Ракетные комплексы 11К67, 11К68, 11К69

     Основой для разработки ракет-носителей 11К67, 11К68 и 11К69 послужила унифицированная стратегическая ракета Р-36, которая разрабатывалась ОКБ-586 (Главный конструктор академик М.К.Янгель) в двух вариантах: баллистическом и орбитальном.
     Ракета двухступенчатая на высококипящих компонентах топлива: окислитель - четырехокись азота, горючее - несимметричный диметилгидразин.
     Она предназначалась для уничтожения центров военного и государственного управления, шахтных стартовых позиций, подземных складов ракетно-ядерного оружия и других стратегически важных объектов противника.
     Конструктивной особенностью ракеты Р-36 явилась ее преемственность к находившимся, во время ее создания, на вооружении ракетам Р-14, особенно, Р-16. Ракета Р-36 изготавливалась на "Южном машиностроительном заводе" (директор завода А.М.Макаров).
     Почти три четверти узлов и деталей были использованы из арсенала существующих серийных ракет.
     Топливные баки ракеты, кроме емкости окислителя второй ступени, выполнялись в виде панельных конструкций.
     Обечайки баков набирались из прессованных оребренных панелей из сплавов алюминия типа АМг-6Н.
     С целью снижения массы конструкции панели облегчались химическим фрезерованием. Применение химического фрезерования позволяло, в определенной мере, создать как бы равнопрочную конструкцию при существенном уменьшении ее массы, по сравнению с гладкостенными оболочками баков.
     Отфрезерованные таким образом панели пропускались через гибочные станки. Затем по продольным кромкам панели соединялись аргонно-дуговой сваркой. Из шести панелей образовывалась цилиндрическая обечайка диаметром 3,0 м. Обечайка подкреплялась поперечным силовым набором, так называемыми "навесными" шпангоутами, приваривавшимися к продольным ребрам (стрингерам). Несколько обечаек, свариваемых между собой по торцам, образовывали несущий корпус бака, который замыкался днищами сферической формы.
     Еще одной важной особенностью ракеты являлась большая общность с ракетой Р-16 для двигательных установок первой ступени. Двигательная установка ступени составлена, как и в ракете Р-16, из трех двухкамерных блоков. Пневмогидравлическая система двигательной установки первой ступени значительно упрощена. Главные топливные клапаны отсутствуют. Запуск турбины двигателей от пороховых стартеров позволил отказаться от пусковых устройств с дополнительными топливными бачками.
     За счет более плотной компоновки двигателя длина хвостового отсека по сравнению с Р-16 сократилась почти на метр. Съемный хвостовой отсек значительно повысил технологичность конструкции. На корпусе хвостового отсека расположен турбонасосный агрегат рулевого двигателя. Здесь же смонтированы магистрали питания и автоматика управления. Рулевой агрегат работает на основных компонентах топлива. В полете каждая камера рулевого двигателя поворачивается только в одной плоскости. Максимальный угол поворота 41^º. Четыре камеры рулевого двигателя создают тягу у Земли 28 тс. Каждая камера сгорания снабжена отдельной электрогидравлической рулевой машиной.
     В плоскости стрельбы I-III ракеты рядом с рулевыми машинами расположены тормозные пороховые двигатели, обеспечивающие надежное разделение ступеней.
     Межбаковое пространство на ускорителе первой ступени использовано для установки части приборов систем управления и опорожнения баков.
     Вторая ступень ракеты имеет диаметр, как и у первой ступени - 3 м.
     Двигатель второй ступени - двухкамерный с большой степенью расширения сопла. Давление на срезе - 0,21 кгс/см², тяга двигателя в пустоте составляет 94,5 тс. Двигатель по своей конструкции аналогичен двухкамерному двигателю первой ступени. Все агрегаты двигателя изолированы от компонентов топлива металлическими пиромембранами. Мембраны устанавливаются на входных патрубках насосов и заменяют главные топливные клапаны.
     Топливный отсек второй ступени имеет общее промежуточное днище, что сократило его длину и массу. Емкость окислителя выполнена из нагартованного листа алюминиевого сплава АМг-6Н. К особенностям конструкции топливного отсека ступени относится цельнопрессованная труба окислителя, проходящая через бак горючего без тоннельной трубы.
     В хвостовом отсеке второй ступени предусмотрены контейнеры со средствами для эффективного преодоления системы ПРО противника. Система защиты состоит из специальных устройств, которые отстреливаются из контейнеров пиропатронами в момент отделения головной части и создают в районе боеголовки мишени ложных целей.
     Для баллистического варианта ракеты (ракета 8К67) предусмотрен собственный приборный отсек.
     Орбитальный вариант (ракета 8К69) имеет только инерциальную систему управления.
     Баллистическая ракета 8К67 оснащена двумя системами управления: инерциальной и радиотехнической.
     В приборном отсеке баллистического варианта ракеты сосредоточена командная аппаратура систем управления. Основным элементом инерциальной системы управления является гиростабилизированная платформа, построенная на гироблоках повышенной точности. Ракета Р-36 после старта способна разворачиваться по азимуту на угол плюс/минус 10^º. Сигнал поступает из датчиков азимутальной ориентации гиростабилизированной платформы. При летно-конструкторских испытаниях в приборном отсеке размещается также и аппаратура телеметрической информации.
     Введение в приборы автомата стабилизации активных дифференцирующих и интегрирующих контуров, а также применение совершенных источников питания значительно повысили точность стрельбы.
     Снаружи на корпусе приборного отсека расположена бортовая параболическая антенна системы радиоуправления. В полете ракеты зеркало антенны и излучатель находятся в плоскости стрельбы.
     Антенны бортовые рамочные, задействованные в системе телеметрической информации, работают только на этапе летно-конструкторских испытаний.
     В орбитальном варианте (ракета 8К69) в состав орбитальной головной части (ОГЧ) ракеты кроме боевой головной части входит отсек управления. Здесь размещена двигательная установка и приборы системы управления для ориентации и стабилизации ГЧ.
     Тормозной двигатель ОГЧ - однокамерный. Его турбонасосный агрегат запускается от порохового стартера. Двигатель работает на тех же компонентах топлива, что и двигатели ракеты.
     Стабилизацию ОГЧ по тангажу и рысканию на участке активного торможения при спуске с орбиты выполняют четыре неподвижных сопла, работающие на выхлопных газах турбины. Подача газа в сопла регулируется дроссельными устройствами. Стабилизацию по крену осуществляют четыре тангенциально расположенных сопла.
     Система управления, ориентации и стабилизации ОГЧ - автономная инерциальная. Она дополнена радиовысотомером, который контролирует высоту орбиты дважды - в начале орбитального участка и перед подачей тормозного импульса.
     Тормозной двигатель установлен в центральной части отсека управления внутри тороидального топливного модуля. Принятая форма топливных емкостей позволила сделать компоновку отсека оптимальной и снизить массу его конструкции.
     Внутри топливных емкостей для надежности запуска и работы двигателя в состоянии невесомости установлены разделительные сетки и перегородки, обеспечивающие надежную бескавитационную работу насосов двигателя.
     Тормозная двигательная установка создает импульс, переводя ОГЧ с орбитальной траектории на баллистическую.
     ОГЧ при боевом дежурстве хранится, как и ракета, в заправленном состоянии. Надежность запуска и работы тормозной двигательной установки отрабатывалась на летающей лаборатории искусственной невесомости в самолете Ту-16. Продолжительность периода невесомости в самолете составляла примерно 12 с.
     Таким образом был создан и отработан тороидальный топливный модуль с установкой жидкостного ракетного двигателя во внутренней цилиндрической полости торового кольца баков.
     Этот модуль с установленным в нем двигателем явился основной частью известного ампулизированного ракетного ускорителя - ступени С5М.
     В конце 1964 года стало ясно, что промышленность создает очень близкие по характеристикам стратегические баллистические ракеты: Р-9 (8К75 разработки ОКБ-1, Главный конструктор академик С.П.Королев), Р-36 (8К67 разработки ОКБ-586, Главный конструктор академик М.К.Янгель), УР-200 (8К81 разработки ОКБ-52, Генеральный конструктор академик В.Н.Челомей) и их орбитальные варианты, глобальные ракеты: ГР-1 (8К713), УР-200А (8К83 с авиационно-баллистической управляемой на участке спуска орбитальной головной частью), соответственно.
     В то же время, для летно-конструкторской отработки создаваемых космических аппаратов противоспутниковой системы и системы морской разведки энергетических возможностей эксплуатировавшейся в ту пору ракеты-носителя 8А92 явно не хватало.
     В начале 1965 года был проведен анализ состояния разработки и эксплуатации вышеупомянутых ракет и их энергетических возможностей, который показал, что летно-конструкторская отработка баллистической ракеты УР-200 затягивается, а энергетические характеристики УР-200 и ГР-1 недостаточны для решения задач по выведению объектов указанных типов на орбиты функционирования.
     Поэтому было рекомендовано использовать для решения этих задач ракету-носитель на базе глобальной ракеты ОР-36М.
     Из перечисленных выше вариантов глобальных ракет решено было оставить на вооружении одну ГР-1 (она демонстрировалась затем в течение ряда лет на военных парадах на Красной площади в Москве), на ракете ОР-36М завершить летно-конструкторские испытания орбитальных головных частей, а также доработать ее для запусков КА.
     Ракеты же УР-200 (8К81) и УР-200А (8К83) были сняты с производства.
     Следует отметить тот факт, что в декабре 1965 года был произведен пуск глобальной ракеты ОР-36М. Ракета, стартовав с 5 НИИП МО, вывела на круговую орбиту высотой 150 км и наклонением 65^º орбитальную головную часть, которая, пролетев один виток вокруг Земли, попала в заданный район с отклонениями от расчетной точки падения по дальности и направлению, соответствующими заданным по ТТТ МО. Пуски ОР-36М проводились в общей сложности с 1965 года по 1971 год.
     В 1965 году для решения неотложных задач по летно-конструкторским испытаниям первоочередных космических объектов ОКБ-586 было начато дооборудование ракеты 8К67: установка новых элементов конструктивной, электрической, гидравлической и пневматической стыковки ракеты с космическими аппаратами, а также замена части бортовых приборов системы управления (автомата стабилизации) на приборы, взятые из состава бортовых средств системы управления ракеты 8К69. Кроме того, была поставлена задача доработать агрегаты наземного стартового комплекса.
     К 1967 году весь объем доработок по ракете и стартовому комплексу был закончен и создан комплекс ракеты-носителя 11К67, который использовался на промежуточном этапе до 1969 года для запусков экспериментальных образцов космических аппаратов (всего проведено восемь пусков КА).
     На основании Постановления ЦК КПСС и СМ СССР от 24 августа 1965 года в ОКБ-586 начата разработка ракеты-носителя 11К69 на базе глобальной ракеты 8К69, КБ транспортного машиностроения приступило к созданию экспериментального стартового комплекса для подготовки и пуска 11К69.
     Комплекс ракеты-носителя 11К69 успешно прошел летно-конструкторские испытания в период с 6 августа 1969 года по 4 апреля 1971 года.
     Ракета-носитель 11К69 ("Циклон-2") имеет следующие основные характеристики. Стартовая масса ракеты (без учета массы КА) 178,6 т. Масса полезного груза, выводимого на круговые орбиты с параметрами: высота 200 км и наклонения 65^º, 90^º, составляет 3,2 т и 2,7 т соответственно. Масса конструкции РН в целом - 9,8 т, ускорителя первой ступени - 6,365 т, второй ступени - 3,35 т. Длина РН (без головного обтекателя/с головным обтекателем) - 28,95/35,5 м; 39,7 м.
     Максимальный диаметр корпуса - 3,0 м. Масса заправляемого топлива на первой ступени - 120,55 т, второй ступени - 48,83 т.
     Состав маршевой двигательной установки:
     - на первой ступени - три двухкамерных двигателя 11Д69 с тягой (на Земле/в пустоте) 80,4/89,9 тс и удельным импульсом 269,6/301,4 с соответственно;
     - на второй ступени - один двухкамерный двигатель 11Д26 с тягой (в пустоте) 101,6 тс и удельным импульсом (в пустоте) 313,8 с.
     Полетная надежность (на 1 января 1993 года) 0,995. Принята в эксплуатацию соответствующим Постановлением 13 февраля 1973 года. РН 11К69 после прекращения испытаний противоспутниковой системы в 1982 году и запусков УС с ядерными реакторами в 1988 году продолжает использоваться только для выведения на орбиты КА морской разведки.
     Конструкция ракеты-носителя уже была подробно охарактеризована. Ниже дается описание экспериментального автоматизированного стартового комплекса, который в дальнейшем послужил основой для создания других аналогичных комплексов, в частности для подготовки и пусков ракет-носителей 11К68 и 11К77.
     Автоматизированный стартовый комплекс 11П869Э состоит из двух пусковых установок, командного пункта ракеты-носителя и командного пункта космических аппаратов. В других сооружениях расположено технологическое оборудование пусковых установок. Особенностью технологического процесса подготовки ракеты-носителя и космического аппарата к пуску является проведение всех ручных операций на технической позиции. Ступени ракеты-носителя, поступившие на техническую позицию, проходят различные испытания и стыкуются между собой. Параллельно подготавливается к работе специальный транспортно-установочный агрегат. Агрегат создан как средство автоматизации предстартовой подготовки на пусковой установке. По агрегату проложены заправочные, электрические и пневматические коммуникации с механизмами дистанционной отстыковки коммуникаций от бортовых элементов ракеты-носителя и космического аппарата. Коммуникации связывают бортовые системы носителя и аппарата с наземными средствами запуска.
     Состыкованные ступени ракеты-носителя перегружаются на транспортно-установочный агрегат. Погрузка заканчивается закрытием захватов ветрового крепления транспортного агрегата. К ракете-носителю пристыковываются заправочные коммуникации. Пристыковываются электрические и пневматические коммуникации, которые выведены на агрегат автоматической стыковки, расположенных в хвостовой части транспортно-установочного агрегата.
     Для испытаний бортовых систем ракеты-носителя совместно с транспортно-установочным агрегатом подключается регламентная аппаратура технической позиции. Комплексные испытания бортовых систем проводятся посредством автоматизированной аппаратуры. Результаты испытаний оцениваются с помощью системы телеметрического контроля.
     Полностью снаряженный и проверенный космический аппарат подается на техническую позицию для стыковки с ракетой-носителем. К аппарату, также как и к ракете-носителю, подсоединяются коммуникации транспортно-установочного агрегата.
     Состыкованная ракета-носитель и космический аппарат могут находиться на транспортно-установочном агрегате длительное время в постоянной готовности к пуску.
     Агрегаты и системы технологического оборудования пусковых установок подготавливаются к пуску заблаговременно во время проведения регламентных работ. В период предстартовой подготовки ракеты-носителя и космического аппарата на пусковой установке управление всем оборудованием комплекса осуществляется дистанционно с командного пункта.
     На пульте главного оператора устанавливается время старта. Цифровое вычислительное устройство по заранее заданной программе выдает команды по подготовке и проведению пуска.
     Электровоз стартового комплекса, оснащенный системой дистанционного управления, доставляет ракету-носитель с космическим аппаратом на пусковую установку.
     Дистанционное автоматическое управление и контроль в период предстартовой подготовки и пуска исключают присутствие боевых расчетов на стартовой площадке.
     Стыковка бортовых систем ракеты-носителя и космического аппарата с наземным оборудованием производится через автоматическое устройство.
     В течение двух минут стыкуются магистрали высокого давления азота и воздуха, коммуникации жидкостного и воздушного термостатирования и свыше пяти тысяч электрических цепей ракеты-носителя и космического аппарата. Затем стыкуются магистрали заправки ракеты-носителя окислителем и горючим. Автостык состыкован. Идет проверка исходного состояния бортовых систем ракеты-носителя и космического аппарата. В это время стационарный установщик поднимает и устанавливает ракету-носитель на пусковое устройство. По получении полетного задания производятся дистанционное прицеливание ракеты и комплексная проверка космического аппарата.
     Окончание операций прицеливания и проверки аппарата служит разрешением на заправку ракеты компонентами топлива.
     Скоростная безнасосная заправка отличается методом выдавливания компонентов из емкостей хранилищ с помощью сжатых газов. Заправка всех баков производится одновременно в автоматическом режиме. Для нейтрализации паров компонентов ракетного топлива впервые создана стационарная установка.
     Эта установка также снабжена системой дистанционного управления и контроля. Нейтрализация паров впервые в практике осуществляется по принципу их сжигания. Этим достигнута степень нейтрализации, соответствующая установленным нормам.
     По команде "шестиминутная готовность" проводится набор готовностей к пуску, разводятся захваты ветрового крепления. По готовности космического аппарата к пуску отводятся его бортовые разъемы.
     От ракеты-носителя отстыковываются заправочные коммуникации. Транспортно-установочный агрегат отводится от ракеты-носителя на безопасное расстояние. Готовность ракеты-носителя к пуску полностью обеспечивается за одну минуту до старта.
     Стартовая схема комплекса выполнена так, что все детали разового действия, выходящие из строя во время пуска, расположены на опорном кольце транспортно-установочного агрегата. Для подготовки и установки ракеты-носителя к следующему пуску транспортно-установочный агрегат снимается с пускового устройства и направляется в техническую зону для нейтрализации заправочных коммуникаций и замены деталей разового действия. Пусковая установка с комплектом технологического оборудования вновь готова к работе.
     При создании автоматизированного стартового комплекса были решены сложные инженерно-технические задачи и создан целый ряд оригинальных агрегатов и систем. Это позволило получить высокие тактико-технические характеристики стартового комплекса.
     Для запусков космических аппаратов легкого класса на приполярные орбиты коллективами предприятий под руководством КБ транспортного машиностроения создан новый автоматизированный комплекс 11П868 на 53 НИИП МО, осуществляющий пуски ракеты-носителя 11К68.
     В основу его создания заложены принципиальные конструктивные и технологические решения: апробированные на комплексе 11П869Э.
     В процессе подготовки и пуска ракеты-носителя 11К68 функционирование систем и агрегатов наземного комплекса аналогично функционированию систем и агрегатов комплекса 11П869Э, включая работы с ракетой-носителем на техническом и стартовом комплексах, подготовку космического аппарата, проведение пуска ракеты-носителя, а также послепусковые работы и подготовку агрегатов и систем технического и стартового комплексов к повторной работе.
     Развитием линии 8К67-8К69-11К67-11К69 стала ракета-носитель 11К68, разработанная на основании Постановления ЦК КПСС и СМ СССР от 20 июня 1970 года N 570-188 с использованием универсальной ступени С5М. Это было последнее совместное детище в области создания ракет-носителей КА двух руководителей организаций: Генерального конструктора ОКБ-586 академика М.К.Янгеля и Генерального директора "Южного машиностроительного завода" А.М.Макарова.
     Трехступенчатая с последовательным делением ступеней ракета-носитель 11К68 была скомпонована из двухступенчатой ракеты 11К69 (без КА и головного обтекателя) и "универсальной ступени С5М", которая являлась ускорителем третьей ступени новой ракеты-носителя. Основная идея создателей этой РН заключалась в том, что ее параметры выбирались таким образом, чтобы массово-габаритные характеристики ступени вместе с КА и головным обтекателем, ее начальная тяговооруженность были соизмеримы с характеристиками орбитальной головной части глобальной ракеты.
     Это позволяло использовать без особых доработок в заводских условиях большинство типов боевых баллистических ракет, созданных на "Южмашзаводе", хотя энергетические возможности новых носителей оказывались несколько ниже максимально возможных.
     Еще в 1962 году ЦНИИМАШ предложил использовать только что принятые на вооружение ракеты Р-16 для запусков метеорологических ИСЗ "Метеор". Тем не менее было принято решение дорабатывать для этих целей ракету-носитель 8А92. Но через несколько лет ситуация изменилась. Начиная с 1969 года, планировалось снятие с боевого дежурства Р-16 с истекшим сроком гарантийного хранения. В этом случае предложение Янгеля и Макарова сулило огромный экономический эффект. По их замыслу такие ракеты (Р-16) сразу направляются на полигон, где к ним пристыковывается заправленная топливом и ампулизированная дополнительная ступень с КА и головным обтекателем, и баллистическая ракета превращается в ракету-носитель.
     СМ СССР своим Постановлением от 21 июня 1967 года N 715-240 обязал промышленность и МО СССР использовать ракету-носитель 11К64, разрабатываемую на базе Р-16 (8К64) с дополнительной ступенью С5М, для запусков КА серии "Космос" и "Метеор". Однако в августе 1968 года было принято упоминавшееся выше Постановление, которое обязывало на основе ракеты ОР-36М создать две ракеты-носителя: двухступенчатый носитель (11К69) - для решения задач, определенных в августе 1965 года, и трехступенчатый (11К68) - как универсальный носитель легкого класса. В 1980 году ракета-носитель 11К68 получила наименование "Циклон". Учитывая историю создания данной ракеты-носителя, целесообразно называть ее - носитель "Циклон-3", а двухступенчатую ракету-носитель 11К69 - носитель "Циклон-2".
     Летно-конструкторские испытания "Циклон-2" проходили с 24 июня 1977 года по 12 февраля 1979 года на 53 НИИП МО. Всего было шесть пусков, и выполнить намеченную программу испытаний удалось досрочно.
     Ракета-носитель 11К68 ("Циклон-3") имеет следующие характеристики. Стартовая масса (без КА) - 185 т. Масса полезного груза, выводимого на круговые орбиты с высотами и наклонением 200 км и 65^º, 200 км и 90^º, 3500 км и 65^º, 3500 км и 90^º, равна, соответственно, 4 т, 3,6 т, 1,55 т и 1,27 т. Масса конструкции РН в целом 11,2 т, ускорителя первой ступени 6,3 т, - второй ступени 3,5 т, - третьей ступени (С5М) -1,4 т. Длина РН (без головного обтекателя/с головным обтекателем) - 32,2/39,27 м. Максимальный диаметр первой и второй ступеней - 3 м, третьей - 2,7 м. Масса заправляемого топлива на первой ступени - 121,2 т, второй ступени - 49,1 т, третьей ступени 3,2 т. Состав маршевой двигательной установки и основные характеристик двигателей для первой и второй ступеней такие же, как и для соответствующих ступеней РН 11К69.
     Двигатель третьей ступени 11Д25 имеет тягу в пустоте 7,96 тс и удельный импульс в пустоте 314,4 с. Полетная надежность (на 1 января 1993 года) 0,968, то есть несколько ниже, чем у РН 11К69.
     В январе 1980 года новый комплекс с ракетой-носителем 11К68 был принят в эксплуатацию.
     Указанные комплексы с ракетами-носителями 11К69 и 11К68 после завершения летно-конструкторских испытаний приняты на вооружение Министерством Обороны СССР для решения целевых задач и функционируют до настоящего времени.

Далее...