временных уставок для соответствующих команд (устанавливаемые моменты выдачи этих команд могли выбираться в диапазоне 20 ? 399с с дискретностью 1с, считая от момента сброса бомбы, что обозначалось получением сигнала «сброс») и подачи питания три подготовительные команды («А-1», «А-2» и «Б») выдавались вручную последовательным нажатием в определенное время соответствующих кнопок. Независимое включение каждого канала комплекса на автоматическую работу осуществлялось получением каналами внешней команды «сброс», передаваемой от носителя по двум независимым радиоканалам (начальной подготовительной подачей тонального сигнала 1000Гц с последующей рабочей сменой частоты – сигнала совершения сброса – с 1000 на 1500Гц). При необходимости или при определенных условиях эта команда должна была выдаваться вручную нажатием кнопки «Пуск» на панели управления автомата. Например, в случае аварийного непрохождения сигналов «сброс» или в случае проведения наземного эксперимента, а также при тренировочных запусках автомата. После сброса система в определенные моменты времени в соответствии с заданными значениями временных уставок автоматически выдавала четыре последовательные команды «1», «2», «3» и «0». Первые три команды включали аппаратуру на регистрацию по установленной программе. После момента выдачи команды «3» через некоторое небольшое расчетное время задержки осуществлялся взрыв, регистрировавшийся как измерительной аппаратурой самолета-лаборатории, так и тремя двухканальными фотодатчиками комплекса СА. По сигналу вспышки фотодатчики комплекса выдавали команду «0», чем запускали схемы временных выдержек автоматической выдачи команд «4» и «5» для выключения обслуживаемой аппаратуры. Эти команды выдавались соответственно спустя 1с и 50с после выдачи команды «0». От вспышки взрыва команда «0» могла быть выдана каждым каналом автомата только в случае, если соответствующие сигналы поступят не менее чем от двух фотодатчиков канала (при трех фотодатчиках в комплекте каждого канала). Этим существенно уменьшалась вероятность преждевременного выключения системы от ложного сигнала в виде, например, резкого роста освещенности за счет блика при отражении луча солнца от края водной поверхности. Кроме фактической команды «0», выдаваемой по вспышке взрыва, автоматом выдавалась также дублирующая команда «0» от блока временных уставок, которая обеспечивала выключение систем наблюдения в случае недостаточности уровня сигналов от вспышки (из-за облачности, тумана, осадков). Все текущие команды, предусмотренные в автомате, могли быть также выданы вручную нажатием соответствующих кнопок (что необходимо, в частности, при проверочных запусках системы наблюдений или ее фрагментов). В комплексе самолетного автомата СА была предусмотрена целая система блокировок, страхующих от выдачи ложных команд (в том числе и от ложной команды «сброс»). Кроме того, в комплексе предусматривалась служба световой индикации выданных и очередных команд (в том числе и выданных адресных команд) и текущего внутреннего времени системы. Погрешность выдачи команд от блока временных уставок не превышала 0,25с. Автомат по каждому каналу независимо выдавал метки времени частотой 1000, 100, 10 Гц (в виде прямоугольных импульсов напряжения), и, кроме того, частотой 1 Гц (в виде замыкания контактов), причем по двум независимым внешним цепям: по одной – от момента «сброс», а по другой – от момента выдачи команды «0».
Спецсектор ИХФ АН СССР один из первых среди разработчиков аппаратуры для самолета-лаборатории выполнил порученные задания: первой была сдана заказчику скоростная съемочная камера СК-Ш, о которой говорилось выше, а через сравнительно небольшое время и прошедший необходимые испытания комплекс самолетного автомата СА.
Задержку спровоцировала некая перипетия , поскольку до нее программный автомат СА, уже выполненный в соответствии со всеми пунктами технических условий, согласованных со смежниками (т.е. с остальными разработчиками аппаратуры, «потребляющей» соответствующие команды от самолетного автомата) и утвержденных руководством, был предъявлен заказчику для приемки.
Надо полагать, что у большинства остальных участников проекта текущий уровень готовности их аппаратуры позволял желать лучшего. Во всяком случае, смежники, после ряда частных совещаний дезавуировав свои прежние согласования, потребовали «доработки» технических условий на самолетный автомат СА. Долго не получалось найти надежное обоснование для пересмотра. Предлагалось даже утвердить испытания на вибропрочность, после которых объект, по правилам, не подлежит дельнейшей эксплуатации (и это для продукции, изготовленной в единственном экземпляре!). Высказывались и деловые замечания, например: не предусмотрено официальных испытаний на виброустойчивость и предъявлений расчетов надежности, с чем нельзя было не согласиться и не принять к исполнению. Но «крамолы» для пересмотра технических условий (ТУ) с целью вмешательства в готовую продукцию найти не удавалось. Совещания по этому вопросу шли не один день (происходившее очень напоминало ситуации со сходной тематикой, имевшие место примерно на десяток лет ранее, но в более суровых условиях, и позднее описанные в [9], [10]; невольным свидетелем первой из них в свое время оказался автор данной статьи). Наконец, смежники нашли «соломоново» решение. Неотразимый аргумент: количество ранее утвержденных в ТУ командных цепей, обслуживаемых автоматом СА, в настоящей ситуации уже не является достаточным; кроме того, на перспективу необходимо предусмотреть запас выходных командных цепей. В качестве подкрепляющего аргумента было также подвергнуто критике практиковавшееся на Семипалатинском полигоне правило (если разработчику для его аппарата требуются однотипные команды в количестве более одной, то остальные он обеспечивает самостоятельно установкой в аппаратуре размножающего реле с необходимым числом контактов). Вроде бы простое и логичное правило. Но оно почему-то оказалось неудобным применительно к данной обстановке…
В итоге, в результате состоявшегося пересмотра ТУ и проведенных доработок комплекс автомата СА удвоился в размерах и в весе … Потому что появилась новая его составляющая под уже известным из сказанного ранее названием РК-СА.
И хотя оппоненты достигли цели (на время удалось «притопить высунувшегося»), но по-прежнему для сложившейся на текущий момент ситуации оставалось справедливым сказанное ранее: Спецсектор одним из первых среди разработчиков аппаратуры для самолета-лаборатории выполнил порученные задания.
Ну а двигательные пружины критики правила о «размножительном реле» достаточно очевидны: если разработчик ставит в свой аппарат это самое реле, то он должен за него отвечать, а если оно стоит в ящике соседа, то от этого становится намного спокойнее, потому что «крайним для битья» уже будет сосед … Да, политика – дело тонкое.
А финал проекта таков (А.В. Надашкевич не дожил до этого момента). Мораторий на запрещение воздушных ядерных испытаний от 1963 года не позволил оценить преимуществ использования самолета-лаборатории.
По тем же причинам не были оценены и достоинства разработанной Спецсектором аппаратуры для самолета-лаборатории.
Поскольку автору данной статьи, как участнику разработок, последнее доподлинно известно, то весьма необходимо отметить необъективность информации обзора [5] относительно якобы использования камеры СК-Ш (а также СК-3Ш) при высотных взрывах: “…СК-3Ш, СКШ. …Эти камеры также использовались при высотных взрывах [5].” (Ссылка на литературу в цитируемом тексте тождественна ссылке [10] по нижеприведенному списку). Поскольку проведенная ссылка на [10] является для автора [5] единственной аргументацией, то необходимо также вполне конкретно отметить, что в [10] полностью отсутствуют какие-либо упоминания об этих камерах. Да это и понятно. Ведь там повествование заканчивается 1958 годом, когда этих камер еще и в помине не было.
В заключение предлагаемого к рассмотрению материала остается напомнить имена основных участников данных разработок.
Как уже отмечалось во вступительной части, все рассмотренные выше разработки (за исключением, разве, калориметра КСВМ) проводились под непосредственным руководством Г.Л. Шнирмана – заведующего приборной лабораторией Спецсектора. В большинстве описанных разработок (исключая аппаратуру, реагирующую на воздействие светового импульса разогревом датчика) принимал посильное непосредственное участие и автор данной статьи А.А. Разоренов.
В разработках указанной аппаратуры также участвовали следующие сотрудники: Агафонов А.Г., Александров Б.В., Барышев В.И., Белов Б.Г., Вааг Л.Л., Вишняков И.Я., Власов Б.В., Гамынина Л.С., Горбенко Б.З., Граннигг А.Б., Гуссак Д.А., Декабрун Л.Л., Илюшин Г.П., Каменская Е.П., Королев И.А., Кузнецов А.А., Маркелов В.И., Меловатский Б.В., Монахов С.С., Овсянников Г.А., Ракитский Л.Л., Сицинская Н.М..
В работах с установленной на самолетах данной аппаратурой при испытаниях ядерного оружия принимали участие следующие сотрудники Спецсектора: Г.Л. Шнирман и А.А. Разоренов – 1951, 1953, 1958, 1961 годы; Л.Л. Декабрун – 1951, 1953 годы; Л.С. Гамынина и Н.М. Сицинская - 1961 год.
Так закончился 12-летний цикл авиационных наблюдений, обеспечивавшийся аппаратурными и методическими разработками Спецсектора Института химической физики АН СССР по тематике, сформулированной в заголовке данного рассмотрения. Его результаты, надо надеяться, были достаточно продуктивны, несмотря на негативность некоторых внешних обстоятельств.
Литература.
1. В.В. Адушкин, Б.З. Горбенко, Г.А. Овсянников, А.А. Разоренов. «Методы регистрации светового импульса воздушного ядерного взрыва» (статья направлена 25.12.02. для выпускаемой ГУП ИСС монографии «Ядерные испытания» – в соответствии с исх. № 01-08/87 от 05.03.02).
2. В.В. Алексеев. «Поиск территории для проведения сверхмощных термоядерных воздушных взрывов» в книге «История атомного проекта», Москва, РНЦ «Курчатовский институт», 1996г., выпуск №6, стр.115 ? 120.
3. В.И. Кучеров. «Странная экспедиция» в книге "История атомного проекта», Москва, РНЦ «Курчатовский институт», 1996г., выпуск №6, стр.121 ? 127.
4. Е.Э. Голлер, А.А. Разоренов, Н.М. Сицинская. «Георгий Львович Шнирман», «Сейсмические приборы», Москва, ОИФЗ РАН, 1996г., выпуски №№25-26, стр.3 ? 8.
5. В.В. Гарнов. «Оптические приборы для регистрации ядерных взрывов» в книге "История атомного проекта», Москва, РНЦ «Курчатовский институт», 1997г., выпуск №11, стр. 75 ? 81.
6. Г.Л. Шнирман, Н.М. Сицинская. «Скоростные фотокамеры с крышеобразным зеркальным компенсатором», «Сейсмические приборы», Москва, ОИФЗ РАН ,1996г., выпуски №№25-26, стр.60 ? 67.
7. Г.Л. Шнирман, Н.М. Сицинская, Б.Г. Горюнов. «Вопросы расчета скоростных фотокамер с крышеобразным зеркальным компенсатором», «Сейсмические приборы», Москва, ОИФЗ РАН, 1996г., выпуски №№25-26, стр.68 ? 80.
8. Е.А. Негин. «Рассказы по памяти» в сб. «Ядерный архипелаг», Москва, ИздАТ, 1995г., стр.75 ? 84.
9.С.Л. Давыдов. «Задача, ставшая делом жизни» в книге «История атомного проекта», Москва, РНЦ «Курчатовский институт», 1995г., выпуск №2, стр.159 ? 300.
10. В.В. Алексеев. «Во имя ядерного щита страны» в книге «История атомного проекта», Москва, РНЦ «Курчатовский институт», 1995г., выпуск №3, стр.57 ? 102.
Когда тот или иной физик использует понятие "физический вакуум", он либо не понимает абсурдности этого термина, либо лукавит, являясь скрытым или явным приверженцем релятивистской идеологии.
Понять абсурдность этого понятия легче всего обратившись к истокам его возникновения. Рождено оно было Полем Дираком в 1930-х, когда стало ясно, что отрицание эфира в чистом виде, как это делал великий математик, но посредственный физик Анри Пуанкаре, уже нельзя. Слишком много фактов противоречит этому.
Для защиты релятивизма Поль Дирак ввел афизическое и алогичное понятие отрицательной энергии, а затем и существование "моря" двух компенсирующих друг друга энергий в вакууме - положительной и отрицательной, а также "моря" компенсирующих друг друга частиц - виртуальных (то есть кажущихся) электронов и позитронов в вакууме.
Однако такая постановка является внутренне противоречивой (виртуальные частицы ненаблюдаемы и их по произволу можно считать в одном случае отсутствующими, а в другом - присутствующими) и противоречащей релятивизму (то есть отрицанию эфира, так как при наличии таких частиц в вакууме релятивизм уже просто невозможен). Подробнее читайте в FAQ по эфирной физике.
|
|
 |
