Ракетный комплекс Р-12 (11К63)

     В конце пятидесятых - начале шестидесятых годов над созданием боевых ракетных комплексов (БРК) работало и ОКБ-586 под руководством Главного конструктора М.К.Янгеля (ныне - КБ "Южное", г. Днепропетровск, Украина).
     Первым из разработанных комплексов был БРК Р-12 в составе одноступенчатой ракеты средней дальности 8К63, наземной инфраструктуры (техническая и стартовая позиции) и, позднее, шахтного стартового комплекса "Двина" (Главный конструктор Рудяк).
     Ракета Р-12 - одноступенчатая на жидких высококипящих компонентах топлива: окислитель АК-27И (смесь окислов азота с азотной кислотой), горючее ТМ-185 (продукт переработки керосина). Кроме того, на ракете для питания газогенератора турбонасосного агрегата двигателя был размещен запас восьмидесятипроцентной перекиси водорода, а также пусковые компоненты - смесь ксилидина с триэтиламином, расположенные в отсеках магистрали горючего на участке до главного клапана. На борту ракеты имелись, кроме того, баллоны с азотом для наддува топливных баков. Таким образом на ракете 8К63 находились четыре жидких компонента топлива и рабочее тело наддува баков.
     Двигатель ракеты РД-124 разработки ОКБ-456 (Главный конструктор В.П.Глушко) с тягой на Земле - 64,8 тс, в пустоте - 74,5 тс. Удельный импульс двигателя на земле - 230 кгсЧс/кг, в пустоте - 264 кгсЧс/кг.
     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, радиусом днищ и марки конструкционных материалов остались теми же.
     Вследствие применения новых компонентов топлива конструктивно-компоновчная схема Р-12 принципиально отличалась от схемы Р-5 и, тем более, Р-2 передним расположением бака окислителя и наличием в нем промежуточного днища. Корпус хвостового отсека был выбран в форме усеченного конуса, причём большее основание конуса располагалось в плоскости донного среза ракеты.
     Такая компоновка с аэродинамической точки способствовала смещению центра давления ракеты в сторону её донного среза, а сточки зрения динамики - перемещению центра масс в сторону вершины конической головной части, увеличивая тем самым запас статической устойчивости и создавая условия для повышения управляемости путём удлинения плеча приложения управляющего усилия.
     Цилиндрические несущие оболочки баков были выполнены гладкостенными сварными из алюминиевого сплава АМг-6М, снабжены силовыми торцевыми, промежуточными шпангоутами, замкнуты сферическими (по торцам обечаек) и промежуточными днищами из того же материала.
     Через бак горючего была проложена тоннельная труба, в которую вставлена магистраль окислителя. Полости баков снабжены различными внутренними устройствами, в верхних днищах баков устроены люки-лазы, закрытые пологими сферическими крышками.
     Передний и межбаковый отсеки образованы цилиндрическими оболочками, 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.
     Эти, так называемые "сухие", отсеки вдоль продольной оси ракеты были ограничены по порядку сверху вниз: нижним днищем отсека спецаппаратуры головной части, верхним днищем бака окислителя; нижним днищем этого бака и верхним днищем бака горючего; наконец, нижней поверхностью торового баллона сжатого азота и внутренней поверхностью донного экрана двигательной установки.
     На торцевом шпангоуте большего основания хвостового отсека размещены газоструйные графитовые рули с электрическими рулевыми машинами, стояночные опоры. На внешней поверхности отсека вдоль образующих в плоскостях стабилизации I, II, III, IV укреплены с помощью фитингов аэродинамические стабилизаторы.
     В сухих отсеках размещены приборы системы управления полётом ракеты, телеметрии и автоматики двигательной установки, источники энергоснабжения этих систем. По внешней поверхности корпуса ракеты проложены кабельные стволы и пневматические магистрали, закрытые гаргротами.
     В начале 1960 года Президент АН СССР М.В.Келдыш обратился в СМ СССР с предложением о необходимости создания и запусков малых по массе и размерам исследовательских ИСЗ ("МС"). В то же время, М.К.Янгель и директор "Южмашзавода" (г.Днепропетровск) Макаров вынашивали идею создания ряда верхних разгонных ступеней С1, С3 и С5 для установки на боевые ракеты Р-12, Р-14 и Р-16, с тем чтобы использовать ракеты первого поколения в качестве ракет-носителей для запуска космических аппаратов, и, на основании выполненных в ОКБ-586 проектных проработок, со своей стороны обратились в правительство с соответствующим предложением.
     В результате этой инициативы вышло Постановление ЦК КПСС и СМ СССР от 3.08.1960 г. N 867-362, в соответствии с которым ОКБ-586 поручалось разработать космический ракетный комплекс 63С1 на базе БРК с ракетой Р-12 по ТТТ АН СССР, которые были выданы в 1960 году. Этими ТТТ предусматривалась разработка малых ИСЗ массой 180 кг для выполнения научных задач. В соответствии с указанным Постановлением, а также решениями ВПК при Президиуме СМ СССР от 28.12.1960 г. N 191 и от 15.09.1961 г. N 157 были начаты разработка и изготовление малых ИСЗ военного назначения (ДС-П1, ДС-К8, ДС-А1) по ТТТ, выданным МО СССР и обоснованным 4 НИИ МО. В этом институте в 1961 году был выпущен эскизный проект "Разработка и создание комплекса средств изменения и управления для обеспечения лётно-конструкторских испытаний комплекса 63С1, запуска малых искусственных спутников Земли ("МС") и комплекса 65С3 на базе изделия 8К65".
     В 1960-1961 гг. ракета-носитель лёгкого класса 63С1 была разработана на базе штатного варианта БРК Р-12 с ракетой Р-12У (8К63У). Для запусков космических аппаратов конструкция 8К63У была доработана: введена вторая ступень С1, коническая часть топливного отсека базовой ракеты была заменена на цилиндрическую, приборный отсек размещён на ускорителе второй ступени, введены также теплозащитный экран, установленный на верхней части корпуса ускорителя первой ступени, межступенная ферма.
     Вторая ступень С1 была оснащена оригинальным двигателем РД-119 (8Д710), который работал на компонентах топлива жидкий кислород и диметилгидразин несимметричный. Двигатель имел следующие характеристики: тяга в пустоте - 10,76 тс, удельный импульс в пустоте - 351,7 кгсЧс/кг, время работы - 260 с. В его составе: камера сгорания, турбонасосный агрегат, газогенератор, двигательная рама и другие элементы. В то время это был наиболее совершенный по энергетическим характеристикам двигатель.
     В качестве органов управления движением второй ступени служили три пары неподвижных рулевых со-пел, снабженных газораспределителем с электроприводами.
     Бак окислителя второй ступени наддувался продуктами испарения окислителя в теплообменнике, который располагался в выхлопном патрубке турбины. Бак горючего наддувался газом, образующимся при смешении части генераторного газа с горючим.
В составе второй ступени находились также приборный отсек с системой управления движением ракеты-носителя. Система управления включала гиростабилизированную платформу, допускавшую расширение углов прокачки по тангажу до 1200. Кроме того, в её состав входили: ферма-шасси для установки полезного груза, космический аппарат, цилиндро-конический головной обтекатель, телеметрическая аппаратура с локальным коммутатором, преобразователями и антенно-фидерным устройством, система энергопитания, система сброса головного обтекателя, элементы узлов отделения космического аппарата от блока ускорителя ступени, борто-вая кабельная сеть.
     Пуски РН 63С1 при лётно-конструкторских испытаниях проводились с 4-го ГЦП (г. Капустин Яр) из экспериментальной шахтной пусковой установки (ШПУ) "Маяк-1", построенной для испытаний Р-12У.
     ШПУ "Маяк-1" имела вертикальную цилиндрическую шахту, вырытую в холме 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 котором перемещались бугели, закреплённые на внешней поверхности корпуса ракеты.
     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.
     Вначале ЛКИ комплекса 63С1 проводились на двух носителях. Пуски 27 октября 1961 года и 21 декабря 1961 года закончились авариями. При первом пуске на шахтном участке полёта возникли поперечные упругие колебания ракеты-носителя, которые развивались в режиме резонанса с колебаниями жидкого наполнения баков и автомата стабилизации. К тому же оболочка стакана шахты потеряла устойчивость от действия перепада избыточного давления из кольцевого газохода - внутрь стакана. При выходе ракеты из шахты волной выпучивания оболочки стакана в дополнение к поперечным колебаниями носителя в направляющих был сорван газоструйный руль с рулевой машиной. Второй пуск - также аварийный вследствие преждевременного выключения двигателя второй ступени из-за преждевременной выработки горючего, вызванной неучётом прогрева окислителя при расчёте доз заправки.
     По указанию Д.Ф.Устинова от 6 февраля 1962 года № ВП-1720 ЛКИ были продолжены на третьей ракете-носителе со спутником ДС-2. Пуск прошёл, и на орбиту был выведен ИСЗ "Космос-1", положивший начало большой серии космических аппаратов под наименованием "Космос".
     С октября 1961 года по февраль 1967 года только на 4 ГЦП проведено 36 пусков ракеты-носителя 63С1 и на орбиты выведены 26 космических аппаратов военного, научного назначения и экспериментальных (ДС-2, 2МС, 1МС, ДС-К8, ДС-А1, ДС-П1, Омега-1, ДС-ТМ, ДС-П1-Ю и др.). Десять пусков были аварийными. Например, пуск 1.12.1964 года закончился аварией вследствие потери устойчивости конической оболочки головного обтекателя от действия избыточного внешнего аэродинамического давления при прохождении ракетой-носителем зоны максимальных скоростных напоров.
     Одновременно с запусками ИСЗ проводилась лётная отработка ракеты-носителя 63С1, в процессе которой улучшалась конструкция, совершенствовались системы и агрегаты, уточнялись характеристики системы отделения КА.
     Решением ВПК от 9 июля 1962 года N 85 Министерству Обороны СССР было поручено выдать ТТТ на разработку комплекса 63С1М на базе 63С1 для запусков малых ИСЗ военного назначения под шифром "Радуга".
     В соответствии с ТТТ "Радуга" ОКБ-586 была разработана модернизированная ракета-носитель 63С1М (11К63) со следующими характеристиками.
     Масса полезного груза, выводимого на круговые орбиты высотой 220 км и наклонениями 490, 740, 820, составляла соответственно 450 кг, 380 кг и 350 кг. Длина РН (без головного обтекателя) 26,4 м; диаметр корпуса - 1,652 м. Начальная масса ракеты-носителя с КА - 49,4 т. Масса конструкции РН (без головного обтекателя) - 3,99 т, в том числе: масса конструкции отделяющихся частей: первой ступени - 3,15 т, второй ступени 0,84 т.
     Согласно тому же решению, на 53 НИИП МО (г. Плесецк) были сооружены технический и стартовый комплексы "Радуга" наземного типа с башней обслуживания для пусков этой РН.
     Аналогичные комплексы были сооружены и на 4 ГЦП МО.
     С 53 НИИП МО на орбиты функционирования выводились, в основном, КА ДС-П1-Ю (юстировочный) и ДСП-1-И (точного определения координат космических объектов). С 1975 по 1977 гг. с космодрома "Плесецк" прошли последние шесть пусков РН 11К63.

Далее...