На главную

В 1960 г. ОКБ-586 (впоследствии КБ «Южное») по собственной инициативе начало работу над созданием своего второго, более мощного космического ракетного комплекса 65С3 на базе второй своей боевой ракеты – 8К65 (Р-14). 30 октября 1961 г. вышло правительственное постановление о создании космического носителя 65СЗ на базе боевой ракеты 8К65 и разработке еще трех космических тем: метеорологического спутника "Метеор" и спутников систем специальной связи для МО СССР "Стрела" и "Пчела". Еще до выхода правительственного постановления был разработан эскизный проект нового носителя (апрель 1961 г.). В мае-ноябре 1962 года всвязи с большой загрузкой ОКБ-586 боевой тематикой дальнейшая разработка и изготовление РН 65С3 были переданы в молодое ОКБ-10 в Красноярске (ныне НПО Прикладной механики). Оно было создано в декабре 1961 года на базе филиала № 2 "королевского" ОКБ-1 при заводе № 1001 (ныне Красноярский машиностроительный завод). Этот филиал , а затем ОКБ-10 возглавлял талантливый ученик С.П.Королева - Михаил Федорович Решетнев, в будущем академик, Генеральный конструктор и Генеральный директор НПО ПМ. С 1968 г. производство РН, к тому времени модернизированной и получившей новый индекс 11К65М, передается на Омский авиационный завод (позднее ПО “Полет” , Главный конструктор А. С. Клинышков). Конструкторское бюро этого предприятия являлось филиалом № 1 КБ "Южное", а завод серийно выпускал ракеты Р-12 и Р-16. Позднее в Омск было передано и авторское сопровождение РН.

Первый вариант ракеты-носителя имел индекс 65С3, в 1966 г. его сменили на 11К65, а после модернизации – на 11К65М. Построение индекса и причины его смены аналогичны РН 63С1 (см. статью о РН Космос/Космос-2). При этом система малой тяги (СМТ) и повторный запуск второй ступени были применены уже на 11К65, а отличие от нее 11К65М неизвестно. По другой версии, 11К65М отличается от 11К65 именно наличием СМТ. РН 65С3 задним числом было присвоено открытое название «Космос-1» (уже после прекращения полетов), 11К65 – «Космос-3», а 11К65М – «Космос-3М». Вариант К65Р использовался для суборбитальных пусков по программе испытания различных систем боевого оснащения МБР, а одноступенчатая К65УВ – для запусков по программе «Вертикаль».

Ракета-носитель "Космос-3М" состоит из двух ступеней и головного блока. Ступени соединены по схеме "тандем". На обеих ступенях РН установлены ЖРД, работающие на самовоспламеняющихся компонентах ракетного топлива - окислителе АК-27И (27 %-й раствор окислов азота (диоксид и тетраоксид азота) в азотной кислоте, ингибированной йодом) и горючем – несимметричном диметилгидразине (НДМГ). Управление полетом ракеты во время работы ЖРД первой ступени осуществляется с помощью газовых рулей, а при работе двигателя второй ступени - поворотными рулевыми соплами. Разделение ступеней производится по "полугорячей" схеме.

Первая ступень ракеты включает переходной отсек, бак окислителя, межбаковый отсек, бак горючего, силовое кольцо и хвостовой отсек.

Переходной отсек предназначен для соединения ступеней. Кроме того, в нем размещается двигательная установка второй ступени. Отсек клепаной конструкции из алюминиевых сплавов, представляет собой цилиндрическую обечайку, подкрепленную продольным (стрингерами) и поперечным (шпангоутами) силовым набором. Обечайка имеет два пояса люков. Верхний обеспечивает доступ к агрегатам ДУ второй ступени, нижний служит для выхода газов, истекающих из рулевых сопел ДУ второй ступени при разделении. Люки верхнего пояса закрываются крышками, нижнего - заклеиваются тканью.

Конструкция баков окислителя и горючего первой ступени практически одинакова. Окислитель имеет большую плотность (1,47 г/см3), поэтому его бак расположен впереди бака горючего. При этом центр масс ракеты сместился к головной части, увеличилось расстояние до газовых рулей и стабилизаторов, улучшилась устойчивость и управляемость ракеты в полёте. Обечайка бака горючего и часть секций обечайки бака окислителя изготавливаются из прессованных панелей алюминиевого сплава АМг-6Н. При панельной конструкции значительно упрощается производство баков и снижается их масса, поскольку прессованные панели в виде монолитно выполненных частей обшивки со стрингерами отличаются высокой прочностью и устойчивостью. Восемь панелей собираются на стапеле и свариваются по стыкам аргонно-дуговой сваркой, образуя цилиндрическую оболочку бака. Затем изнутри к стрингерам оболочки привариваются навесные кольцевые шпангоуты уголкового профиля (по другим данным, шпангоуты крепятся с помощью фиттингов). Оболочка воспринимает все внешние нагрузки, действующие на ракету при транспортировке и в полёте. Изготовление бака заканчивается стыковкой и приваркой к оболочке сферических днищ через торцевые усиленные шпангоуты и установкой арматуры. Через бак горючего проходит расходный трубопровод окислителя, размещенный в тоннельной трубе. Дренажно-предохранительный клапан бака горючего находится в хвостовом отсеке, а через весь бак к куполу верхнего днища проложена дренажная труба. Наддув бака горючего осуществляется сжатым азотом, а бака окислителя - сжатым воздухом. Эти газы хранятся в баллонах высокого давления, расположенных в хвостовом (азот) и межбаковом (воздух) отсеках.

Межбаковый отсек клепаной негерметичной конструкции из алюминиевых сплавов служит для соединения баков горючего и окислителя. Оболочка отсека тонкостенная из алюминиевого сплава Д19АТ, подкрепляющий набор из шпангоутов и стрингеров (алюминиевый сплав Д16Т) приклепан к ней. На наружной поверхности отсека размещены три тормозных РДТТ системы разделения ступеней, закрытые обтекателями. Тормозные пороховые двигатели после разделения ступеней замедляют полёт первой ступени и благодаря несимметричному расположению разворачивают ее относительно поперечной оси, устраняя соударение со второй ступенью.

Конструкция хвостового отсека аналогична межбаковому с той лишь разницей, что хвостовой отсек – конической формы, диаметр донного среза ракеты 2,8 м. Коническая форма хвостового отсека позволяет разместить двигатель, сдвинуть центр давления вниз по длине ракеты от центра масс и тем самым улучшить её стабилизацию в полёте. Этому способствуют также трапецевидные аэродинамические стабилизаторы, закрепленные с помощью фитингов на торцевом шпангоуте. Ниже их, как продолжение фитингов, расположены стояночные опоры, а под углами 450 к плоскости стабилизации на том же шпангоуте размещены на кронштейнах графитовые газовые рули с электрическими рулевыми машинами. В отсеке расположен двигатель первой ступени - РД-216М. Тяга от него передается через специальную сварную раму на силовое кольцо, крепящееся к торцевому шпангоуту бака горючего. Таким образом, на хвостовой отсек в полете действуют только растягивающие силы, что позволяет облегчить его конструкцию.

ЖРД РД-216М с турбонасосной системой подачи выполнен по схеме без дожигания. Он создан в НПО "Энергомаш" под руководством В.П. Глушко. ЖРД состоит из двух идентичных двигательных блоков, объединенных рамой их крепления на РН и общими системами запуска и регулирования. Каждый блок, являющийся по сути автономным ЖРД, включает две камеры, один ТНА, один восстановительный газогенератор и агрегаты автоматики. ТНА имеет одноступенчатые насосы окислителя и горючего, а также двухступенчатую осевую газовую турбину. Он располагается между камерами в районе их критического сечения. Отработанный генераторный газ выбрасывается через два выхлопных патрубка. Три таких блока образуют двигатель РД-218, устанавливаемый на первой ступени МБР Р-16, а один блок с высотными соплами представляет собой двигатель второй ступени той же ракеты РД-219. За счет блочной компоновки значительно экономятся средства и время на создание двигателей различных тяг.

Запуск ЖРД – одноступенчатый (пушечный), с первоначальной подачей компонентов в газогенераторы блоков из двух пусковых бачков путем их вытеснения азотом через наземный стартовый пневмощиток. Регулирование тяги в полете осуществляется одновременным изменением подачи в газогенераторы обоих компонентов при сохранении их соотношения и стабилизации температуры генераторного газа. Оно проводится гидроредукторами окислителя и горючего, управление которыми обеспечивают синхронно перенастраиваемые от системы регулирования кажущейся скорости (РКС) азотные редукторы каждого блока. Синхронизация опорожнения баков ступени осуществляется регулятором давления окислителя на входе в двигатель. Выключение ЖРД - двухступенчатое. Сначала прекращается работа газогенераторов, затем отсекается подача компонентов в камеры с одновременным дренажем горючего из трактов их охлаждения. Дренаж был введен для уменьшения импульса последействия и улучшения точности попадания исходной БРСД Р-14. Большинство агрегатов автоматики двигателя имеет дублированный пиротехнический привод.

Вторая ступень состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Кроме того, по бокам ступени смонтированы два навесных блока баков основных компонентов, обеспечивающих работу системы малой тяги (СМТ) и второе включение маршевого ЖРД.

Короткий приборный отсек имеет клепаную конструкцию и выполнен из алюминиевого сплава. На него опирается рама крепления полезного груза. На этой раме размещаются также приборы системы управления ракетой. Кроме того, приборный отсек служит для соединения второй ступени с головным обтекателем.

Топливный отсек (ТО) сварной из сплава АМг-6. Он включает цилиндрическую обечайку и три днища - верхнее, среднее и нижнее. Среднее днище делит ТО на два отсека: окислителя и горючего. Все оболочки ТО - гладкие. Верхнее и среднее днища - сферические, а нижнее днище - составное. Оно образовано усеченным конусом и полусферой, обращенной внутрь бака. Крепление двигателя второй ступени безрамное - камера двигателя с помощью четырех кронштейнов на смесительной головке крепится прямо к нижнему шпангоуту конического днища ТО. Такая конструкция позволяет уменьшить длину межступенчатого переходника и следовательно его массу.

Хвостовой отсек второй ступени имеет клепаную конструкцию. В нем размещены электроприводы рулевых сопел и тормозной РДТТ второй ступени. На поверхности хвостового отсека находятся нижние узлы крепления подвесных баков СМТ. К торцевому кольцу отсека крепится конический кожух для защиты агрегатов ДУ от газов, истекающих из рулевых сопел.

На второй ступени установлена двигательная установка (ДУ), разработанная в КБ химического машиностроения (КБХМ) под руководством А.М.Исаева. В состав ДУ входят маршевый двигатель и двигатель СМТ. Маршевый ЖРД - однокамерный, с четырьмя рулевыми соплами, выполнен по схеме без дожигания, с турбонасосной системой подачи топлива. Двигатель имеет два режима тяги (основной и промежуточный), может повторно запускаться для выведения КА на высокие орбиты и питается как из основных баков ступени (при первом включении), так и из баков СМТ (при втором включении). Маршевый двигатель имеет камеру, моноблочный ТНА, питаемый восстановительным газогенератором, два пиростартера предварительной раскрутки ТНА, окислительный и восстановительный газогенераторы наддува соответствующих основных баков ступени, азотную пневмосистему, управляющую работой большинства клапанов и агрегаты автоматики. Отработавший на турбине ТНА газогенераторный газ по системе газоводов направляется к четырем подвижным рулевым соплам, имеющим возможность отклоняться в одной плоскости на углы до 70 градусов с помощью электроприводов. Двигатель имеет двухступенчатый запуск и двухступенчатое выключение через промежуточную (около 550 кгс) ступень тяги, создаваемой рулевыми соплами при неработающей камере. Этот режим обеспечивает "полугорячее" разделение ступеней, стабилизацию второй ступени перед включением камеры на основной режим тяги и точное "довыведение" КА. На основном режиме автоматика двигателя осуществляет регулирование тяги по командам от системы РКС, регулирование (при первом включении) или стабилизацию (при втором включении) соотношения компонентов в камере с целью синхронизации опорожнения баков и стабилизацию температуры в основном газогенераторе.

Двигатель СМТ представляет собой четырехсопловый рулевой двигатель с вытеснительной подачей компонентов в специальный газогенератор - газогенератор СМТ. Этот двигатель имеет один режим малой (около 10 кгс) тяги, запускается один раз, питается из баков СМТ и предназначен для стабилизации ступени в "пассивном" полете между включениями маршевого ЖРД. Двигатель имеет восстановительный газогенератор СМТ, систему газоводов, четыре малых подвижных рулевых сопла, жестко связанных и отклоняемых вместе с соплами маршевого ЖРД, и пироуправляемые пускоотсечные клапаны. Он запускается и выключается в одну ступень, не регулируется и может непрерывно функционировать свыше 60 минут. Оба двигателя тесно увязаны между собой в конструкции и при функционировании ДУ.

Для защиты КА на атмосферном участке полета РН используется головной обтекатель. Он состоит из двух полустворок, соединенных в единое целое замками продольного стыка. Крепление обтекателя к приборному отсеку второй ступени осуществляется замками поперечного стыка. Полустворки обтекателя клепаной конструкции и выполнены из алюминиевых сплавов. После раскрытия замков створки расталкиваются пружинными толкателями.

Подготовка РН Космос-3М к пуску производится на техническом и стартовом комплексах. Ступени РН и головной обтекатель поступают в монтажно-испытательный корпус (МИК) технического комплекса с завода или из хранилищ в специальных железнодорожных вагонах в расстыкованном состоянии. В МИКе проводится проверка ступеней, установка на них необходимого оборудования, сборка и стыковка ступеней, стыковка РН с КА и головным обтекателем. Все операции выполняются на горизонтально лежащей ракете. Подготовку Космос-3М к пуску обеспечивает на техническом комплексе за 34-36 часов расчет общей численностью до 105 человек. После сборки и проверки РН на техническом комплексе она перегружается на специальную железнодорожную транспортно-установочную тележку и отправляется на стартовый комплекс. На стартовом комплексе РН устанавливается в вертикальное положение, проводится установка необходимого оборудования и цикл предстартовых проверок. Затем носитель заправляется компонентами ракетного топлива и сжатыми газами, осуществляется его прицеливание и пуск. Все работы на стартовом комплексе обеспечиваются расчетом численностью 120...135 человек в течение 8-10 часов. Следует отметить, что РН Космос-3М была создана на основе баллистической ракеты Р-14 без существенных доработок по ее связи с наземным оборудованием. Это обусловило наличие в эксплуатационных процессах ручных операций, в том числе на заправленной компонентами топлива РН. Однако процесс предстартовой подготовки автоматизирован по отдельным важнейшим операциям: заправка РН компонентами топлива и сжатыми газами, отсоединение от РН заправочных коммуникаций, отвод от РН подвижной башни обслуживания, разворот РН на пусковом столе на направление стрельбы, отвод от РН кабель-мачты перед запуском двигателя первой ступени. В целом уровень автоматизации работ при подготовке РН Космос-3М около 70%. Остальные работы, в том числе повторное подсоединение заправочных коммуникаций для слива топлива в случае отмены пуска, выполняются вручную. В этом отношении данная РН близка к большинству зарубежных носителей, созданных в шестидесятые годы.

Пуск ракеты-носителя "Космос-3М" производится дистанционно с простого пускового устройства - стартового стола. Предпусковые операции и пуск РН выполняет расчет в 20…26 человек. Разделение первой и второй ступеней осуществляется по полугорячей схеме. При этом еще до разрыва механической связи между ступенями, в момент выключения ЖРД первой ступени, осуществляется запуск маршевого двигателя второй ступени на режим работы рулевых сопел. Истекающие из них газы попадают в переходной отсек и удаляются из него через нижние люки. После полного выключения ЖРД первой ступени механическая связь между ступенями разрывается с помощью пиропатронов, одновременно запускаются тормозные РДТТ, установленные на первой ступени и осуществляется плавное расхождение ступеней. Сброс головного обтекателя производится на участке полета второй ступени на высоте порядка 75 километров при скоростном напоре около 14 кг/кв.м. При этом обтекатель при раскрытии замков продольного и поперечного стыка делится на две створки. Их программный разворот и отбрасывание от ступени осуществляется с помощью пружинных толкателей. Выведение КА на низкие орбиты осуществляется с однократным включением двигательной установки второй ступени. Перед отделением КА маршевый двигатель второй ступени переводится на режим работы рулевых сопел с целью уменьшения импульса последействия и уменьшения уровня возмущений при отделении КА. После полного выключения двигателя механическая связь между второй ступенью и КА разрывается и последний отталкивается от ступени с помощью специальных пирозамков-толкателей. После отделения КА на второй ступени включается пороховой двигатель, установленный под углом к оси ступени. При работе этого РДТТ ступень тормозится и закручивается, уходя с траектории полета ИСЗ.

Первый пуск РН 65С3 был осуществлен 18 августа 1964 г. со стартового комплекса № 41 космодрома Байконур. Три КА типа Стрела-1 были выведены на орбиту с параметрами: наклонение орбиты - 56.17 град.; период обращения - 95.2 мин.; минимальное расстояние от поверхности Земли (в перигее) - 210 км; максимальное расстояние от поверхности Земли (в апогее) - 876 км. Начиная с 9-го запуска (11 ноября 1966 г.) РН стала назаваться 11К65, всего с Байконура было проведено 14 пусков, включая два суборбитальных. 15 мая 1967 г. впервые стартовала, но уже из Плесецка, РН 11К65М, на орбиту был выведен габаритно-весовой макет КА типа Циклон. Первый пуск 11К65М из Капустина Яра был произведен 26 января 1973 г., однако в последующем с этого полигона стартовал в основном суборбитальный вариант РН - К65Р, а в 1983-м и 1988-м годах его модификация К65РБ вывела на орбиту аппараты Бор-4 и Бор-5. Только из Капустина Яра запускался и вариант К65УВ – модификация исходной БРСД 8К65 для программы «Вертикаль».

Технические характеристики РН Космос-3М

Полная длина ракеты 32,4 м; длина РН без головного блока 26,68 м; стартовая масса РН с космическим аппаратом 109 т; масса конструкции РН (с головным обтекателем) 8,16 т; масса головного обтекателя 1 т.

Масса полезного груза, выводимого на круговые орбиты: высота 200-1700 км, наклонение 51° - 1500-780 кг; высота 200-1700 км, наклонение 66° - 1400-700 кг; высота 200-1700 км, наклонение 74° - 1320-660 кг; высота 200-1700 км, наклонение 83° - 1250-600 кг; солнечно-синхронная (высота 475 км, наклонение 97,3°) - 600-850 кг. Объем зоны полезного груза 10 м3, высота 4,7 м, диаметр 2,2 м. Точность выведения на круговую орбиту высотой 200 км (менее): по высоте 40 км; по периоду обращения 20 сек.; по наклонению 3 угловых минуты.

Первая ступень: длина 22,48 м; диаметр топливных баков 2,4 м; наибольший диаметр хвостового отсека 2,8 м; наибольший поперечный размер 4,53 м; стартовый вес 86,5 т; вес пустой 5,34 т; вес топлива 81,16 т. Двигатель РД-216М: масса 662 кг; тяга на земле/в вакууме 151/178 тс; удельный импульс на земле/в вакууме 248/291 с; давление в камере сгорания 75 кгс/см2; время работы в составе ступени 130 сек.

Вторая ступень: длина топливного отсека 4,2 м; диаметр топливных баков 2,4 м; диаметр баков СМТ 0,355…0,4 м; наибольший поперечный размер 3,5 м; стартовый вес 18,9 т; вес пустой 1,72 т. Двигатель 11Д49: масса 225 кг; тяга в вакууме: основной режим 16,1 тс; промежуточный режим 560 кгс; режим малой тяги 10,1 кгс; удельный импульс в вакууме: основной режим 303 с; промежуточный режим 176 с; режим малой тяги 177 с; время работы: на основном режиме до 430 сек; на промежуточном режиме до 70 сек; на режиме малой тяги до 3800 сек.



Сайт создан в системе uCoz
Яндекс.Метрика