На главную

8 августа 1960 г. вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О создании ракеты-носителя 63С1 на базе боевой ракеты Р-12, разработке и запуске 10 малых ИСЗ», которое утверждало программу космических исследований, предложенную ОКБ-586 (г.Днепропетровск, главный конструктор М.К. Янгель). Первый пуск (изделие с бортовым номером 1ЛК) состоялся 27 октября 1961 г. со спутником ДС-1 (днепропетровский спутник, тип 1) из шахтной пусковой установки стартового комплекса «Маяк-2». Пуск был аварийным. Первый успешный (и третий по счету) пуск состоялся 16 марта 1962 г., на орбиту был выведен спутник ДС-2 - сферический контейнер со стержневыми антеннами, внешне напоминающий «ПС-1» или «Луну-1» и снабженный передатчиком системы «Маяк» с питанием от аккумуляторных батарей, излучающим когерентные радиосигналы. Спутник в сообщении ТАСС получил название «Космос-1», в дальнейшем космические аппараты, истинное название и назначение которых не хотели разглашать, получали название «Космос» с порядковым номером.

Индекс ракеты складывался из двух частей: число 63 взято из индекса исходной Р-12 (8К63 в соответствии с классификацией ГРАУ – главного ракетно-артиллерийского управления); С1 (ступень №1) – обозначение второй ступени, введенное ОКБ-586 (планировалось создать целый ряд носителей на базе БР путем добавления второй ступени и вторая ступень для носителя на базе Р-12 получила порядковый номер 1). После модернизации ракета получила индекс 63С1М (М означает модернизированная), который позднее был заменен на стандартный индекс ГРАУ 11К63. Такая смена видимо связана с тем, что до 1966 г. и ракеты-носители и баллистические ракеты (БР) имели одинаковую первую цифру индекса – 8, и для того чтобы отличать ракету-носитель от БР, на базе которой она была создана, был удобен составной индекс. С 1966 г. ввели собственные первые цифры в индексах ракет для Сухопутных войск (9), РВСН (15) и ракет-носителей (11), вследствие чего обозначение было приведено к стандартному виду. В открытой печати 63С1 называлась «Космос», а модернизированная - «Космос-2». В соответствии с принятой на Западе алфавитной классификацией советских РН по так называемой «таблице Шелдона», «Космос» получил индекс В-1 вслед за несколькими модификациями «семёрки», именуемой носителем серии А.

РН 63С1 включала в себя две ступени и космическую головную часть (КГЧ). В качестве первой ступени использовалась экспериментальная 8К63Ш (модификация наземной Р-12, предназначенная для проверки возможности пусков баллистических ракет из шахты), имеющая повышенные запасы прочности, высокую надежность, и к этому времени уже успешно испытанная в пусках из экспериментального шахтного комплекса «Маяк-2» ГЦП №4 Капустин Яр.

На "Южмашзаводе" (г. Днепропетровск) при ОКБ-586 в период 1956-1959 гг. ещё серийно выпускались ракеты Р-2 и Р-5 с базовым диаметром корпуса 1,652 м и с несущими баками для компонентов топлива (баком горючего Р-2 и обоими баками Р-5). Для убыстрения разработки и производства новой ракеты Р-12 решено было широко использовать технологическую базу, созданную для Р-2 и Р-5. Поэтому за базовый диаметр корпуса Р-12 был выбран диаметр 1,652 м, радиусы днищ и марки конструкционных материалов остались теми же.

Бак окислителя ракеты Р-12 изготовлен из сплава АМг-6, имеет сложную конструкцию и состоит из двух отсеков: верхнего и нижнего, разделенных общим полусферическим днищем. Цилиндрические обечайки отсеков гладкие сварные, из колец, образованных путем сварки гнутых листов с утолщениями в местах сварки, снабжены силовыми торцевыми, промежуточными шпангоутами. Сверху и снизу бак ограничен полусферическими днищами, соединенными с обечайками с помощью торцевых шпангоутов. Полость верхнего отсека соединена с полостью нижнего с помощью трубопровода перелива, укрепленного в центральной части воронки топливоприемника бака окислителя. Здесь же установлен клапан перелива топлива, включающий в нужный момент подачу окислителя из верхней части бака. Столь сложная конструкция была впервые применена в практике отечественного ракетостроения и использовалась для улучшения центровки ракеты при прохождении ею зоны максимальных скоростных напоров. Как известно, в то время, как летательный аппарат в полете переходит через звуковой барьер скорости, аэродинамические центры смещаются. К этому добавляется смещение центра масс по оси ракеты вследствие выработки топлива из ее баков. Такое явление было не столь заметно на первых ракетах, использующих в качестве окислителя жидкий кислород, но на Р-12 применяется азотная кислота, имеющая на 33% большую плотность. Изменение центровки отрицательно влияет на работу системы управления: в полете приходится дважды менять управляющие коэффициенты - до перехода через звуковой барьер и после этого. Для уменьшения последствий этого явления и был введен такой элемент, как верхний отсек бака окислителя. При выработке компонента из нижнего отсека изменение («дрейф») положения центра масс не столь значительно, и до перехода через трансзвук СУ может привести его в соответствие с изменением положения аэродинамического центра. Далее включается клапан перелива и окислитель начинает поступать в двигатель из верхней части бака, компенсируя таким образом последующий «дрейф» аэродинамического центра.

Внутрибаковая арматура каждого отсека состоит из продольных пластин-гасителей колебаний жидкости, датчиков уровня топлива и заборной арматуры. В верхней части отсеков размещены кольцевые коллекторы наддува.

Бак горючего состоит из цилиндрической обечайки и двух полусферических днищ, внутри него по оси в тоннельной трубе проложен расходный трубопровод окислителя. Баки во время полета ракеты наддуваются сжатым азотом, запас которого сосредоточен в батарее баллонов, смонтированных в хвостовом отсеке.

В верхних днищах баков устроены люки-лазы, закрытые пологими сферическими крышками.

Межбаковый отсек образован цилиндрической оболочкой, а хвостовой отсек - усеченной конической оболочкой. Все оболочки выполнены клепаными, подкрепленными продольно-поперечным силовым набором, причём обшивки отсеков - из алюминиевого сплава "дюраль" марки Д19АТ, стрингеры и шпангоуты из аналогичного сплава Д16Т.

Межбаковый приборный отсек имеет внутри крестообразную раму для установки приборов системы наведения и управления. СУ автономная, унаследовавшая многие черты подобной системы ракеты А-4, в том числе гироприборы со значительными габаритами. По-видимому, она содержала минимальное количество электронно-ламповых приборов. Управляющие сигналы - аналоговые, электрические, служат для приведения в действие электрических пневмо- и гидроклапанов и управляющих механизмов. Кабели и трубопроводы проложены по наружной стороне бакового отсека ракеты и закрыты желобом.

Хвостовой отсек состоит из цилиндра и конуса. Внутри цилиндрической (верхней) части отсека смонтирован тороидальный сварной бак с перекисью водорода для питания ТНА двигателя. Поверхность хвостового отсека имеет люки для доступа к агрегатам двигателя. Коническая юбка хвостового отсека служит для передачи веса ракеты на пусковое устройство, для чего она имеет в нижней части четыре опорных кронштейна, оборудованных винтовыми опорами для вертикализации ракеты. На кронштейнах крепятся также графитовые газоструйные рули с электрическими рулевыми машинками. Коническая форма юбки вызвана необходимостью размещения газовых рулей, которые иначе не помещались в габариты ракеты. Кроме того, такая компоновка с точки зрения аэродинамики способствовала смещению центра давления ракеты в сторону её донного среза, в результате ракета становилась более статически устойчивой (так как увеличивалось расстояние между центром масс и центром давления, находящимся позади него), что облегчало работу системы управления. Снаружи юбки наземного варианта ракеты Р-12 на кронштейнах жестко закреплены лопасти аэродинамических стабилизаторов, которые на варианте 8К63Ш по-видимому были сняты после первого неудачного пуска из шахты. Снизу хвостовой отсек закрыт донным экраном, который защищает расположенные в этом отсеке агрегаты от воздействия реактивной струи двигателя.

Двигатель РД-214 крепится в цилиндрической части хвостового отсека с помощью специальной рамы, связанной тягами с узлами крепления в верхней части камер сгорания. РД-214 построен по открытой схеме (без дожигания отработанного турбогаза) в виде четырехкамерного моноблока с единым турбонасосным агрегатом (ТНА). Отработанный турбогаз сбрасывается через выхлопной патрубок. Камеры сгорания - цилиндрические, с плоскими форсуночными головками и профилированными соплами. Охлаждение камер - комбинированное, проточно-завесное. Охлаждающий компонент - горючее.

Двигатель работает на азотно-кислотном окислителе АК-27И (27 %-й раствор окислов азота в азотной кислоте, ингибированной йодом) и углеводородном горючем ТМ-185 (продукт переработки керосина, обогащенный непредельными углеводородами), имевшем плавные характеристики при зажигании и обеспечивавшем более устойчивое горение с азотной кислотой, чем обычный керосин или ракетное горючее РГ-1. Привод ТНА - от турбины, вращаемой газами, получаемыми в газогенераторе путем каталитического разложения 80 %-ной перекиси водорода на посеребренных медных сетках.

Запуск двигателя «пушечный», без предварительной ступени. Зажигание топлива в камерах - химическое, при помощи пускового горючего ТГ-02 (фактически это немецкая «Тонка-250» - смесь триэтиламина и изомерных ксилидинов в соотношении 50:50, буквы ТГ означают трофейное горючее), заливаемого перед заправкой ракеты в магистраль горючего между ТНА и главным клапаном.

Тяга двигателя регулируется перед выключением (через режим конечной ступени) путем изменения расхода перекиси водорода через газогенератор. Система регулирования тяги существенно повышает эффективность ракеты, так как позволяет осуществлять полет с оптимальным ускорением на всем активном участке траектории полета. Перед отключением для получения минимального импульса последействия двигатель переводится на конечную ступень тяги.

Вторая ступень создавалась как автономная ракета, имеющая все необходимые системы. Главным лозунгом проектантов стала борьба за её облегчение, для чего пришлось идти на определенные компромиссы. Так, например, поступили с СУ: в большей степени контролирующие функции передали «земле» - упрощенная система наведения с инерциальными датчиками пересылала по радиоканалу информацию о параметрах полета на наземный вычислительный комплекс, который выдавал командные сигналы органам управления ступени и определял моменты выключения двигателя.

Вторая ступень состояла из переходного отсека, бака окислителя, межбакового отсека с блоками системы управления, бака горючего, хвостового отсека и фермы крепления к первой ступени.

В клёпаном алюминиевом переходном отсеке размещались некоторые приборы и силовой шпангоут для интеграции полезного груза со ступенью. Снаружи отсека устанавливались петлевые антенны системы телеметрии и радиоуправления.

Баки окислителя и горючего имели аналогичную конструкцию из сплава АМг-6 и состояли из гладких цилиндрических оболочек и полусферических днищ. Внутри баков расположены продольные демпфирующие перегородки, препятствующие плесканию компонентов во время полета. Внутри бака горючего в тоннеле проложен расходный трубопровод окислителя. Наддув баков – "горячий", обеспечивался устройствами двигателя РД-119. Бак окислителя наддувался продуктами испарения жидкого кислорода в теплообменнике, встроенном в выхлопной патрубок ТНА. Бак горючего наддувался газом, образующимся при смешивании части генераторного газа с НДМГ.

Приборы системы управления второй ступени устанавливались на раме, расположенной в межбаковом отсеке клепаной конструкции. Для доступа к гироприборам имелись характерные вырезы с люками.

Блок космической головной части (КГЧ) включал в себя ГО, внутри которого на силовой раме-шасси крепился ПГ. Обтекатель предназначался для защиты ПГ от набегающего потока воздуха при выведении на орбиту. Он имел форму конуса с закругленной вершиной, переходящего в цилиндр и состоял из двух аналогичных тонкостенных оболочек, подкрепленных внутренним силовым набором и соединенных пироболтами. ГО сбрасывался («располовинивался») после прохождения верхних слоев атмосферы на активном участке полета второй ступени вскоре после начала ее работы. Для уменьшения воздействия на систему управления РН обтекатель разделялся по симметричной схеме с одновременным раскрытием стыков между секциями и уводом («разбрасыванием») створок на безопасное расстояние.

К нижнему силовому шпангоуту бака горючего на раме крепилась двигательная установка, состоявшая, кроме двигателя РД-119 (дальнейшее развитие не слишком удачного РД-109), из трёх пар рулевых сопел с газораспределительными клапанами с электроприводами. ТНА двигателя РД-119 выполнен по одновальной схеме. Газогенератор двигателя однокомпонентный, работает на принципе термокаталитического разложения НДМГ и имеет неохлаждаемый корпус. Для повышения эффективности системы управления полетом в первые секунды работы РД-119 предусматривался перепуск газа из газогенератора в рулевые сопла, минуя турбину. Значительное повышение надежности двигателя достигалось благодаря форсуночной головке, обеспечившей устойчивый рабочий процесс в камере сгорания, а также за счет введения сварных соединений в турбине и газогенераторе вместо фланцевых и отработкой технологического процесса изготовления узлов и агрегатов. Снаружи ЖРД закрывался цилиндрическим хвостовым отсеком, в нижней части которого имелась решетчатая ферма для выхода газов работающего двигателя 2-й ступени. Нижние зубцы решеток крепились к плоскому асботекстолитовому теплозащитному экрану с коническим выступом в центральной части, который защищал бак окислителя первой ступени от воздействия горячих газов работающего ЖРД верхней ступени. Этим экраном вторая ступень устанавливалась на ракету Р-12. Двигатель второй ступени включался, когда двигатель первой ступени переходил на конечную ступень тяги. Когда РД-119 выходил на режим, открывались замки крепления; экран вместе с фермой оставался на первой ступени, а вторая продолжала полет. Такая схема разделения называется «горячей» (в отличие от «холодной» схемы, когда включение двигателя последующей ступени происходит после выключения двигателя предыдущей ступени и ее отделения). Преимущества схемы: нет необходимости в двигателях осаждения топлива на второй ступени, так как отсутствует участок невесомости, так же не нужны тормозные двигатели для отделения первой ступени; практически отсутствует участок неуправляемого полета РН. После окончания работы двигателя спутник отделялся от ступени с помощью пружинных толкателей, последняя же тормозилась с помощью РДТТ.

Для повышения грузоподъемности была проведена модернизация РН 63С1, модернизированная ракета получила индекс 63С1М. Грузоподъемность повысили за счет заправки в баки второй ступени переохлажденных компонентов топлива, имеющих большую плотность, применения в качестве первой ракеты Р-12У (8К63У, буква У означает универсальная, т.е. и для шахтных и для наземных стартов), отличавшейся от Р-12 новой СУ, ЖРД с измененной циклограммой работы и баками облегченной конструкции. Для увеличения количества НДМГ, заправляемого в бак второй ступени, в специальном мощном холодильном агрегате производилось его захолаживание до -45°С.

Конструкция бака окислителя ракеты Р-12У шахтного базирования была значительно изменена. Система управления этого варианта ракеты могла уже сама справляться с «дрейфом» центровок. Необходимость в разделении бака на два отсека отпала: он состоял только из цилиндрической обечайки и двух полусферических днищ. Так как ветровые нагрузки на ракету шахтного варианта базирования намного меньше, чем на Р-12, к баковому отсеку первой предъявлялись не такие жесткие требования по прочности, вследствие чего удалось снизить толщину стенок баков и уменьшить сухую массу ракеты. Наземное оборудование ракеты Р-12У было выполнено в стационарном исполнении. Уровень автоматизации и механизации процессов подготовки Р-12У к старту и ее заправки был существенно повышен.

Основной недостаток модернизированной РН - малая жесткость первой ступени и, как следствие, небольшая ветровая устойчивость носителя. Для РН шахтного базирования это не имело значения, однако новую ракету предполагалось эксплуатировать и с наземных стартов.

Для пуска РН 63С1 использовалась экспериментальная шахта «Маяк-2» на государственном центральном полигоне (ГЦП) №4 (Капустин Яр). ШПУ "Маяк-2" имела вертикальную цилиндрическую шахту, вырытую в искусственном холме (из-за близости грунтовых вод шахты нужной глубины не удавалось построить на ровной местности) и укрепленную железобетонной облицовкой. Стакан шахты, выполненный в виде гладкой цилиндрической оболочки диаметром 3000 мм и толщиной стенки 12 мм из стали-30, имел на своей внутренней поверхности направляющие, по которым перемещались бугели, закреплённые на внешней поверхности корпуса первой ступени. После выхода ракеты из шахты бугели отстреливались. Верхняя часть стакана шахты выполнялась в форме раструба. Кольцевое пространство между стаканами и корпусом шахты являлось газоходом, служащим для выброса газовой струи работающего двигателя первой ступени ракеты при старте и в процессе её движения по направляющим. Снаружи ШПУ закрывалась сдвижной крышей. Поскольку длина РН 63С1 значительно превышала длину базовой ракеты, её запуски производились из открытой ШПУ, и при сдвинутой крыше вторая ступень ракеты-носителя возвышалась над срезом шахты.

Однако штатного наземного оборудования для выполнения запуска было недостаточно, поэтому для предстартовой проверки спутника, а также его интеграции со второй ступенью носителя, на полигоне в 4-5 км от ШПУ построили монтажно-испытательный корпус (МИК). Здесь после установки ИСЗ на ступень на нее «надевался» ГО. Затем полностью собранная вторая ступень краном перегружалась на транспортную тележку, которая подвозилась тягачом к открытой шахте, где уже находилась первая ступень - ракета Р-12, и вторая ступень перегружалась на стрелу установщика. Стрела переводилась из горизонтального положения в вертикальное и опускалась вниз. Нижние узлы второй ступени пристыковывались к верхнему днищу первой ступени и РН в шахте превращалась в единое целое.

К собранному носителю подводилась передвижная башня обслуживания. Внизу, в шахте, откидывались специальные площадки для персонала и проверочного оборудования первой ступени. Далее следовали установка на вторую ступень петлевых антенн, проверка систем и заправка ракеты топливом. Первая ступень заправлялась с помощью штатного стационарного заправочного оборудования, компоненты топлива для второй привозились на стартовую позицию и переливались в баки ступени с помощью передвижных агрегатов-заправщиков на автомобильном шасси.

Необходимо обратить внимание, что окислителем на второй ступени служил жидкий кислород. Для его заправки использовалось специальное оборудование, уменьшающее испарение этого компонента и отводящего его пары от ракеты вплоть до момента старта.

После проведения всех подготовительно-проверочных процедур башня обслуживания отъезжала на безопасное расстояние, чтобы не получить повреждений при пуске ракеты.

В 1964 г. для пусков ракеты 63С1М были дооборудованы две шахтные пусковые установки стартового комплекса "Двина" на площадке 86 ГЦП-4. Эти ПУ были оборудованы подвижными башнями обслуживания, на которых были смонтированы кольцевые площадки, обеспечивающие доступ ко всем зонам обслуживания РН. За 15 мин до старта башня обслуживания отводилась от ракеты примерно на 30 м. Первый пуск РН 63С1М со стартовой позиции "Двина" был осуществлен 1 декабря 1964 г., он закончился аварийно. Первый успешный пуск был произведен чуть позднее, 10 декабря. Пуски РН с этой СП продолжались до 1973 г.

Для ввода в эксплуатацию нового носителя в Плесецке (ГЦП №5) на 133-й площадке полигона был создан наземный стартовый комплекс «Радуга» в составе двух пусковых установок. Процедура подготовки к старту «Космоса» в Плесецке была несколько иной, чем в Капъяре. Для комплексной проверки носитель сначала собирался так же, как на ГЦП №4. Затем, с использованием штатного оборудования, которое применяется для установки Р-12 в шахту, вся собранная РН извлекалась из шахты и перегружалась на транспортную тележку первой ступени, которая перевозила ракету в МИК.

Монтажно-испытательный корпус в Плесецке имел большие размеры, чем в Капустином Яре. В МИКе носитель перегружался на стапель (опоры на железнодорожных тележках), со второй ступени снимался ГО. Затем производилась установка ПГ и монтаж петлевых антенн. После общего тестирования всей собранной РН спутник закрывался обтекателем и носитель вновь перегружался на транспортную тележку, которая перевозила его к наземной пусковой установке с открытым стартовым столом. Здесь ракета переводилась в вертикальное положение и устанавливалась на стартовое устройство. К ней с помощью кабель-мачты подводилось электропитание и шланги заправки второй ступени. Затем к нижней части носителя пристыковывались рукава заправки первой ступени. После заправки и повторной проверки систем давалась команда на старт.

Такой порядок подготовки имел определенные преимущества, так как позволял проводить проверки систем РН в стационарных условиях МИКа, где можно было использовать гораздо больший объем контрольно-проверочной аппаратуры, чем была в распоряжении стартовиков на ШПУ в Капустном Яре. В то же время, из-за ветровых ограничений (допустимая скорость ветра не более 10 м/с), РН на наземном стартовом устройстве требовалось защищать, что делалось с помощью специальной подвижной башни обслуживания высотой 45 м с электроприводом. Она «наезжала» на ракету и имела площадки для доступа к оборудованию РН, установленные на разных уровнях и охватывающие технологические пояса носителя, а также оснащалась мостовым краном. С его помощью могла производиться, в случае необходимости, замена спутника или даже целой незаправленной второй ступени РН на вертикально стоящей ракете.

Первый пуск с комплекса «Радуга» произвели 16 марта 1967 г., малый военный спутник «Космос-148» вышел на орбиту, близкую к расчетной.

За всё время эксплуатации обеих модификаций РН на базе ракеты Р-12 они летали на орбиту 163 раза, 144 - удачно (общая надёжность 88,4%). Наибольшая доля аварий пришлась на первый вариант (63С1) в первые годы его эксплуатации. Всего эти ракеты вывели на орбиту 145 ИСЗ, причем 22 августа 1964 г. - сразу два. Последний раз РН стартовала с Капъяра 19 апреля 1973 г. с научно-исследовательским ИСЗ «Интеркосмос-8», называемым обычно «Интеркосмос-Коперник-500». В тот же год с этого космодрома стартовал лёгкий «Космос-3М». Начиная с 1974 г. интенсивность пусков «Космоса-2» с Плесецка неуклонно падала, а последний раз она взлетела 18 июня 1977 г. со спутником «Космос-919».

Технические характеристики РН 63С1М:

Полная длина ракеты 30,0 м; длина РН без головного блока 26,4 м; стартовая масса РН с космическим аппаратом 49,4 т; масса конструкции РН (с головным обтекателем) 3,99 т.

Масса полезного груза, выводимого на круговые орбиты: высота 220 км, наклонение 49° - 450 кг; высота 220 км, наклонение 74° - 380 кг; высота 220 км, наклонение 82° - 350 кг.

Первая ступень: длина 18,6 м; диаметр топливных баков 1,652 м; ; стартовый вес 40,15 т; вес пустой 3,15 т; вес топлива 37,0 т, вес горючего ТМ-185 3,7 т, вес окислителя АК-27И 29,07 т. Двигатель РД-214: масса 645 кг; тяга на земле/в вакууме 64,8/74,4 тс; удельный импульс на земле/в вакууме 230/264 с; давление в камере сгорания 44,5 кгс/см2; габариты (высота/диаметр) 2,38/1,50 м.

Вторая ступень: длина 7,8 м; диаметр топливных баков 1,652 м; диаметр баков СМТ 0,355…0,4 м; наибольший поперечный размер 3,5 м; стартовый вес 8,6 т; вес пустой 0,84 т. Двигатель РД-119: масса 170,5 кг; тяга в вакууме 10,76 тс; удельный импульс в вакууме 352 с; давление в камере сгорания 80 кгс/см, габариты (высота/диаметр) 2,17/0,96 м.



Сайт создан в системе uCoz
Яндекс.Метрика