Навигация:
Бомбардировщик «М-4» ("Создание ОКБ-23 Главного конструктора В.М. Мясищева и разработка тяжелых самолетов" Селяков Л.Л., к.т.н. Карраск В.К., Дермичев Г.Д., к.т.н. Перепелицкий Г.Н.)
Бомбардировщик «3М»
Бомбардировщик «М-50»
В конце 1959 года в ОКБ-23 прекращены авиационные и космические разработки, стартуют работы по ракетной тематике (статья "Ракетный щит" к.т.н. Перепелицкий Г.Н.)
МБР УР-100К
МБР УР-100М
МБР УР-100Н
МБР УР-100Н УТТХ
Универсальная КР 3М25 Гром – комплекс «Метеорит» (статья "«Салют» и крылатые ракеты" к.т.н. Хазанович Г.А.)
Самолёты с атомной силовой установкой (статья "Проекты самолетов «60», «30» и «60М»" к.т.н. Перепелицкий Г.Н.)
Решение задачи длительного нахождения ракет в шахтах на дежурстве (статья "Ампулизация стратегической ракеты УР-100" д.т.н. Кулага Е.С.)
«Протон» (статья "«Протон». Страницы биографии" Дермичев Г. Д.)
Разгонный блок с ядерной двигательной установкой
Работы по внедрению фтора в ракетную технику (статья "История проектных разработок ракет-носителей и разгонных блоков в ЦКБМ", Мишетьян М.К.)
Эксперименты с получением полупроводников на орбите (статья "Развитие технологии материалов в условиях космоса", к.т.н.Пугаченко С.Е.)
Проблема низкочастотных упругих поперечных колебаний при отработке РН (статья "Вопросы динамики полета при создании боевых и космических ракет", д.т.н. Цуриков Ю.А.)
Статья "Теплообмен в баках водорода и кислорода при проведении заключительных операций на блоке 12КРБ после отделения полезной нагрузки", Киселев Л.Н., Гордеев В.А., Фирсов В.П., Антюхов И.В., Иванов Г.П., Хорошилов КВ., Притыкин А.Ю.
Головная часть УР-200: композиты и теплозащита из кремнеземной ткани (статья "Корпус головной части из стеклопластика ракеты УР-200" д.т.н. Кулага Е.С.)
Обтекатели из стеклопластика (статья "Разработка головных обтекателей из композиционных материалов", д.т.н. Кулага Е.С., к.т.н. Оленин И.Г.)
Постановлением правительства СССР от 24 марта 1951 года целенаправленно для разработки стратегического, высотного, скоростного бомбардировщика с турбореактивными двигателями (ТРД) создается опытно-конструкторское бюро (ОКБ-23). Главным конструктором ОКБ назначается В.М. Мясищев. Срок создания самолета определен декабрем 1952 года. Изготовление самолета поручается крупнейшему в стране авиационному заводу № 23 (Директор - С.М. Лещенко). ОКБ располагается на территории завода, первоначально на антресолях сборочного цеха. К разработке самолета Постановлениями правительства привлекаются ведущие научно-исследовательские институты (НИИ), ОКБ и заводы страны. Основные летные характеристики самолета определялись удаленностью возможных целей, потребностью иметь максимальную скорость полета большую или близкую к скорости истребителей и высоту полета, недоступную для зенитной артиллерии.
Создан впервые в мире стратегический, скоростной бомбардировщик со стартовой массой более 180 т. Стартовая масса существующих в то время бомбардировщиков «Ту-4», «В-47» и даже проектируемого «Ту-16» составляла 40-80 тонн. Самолеты такой массы не могли обеспечить дальности полета больше 5-6 тысяч км. Столь высокий вес самолета «М-4» необходим для повышения весовой отдачи (отношение веса заправляемого топлива к взлетному весу самолета). Высокая весовая отдача самолета позволяет обеспечить межконтинентальные дальности полета. Необычно большой вес и габариты самолета потребовали существенного переоборудования производства и создания принципиально новых технологических процессов.
Удалось создать стратегический бомбардировщик с высокими летнотехническими характеристиками, в том числе, и за счет установки на самолете турбореактивных двигателей (ТРД) серии АМ-3 и АМ-ЗА Главного конструктора A.A. Микулина. В то время эти двигатели были самыми мощными в мире. На самолете было получено высокое аэродинамическое качество на околозвуковой скорости полета за счет создания стреловидного «чистого» крыла большого удлинения (без дополнительных мотогондол и обтекателей шасси), а также тщательно отработанными компоновочными решениями по воздухозаборникам, носовой части фюзеляжа и другим элементам самолета. Большой вклад в обеспечение хорошей аэродинамики самолета внес начальник отдела аэродинамики И. Е. Баславский.
На самолете «М-4» использовалось велосипедное шасси, которое не потребовало дополнительных обтекателей. Основными инициаторами использования велосипедного шасси были Г.И. Архангельский, В.К. Карраск. Стойки шасси выполнены с четырехколесной тележкой. Необходимость такой тележки была обусловлена отсутствием колес достаточной грузоподъемности при 19 двухколесной стойке шасси. Кроме того бетонное покрытие взлетно-посадочной полосы не выдерживало сосредоточенной нагрузки от двухколесной стойки. Передняя стойка выполнена с управляемой передней парой колес и «вздыбливаемой» тележкой. «Вздыбливание» (разворот тележки относительно оси, расположенной вблизи передней пары колес, при достижении заданной скорости во время разбега самолета) обеспечивает автоматический выход самолета на взлетные углы атаки. Часть топлива размещается в баках, расположенных в полостях крыла почти по всему размаху. Выработки топлива обеспечивались специальной, автоматизированной системой. Предусматривается возможность аварийного катапультирования всех членов экипажа. Отклонение всех аэродинамических органов управления с помощью сервоприводов.
В связи с необходимостью повышения летно-тактических характеристик самолета «М-4», особенно дальности, полета, в соответствии с Постановлением правительства от 6 июля 1954 г., в ОКБ-23 и предприятиях - соисполнителях начались работы по модернизации самолета «М-4» - стратегическому бомбардировщику «ЗМ». Основное внимание при создании самолета уделялось существенному увеличению дальности, высоты полета и уменьшению длины разбега при взлете. Основные проектные проработки выполнялись под руководством Л.Л. Селякова, O.A. Сидоровым и Г.Н. Перепелицким. Заданные летные характеристики самолета «ЗМ» были получены за счет внедрения следующих проектных, конструктивных и технологических мероприятий. На самолете «ЗМ» были установлены новые более мощные, экономичные и легкие ТРД ВД-7 Главного конструктора В.А. Добрынина вместо двигателей A.A. Микулина АМ-ЗА. Взлетная тяга двигателей ВД-7 увеличена на 26%, удельный расход топлива снижен на 25% по сравнению с двигателями АМ-ЗА. Замену двигателей удалось осуществить с минимальными доработками узлов крепления и топливной системы.
Существенно улучшена аэродинамика самолета, что было достигнуто: увеличением площади крыла до -352 м вместо 331 м у самолета «М-4»; введением аэродинамической «крутки» крыла (с заменой профиля и уменьшением относительной толщины крыла) в сочетании с геометрической (на -5°) «круткой»; снижен до нуля поперечный угол установки горизонтального оперения; увеличена аэродинамическая компенсация руля высоты, руля направления и элеронов; улучшены аэродинамические формы носовой части фюзеляжа и др. Снижены веса конструкции самолета и оборудования. (Облегчен продольный набор крыла; облегчены топливные баки при замене резины на новые материалы; уменьшена длина средней части фюзеляжа на 1 м.; использованы более легкие двигатели ВД-7; сокращено количество членов экипажа с 8 (на самолете «М-4») до 7; улучшена компоновка кабины экипажа; облегчено оборудование самолета и др.)
На самолете «ЗМ» были установлены доработанные передняя, подкрыльные и практически новая задняя стойки шасси. Амортизатор задней стойки работал на растяжение, а не на сжатие, как у самолета «М-4». Электромеханическая система выпуска и уборки шасси заменена на гидравлическую. Использованы колеса основного шасси меньшего диаметра и веса. Проведено облегчение и других конструктивных элементов. Мероприятия по облегчению позволили снизить сухой вес самолета «ЗМ» более, чем на 10% по сравнению с весом самолета «М-4». На самолете «ЗМ» введена штатная система дозаправки топливом в полете. Заменены отдельные системы оборудования самолета более совершенными и др. Реализованные на самолете «ЗМ» конструктивные и компоновочные решения позволили полностью выполнить основные требования Постановления правительства по практической дальности полета, максимальной скорости, длине разбега, практической высоте полета над целью, вооружению и оборудованию самолета. Первый полет самолета «ЗМ» был осуществлен экипажем в главе с летчиками М.Л. Галаем и Н. И. Горяйновым 27 марта 1956 года (Рис. 4). После проведения Государственных испытаний самолет «ЗМ» стал поступать на вооружение в подразделения Дальней авиации.
Постановлениями Правительства в 1954 и 1955 годах ОКБ-23, заводу № 23, НИИ, ОКБ и заводам отрасли была поручена разработка и создание сверхзвукового, стратегического бомбардировщика с ТРД главного конструктора П.Ф. Зубца. Самолет должен был выполнять функции бомбардировщика, а также самолета-носителя самолетов-снарядов. Должна была быть обеспечена возможность дозаправки самолета топливом в полете. В проектном комплексе ОКБ, совместно с организациями-соисполнителями, были исследованы различные варианты компоновочных схем самолета, включая составные самолеты и самолеты-носители и др. В результате проведенных научно-исследовательских работ в качестве основного варианта принята нормальная схема самолета с тонким треугольным крылом, стреловидным оперением и четырьмя ТРД М16-17 Главного конструк 23 тора П.Ф. Зубца. Двигатели располагались на пилонах и концах крыла. На самолете использовано шасси велосипедной схемы с «вздыбливаемой» передней стойкой и двумя подкрыльными стойками. Самолету присвоен шифр «М-50» (Рис. 5). Аналогичных машин в то время не существовало.
В США разрабатывался только сверхзвуковой бомбардировщик средней дальности - «В-58» («Хастлер»), который мог только кратковременно лететь при сверхзвуковой скорости на форсажном режиме работы двигателей. На самолете «М-50» были решены и реализованы следующие перспективные, в том числе и многие оригинальные решения. Впервые создан сверхзвуковой стратегический бомбардировщик двухсоттонного класса. Максимальная автоматизация управлением самолетом и его системами. В том числе: установлена полностью автоматизированная система самолетовождения и бомбометания; использован автомат продольной устойчивости и центровочный топливный автомат; установлены демпферы крена и рысканья и др. Реализованные мероприятия по автоматизации управления самолетом позволили сократить количество членов экипажа до двух, и поэтому существенно облегчить вес конструкции самолета. Реализована система автоматического изменения центровки самолета при переходе через скорость звука. Изменение центровки обеспечивалось с помощью перекачки топлива из передних в задние баки и обратно. На передней стойке шасси установлена специальная, оригинальная система с инертной массой для демпфирования «шимми». Управление самолетом осуществлялась с помощью цельноповоротного горизонтального и вертикального оперения. Дистанционное управление аэродинамическими поверхностями осуществлялось с помощью синхронно-следящего привода усилителем. Усилия от силовых агрегатов к управляющим поверхностям передавалось вращающимися валами. Топливо заливалось в специально герметизированные топливные отсеки крыла и фюзеляжа. В системе электропитания самолета использовались малогабаритные энергоузлы с турбогенераторами. Воздух большого давления поступал на турбины от компрессоров основных ТРД. Управление двигателями осуществлялось с помощью дистанционной электрической системы. Для нормальной жизнедеятельности и при нештатных и аварийных ситуациях экипаж оснащался высотными скафандрами. Внедрена система наддува и вентиляции скафандров экипажа. С целью облегчения конструкции использовались крупногабаритные прессованные и фрезерованные панели из материала В-95. В конструкции кабины экипажа использованы титановые профили. На самолете предусмотрена установка пассивной системы защиты от средств ПВО. 24 Для улучшения взлетно-посадочных характеристик прорабатывалась струйная система управления пограничным слоем крыла и др.
При разработке самолета «М-50» был проведен большой объем лабораторно-стендовых испытаний агрегатов и систем самолета, а также натурных испытаний на летающих лабораториях, в том числе и на самолетах «ЗМ». Первый полет самолета «М-50» выполнили летчики Н.И. Горяйнов и C. Липко 27 октября 1957 года. При летных испытаниях на самолете были установлены ТРД «ВД-9». Двигатели «М16-17» для обеспечения самолету сверхзвуковой скорости полета не успели поступить.
Примерно за 2,5 года разработчиками ракеты и комплекса наземного оборудования (КНО) были выполнены проектно-конструкторские работы, изготовлены агрегаты и системы ракеты для автономных и летных испытаний, проведен полный объем наземной отработки. УР-200 представляла собой жидкостную двухступенчатую двухкалиберную ракету тандемной схемы. Компоненты топлива для двигательных установок (ДУ) всех ступеней - высококипящие: гептил и азотный тетраксид. Стартовая масса ракеты - 138 т. С ноября 1963 г. по 1964 г. на полигоне «Байконур» было произведено 9 испытательных пусков ракеты, подтвердивших заданные летно-технические характеристики. Ракета и комплекс наземного оборудования были разработаны, изготовлены и испытаны в очень короткие сроки, учитывая, что для Филиалов №1, №2, ЗиХ и ОКБ-154 это была принципиально новая, не авиационная тематика. Опыт авиационных КБ и завода им. Хруничева (в недалеком прошлом крупнейшего в стране авиазавода №23), создававших ракету и комплекс наземного оборудования, позволил внедрить на новом изделии передовые научно-технические достижения, а также технологические и производственные процессы, в том числе: высокоэффективные ЖРД «закрытой схемы» (с дожиганием генераторного газа) на хранимых высококипящих компонентах топлива; топливные отсеки изготавливались с использованием вафельных обечаек, корпус головной части (ГЧ) выполнен из неметаллических материалов, были минимизированы объемы сухих отсеков ракеты, что позволило обеспечить высокую весовую отдачу ракеты; самая современная на тот период инерциальная система управления (АСУ) с радиокоррекцией. Разработка головной части из неметаллических материалов была отмечена Государственной премией.
В начале 60-х годов в США началось массовое развертывание твердотопливных МБР «Минитмен-1». В это время на вооружении Советской Армии находились ракетные комплексы с межконтинентальными баллистическими ракетами Р-7, Р-16 и Р-9. Эти ракетные комплексы не соответствовали потребному техническому уровню 60-х годов по целому ряду параметров: низкая живучесть ракет Р-9 и Р-16, из-за компактного размещения 3-4 ракет в ШПУ вблизи хранилища компонентов ракетного топлива. В случае начала боевых действий, при нанесении превентивного удара, вероятный противник имел возможность поражения одним боевым блоком нескольких ракет. Ракета Р-7 вообще не была защищена, так как стартовала с открытой ПУ; большая продолжительность подготовки ракет к пуску, так как требовалась предварительная заправка КРТ; данные ракеты были сравнительно тяжелыми, обладали высокой стоимостью и были плохо приспособлены к массовому развертыванию; время нахождения ракет на стартовом устройстве в заправленном состоянии было невелико, максимально - до нескольких дней; сравнительно невысокой была боевая эффективность ракет из-за низкой точности стрельбы.
Учитывая такое состояние ракетного вооружения страны, Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 30 марта 1963 г. были определены основные пути дальнейшего развития РВСН. В частности, ЦКБМ поручалась разработка универсальной, массовой, малогабаритной МБР - УР-100, с освобождением ЦКБМ от дальнейших работ по ракете УР-200. ОКБ-586 (КБЮ) сосредотачивалась на разработке тяжелой МБР Р-36. Разработка ракетного комплекса и ракеты УР-100, а также ее дальнейших модификаций осуществлялась Головным разработчиком - Филиалом №1 ЦКБМ и смежными организациями под непосредственным руководством Генерального конструктора В.Н. Челомея. В разработке ракеты с самого начала участвовали работники опытного производства и завода им. М.В. Хруничева, обеспечивавшие ее соответствие требованиям технологичности и приспособленности к серийному производству. Основные соисполнители при создании ракетного комплекса с ракетами УР-100: по системе управления - НИИ-885 ГКРЭ (Главный конструктор Пилюгин H.A.); поЖРД I-ой ступени -ОКБ-154 ГКАТ (Главный конструктор Косберг С.А.); по ЖРД Il-ой ступени - Завод им. В.Я. Климова ГКАТ (Главный конструктор Изотов С.П.); по наземному комплексу - ГСКБ «Спецмаш» (Главный конструктор Бармин В.П.); рулевые приводы I-й ступени - Завод №279 ГКАТ (Главный конструктор Зверев Н.И.); рулевые приводы Il-й ступени - Завод №118 ГКАТ (Главный конструктор Успенский О.В.); по РДТТ системы разделения - Завод №81 ГКАТ (Главный конструктор Картуков И.И.); по ТПК - Филиал №2 ЦКБМ (Главный конструктор Барышев В.М.) и др.
При разработке ракетного комплекса и малогабаритной ракеты УР-100 были решены следующие основные научно-технические, эксплуатационные, технологические и экономические задачи. Возможность стрельбы малогабаритной ракетой на межконтинентальную дальность. Это требование было обеспечено оптимизацией траектории выведения с учетом точности стрельбы и вероятности преодоления системы ПРО противника; установкой на I ступени ракеты высокоэффективных ЖРД «закрытой» схемы; созданием корпуса ГЧ минимального веса из неметаллических материалов; реализацией самых перспективных и оригинальных решений, том числе и за счет использования конструктивно-технологических решений, внедренных ранее в конструкции УР-200 и подтвердивших высокую весовую отдачу и надежность. Ввиду того, что температура в ШПУ в разных районах базирования не одинакова и изменяется по времени, впервые в ракетной технике использовалась система насыщения компонентов топлива азотом перед заправкой. Это позволило при нахождении ракеты на дежурстве предельно сузить изменение давления в баках и существенно облегчить конструкцию ракеты. Повышена живучесть ракетного комплекса за счет размещения ШПУ (типа «Одиночный старт»), на удалении друг от друга, которое исключало поражение более чем одной шахты одной головной частью противника. Обеспечена возможность дистанционного контроля технического состояния и пуска ракет комплекса. > Предусмотрена максимальная автоматизация предстартовой подготовки и пуска ракет, включая дистанционный ввод полетного задания, с существенным сокращением времени подготовки ракет к пуску. Обеспечена возможность нахождения ракеты в состоянии боевой готовности в течение всего времени пребывания на боевом дежурстве (до семи лет). Эта задача была решена размещением ракеты в транспортно-пусковом контейнере (ТПК), заполненном осушенным воздухом, и полной ампулизацией топливных емкостей ракеты. Все топливные емкости и магистрали соединялись только с помощью автоматической сварки, полностью исключались любые разъемные соединения. Сварные соединения алюминиевых магистралей топливных емкостей со стальными магистралями двигателей осуществлялись с помощью биметаллических переходников, впервые примененных в ракетной технике. Заправочно-дренажные магистрали ракеты выведены на верхний торец ТПК с двухбарьерной герметизацией. Расстыковка топливных магистралей борт ракеты - ТПК осуществлялась при подъеме ракеты разрушением магистралей с помощью оригинальных «блок-разъемов». Герметичность топливных емкостей ракеты контролировалась датчиками давления и датчиками загазованности сухих отсеков ракеты и ТПК парами КРТ с выдачей аварийных сигналов на КП. Улучшены условия эксплуатации ракет в полевых условиях воинских частей. Это обеспечивалось сборкой ракеты с ТПК в единый агрегат на заводе-изготовителе, включая стыковку в заводских условиях всех магистралей ПГС и электроцепей, как между ступенями, так и между ракетой и ТПК. Соответственно сведены до минимума монтажно-сборочные работы в воинских частях. Осуществлена полная автоматизация периодических проверочнорегламентных работ и предусмотрен непрерывный дистанционный контроль основных параметров ракеты, обеспечивающих ее боеготовность и надежность. Снижены затраты на создание и развертывание ракетного комплекса за счет оптимизации структур позиционного района и ракетных комплексов; уменьшения стартовой массы и габаритов МБР; использования ШПУ упрощенной конструкции, не требующей постоянного обслуживания, и исключения систем термостатирования и кондиционирования.
Межконтинентальная баллистическая ракета УР-100 - жидкостная, однокалиберная, двухступенчатая ракета тандемной схемы. Компоненты топлива для ДУ всех ступеней: гептил и азотный тетраксид. Стартовая масса ракеты - 42,3 т. Длина ракеты - 16,8 м. Максимальный диаметр корпуса - 2 м. Длина ТПК - 19,5 м.
Первоначально ракета УР-100 предназначалась для использования в качестве: МБР наземного базирования, баллистической ракеты подводных лодок, а также в качестве противоракеты в системе ПРО «Таран». В дальнейшем, в соответствии с решениями Правительства разрабатывался только вариант МБР наземного базирования и его модификации. Летные испытания ракеты УР-100 и элементов ракетного комплекса, которые проходили с начала 1965 г. по 1966 г., подтвердили соответствие ракеты основным требованиям Заказчика. С 1966 г. началось строительство боевых ракетных комплексов. В июле 1967 г. ракетный комплекс с МБР УР-100 был принят на вооружение Советской Армии. 32 В 1966-68 годах Филиал № 1 совместно с предприятиями-соисполнителями проводил работы по улучшению основных характеристик ракетных комплексов с ракетами УР-100.
В соответствии с Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров от 21.07.67 г. разрабатывался модернизированный ракетный комплекс с ракетой УР-100К, который обеспечил: повышение боевой эффективности поражения целей при оснащении ракеты моноблочной головной частью большей мощности или кассетированной головной частью с тремя боевыми блоками; повышение точности и дальности стрельбы; возможность наведения всех трех боевых блоков по одной цели для повышения вероятности преодоления системы ПРО; возможность наведения двух боевых блоков по двум отдельно расположенным целям - техническое решение, впервые реализованное на этой ракете; повышение боеготовности комплекса и продление срока эксплуатации ракетного комплекса до 10 лет; улучшение эксплуатационных характеристик комплекса. Реализация задач повышения боевой эффективности была обеспечена увеличением заправляемого запаса компонентов топлива I ступени при удлинении топливных емкостей примерно на 1,7 м. При этом стартовая масса ракеты увеличилась примерно на 20%, а выводимая полезная нагрузка более чем на 30%. Оснащение ракеты новой системой управления разработки НИИ-944 (Главный конструктор Кузнецов В.И.) позволило, в сочетании с уменьшением рассеивания боевых блоков на атмосферном участке, существенно повысить точность стрельбы. Кроме того, применение новой СУ позволило сократить время пуска ракеты из состояния полной боевой готовности, увеличить промежуток времени между регламентными работами и существенно упростить эксплуатацию комплекса. В составе ракетного комплекса использовалась новая универсальная, наземная система управления, обеспечивающая и дистанционное перенацеливание. При модернизации полностью сохранялись сооружения ракетных комплексов, основные системы и конструкция самой ракеты (кроме увеличения длины обечаек баков I ступени). Сохранилась и конструкция транспортно-пускового контейнера. Новая ракета - УР-100К успешно прошла с июля 1969 г. по март 1970 г. летные испытания, которые подтвердили все заявленные характеристики ракеты.
Параллельно с этими работами, в 1968-71 гг. был разработан ракетный комплекс с ракетой УР-100М, являющейся модификацией ракеты УР-100. На ракете была установлена доработанная система управления, что дало возможность увеличить точность стрельбы, сократить время проведения предстартовой подготовки, ввести возможность дистанционного перенацеливания ракеты. В сочетании с доработанной наземной частью системы управления были улучшены характеристики проверочно-пускового оборудования и других систем. Была разработана новая облегченная ГЧ с уменьшенным аэродинамическим сопротивлением, что позволило в сочетании с облегчением конструкции ракеты, увеличить дальность стрельбы. Увеличен с 5 до 10 лет максимальный срок нахождения ракеты в заправленном состоянии в боевой готовности. Летные испытания модифицированной ракеты начались в ноябре 1971 г. Ракетный комплекс с ракетой УР-100М был принят на вооружение в октябре 1972 г.
В соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 19 августа 1970 года филиалом №1 ЦКБМ и предприятиями исполнителями проводилась разработка ракетного комплекса повышенной защищенности с модифицированной ракетой УР-100У. Основной задачей модификации явилось повышение живучести ракеты, ШПУ, командного пункта ракетного комплекса, а также ракетного комплекса в целом к сейсмическому и радиационному воздействию. Вновь разработан ЦКБТМ унифицированный КП для различных ракетных комплексов шахтного базирования. Конструкция ракеты УР-100У аналогична ракете УР-100К. С целью уменьшения изгибающих моментов, возникающих при сейсмических воздействиях, на ракете введен дополнительный пояс стыковки ракеты с ТПК. Повышение защищенности ШПУ проведено за счет усиления конструкции шахты и оголовка без изменения внутреннего диаметра шахты. Защитное устройство ШПУ было выполнено откидывающимся, а не сдвижным, как на недоработанных ШПУ. Шахта была углублена примерно на 4 метра, с резервом на установку в эту шахту в дальнейшем, проектируемой в филиале № 1 новой ракеты - УР-100Н. Система амортизации ракеты внутри ТПК была заменена на амортизированную подвеску ТПК в ШПУ. Амортизаторы имели большой ход и воспринимали как горизонтальные, так и вертикальные нагрузки от сейсмического воздействия. Такая амортизация позволила существенно повысить степень защищенности ракеты при сохранении ее весовой отдачи. При этом удалось сохранить конструкцию и размеры ТПК.
Новую ШПУ, систему амортизации и модифицированный ТПК разработало КБ «Вымпел» (главный конструктор В.М. Барышев). Летные испытания ракетного комплекса проводились с июня 1971 года по январь 1973 года. В 1974 году ракетный комплекс был принят на вооружение. К 1974 году ракетные комплексы, созданные филиалом № 1 ЦКБМ, ЗИХом и предприятиями-соисполнителями стали самыми массовыми не только в СССР, но и в мире. Группировки с ракетами семейства УР-100 к этому времени насчитывали более 1000 ракет» (из книги М. Первова «Межконтинентальные баллистические ракеты СССР и России», Москва, 1998 г.).
Анализ летных испытаний ракет семейства УР-100, в том числе и комплексов повышенной защищенности, показал возможность увеличения диаметра ракеты при сохранении диаметров ТПК и ШПУ. Это позволило, наряду с увеличением длины ракеты разработать проект принципиально новой модернизированной ракеты с увеличенным более, чем в два раза, стартовым весом. Соответственно, еще в большей степени возросла боевая эффективность ракеты при почти полном сохранении ШПУ ракетного комплекса, а также сооружений и подвижных средств КНО ракетного комплекса и позиционного района. Технико-экономические показатели этой ракеты были повышены в несколько раз по сравнению с ракетами УР-100К и УР-100У. Предложение было поддержано Генеральным конструктором В.Н. Челомеем и легло в основу Постановления ЦК КПСС и СМ СССР от 19 августа 1970 года, в части создания нового ракетного комплекса с ракетами УР-100Н. Увеличенная энергетика ракеты позволила установить на ракету до шести боевых блоков. В Филиале №1 были впервые в ракетостроении выполнены проработки схемы индивидуального наведения каждого боевого блока по отдельной цели. Схема индивидуального наведения была защищена авторским коллективом Филиала № 1. Возглавлял этот коллектив В.Н. Челомей. В Филиале № 1 прорабатывалось два варианта разведения боевых блоков - с помощью II или дополнительной III - ступенью МБР.
Решением Генерального конструктора Челомея В.Н. разработка III ступени ракеты с системой управления ракетой (автономный блок разведения), работы по технико-экономическому анализу эффективности ракетных систем, а также курирование работ по ракетному комплексу в целом были переданы из Филиала №1 в ЦКБМ (г. Реутов). Сотрудники Филиала №1 и смежных организаций выполняли работы по I и ступеням ракеты, продолжая работы по летным испытаниям ракеты и эксплуатации ракетных комплексов.
В ракетном комплексе с ракетами УР-100Н были сохранены основные принципиальные решения по построению ракетных комплексов с одиночными ШПУ и конструкции ракеты; обеспечена высокая живучесть комплексов, аналогичная комплексу УР-100У; сохранены принципы, обеспечивающие постоянное нахождение комплексов в состоянии боевой готовности в течение всего срока боевого дежурства (доведенного в дальнейшем до лет) и основные решения существенно упростившие эксплуатацию комплексов УР-100 в воинских подразделениях. Система управления была построена на базе БЦВК. Боевая эффективность ракет легкого класса УР-100Н приблизилась к эффективности тяжелых МБР, сохранив при этом высокую экономичность комплекса. Летные испытания ракетных комплексов с ракетами УР-100Н проводились в 1973-1974 годах и подтвердили выполнение комплексом всех требований Заказчика. Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 30.12.1975 года ракетный комплекс с ракетами УР-100Н был принят на вооружение.
В соответствии Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 16 августа 1976 года разрабатывалась модификация ракетного комплекса с модифицированными ракетами УР-100Н УТТХ (с улучшенными тактико-техническими характеристиками). Конструкция ракеты УР-100Н УТТХ аналогична ракете УР-100Н. Улучшение характеристик обеспечивалось использованием на ракете новой системы управления и повышением характеристик боевого оснащения ракеты. Летные испытания комплекса с ракетой УР-1 ООН УТТХ проводились с октября 1977 года по июнь 1979 года. В1980 году РК 15П135 с ракетами УР-100Н УТТХ был принят на вооружение. На базе первой и второй ступени ракет УР-100Н, снимаемых с боевого дежурства, и разгонного блока «Бриз» разработки КБ «Салют» ГКНПЦ им. М.В. Хруничева и смежных предприятий была создана ракета-носитель легкого класса «Рокот». Летные испытания прототипа PH «Рокот» начались в 1990 году. К сентябрю 2005 г. было проведено 9 успешных запусков PH с выведением полезных нагрузок на заданные траектории.
Филиалом № 1 ЦКБМ (ОКБ-23, КБ «Салют») совместно с заводом им. М.В. Хруничева и предприятиями соисполнителями под руководством Генерального конструктора В.Н. Челомея за удивительно короткое время - 11 лет (с 1963 по 1974 годы) были разработаны, испытаны, изготовлены и поставлены на вооружение страны принципиально новые ракетные комплексы с пятью типами модифицированных малогабаритных ракет легкого класса семейства УР-100. В середине 70-х годов ракетные комплексы с ракетами семейства УР-100 составляли порядка 65% всего потенциала РВСН, то есть являлись основой ракетного щита страны.
Одним из направлений разработок ЦКБМ было создание крылатых ракет. В 1976 г. Генеральный конструктор Владимир Николаевич Челомей обратился в правительство с предложением о создании нового типа крылатых ракет стратегического назначения, дальность полета которых позволяла обеспечивать поражение объектов вероятного противника с подвижных стартовых комплексов (подводных и авиационных ракетоносцев) на безопасном удалении от его средств ПРО. Предложенный в эскизном проекте ракетный комплекс морского базирования представлял собой двухступенчатую ракету, состоящую из стартоворазгонной ступени с ЖРД и маршевой сверхзвуковой крылатой ракеты с ТРД. На маршевой ступени (МС) был реализован ряд идей, опережавших уровень техники того периода времени и обеспечивавших высокую эффективность применения, а именно: цифровая система управления с ориентацией по радиолокационным картам местности, радиолокационная невидимость за счет многократного уменьшения отражающей поверхности, активное нарушение функционирования радиолокационных станций противника, маневр МС перед целью. Свой вклад в эффективность комплекса вносила и стартово-разгонная ступень (СРС). Ее принципиальное отличие от применявшихся в то время стартовых ступеней крылатых ракет, задачей которых являлось лишь выталкивание МС из стартового сооружения, состояло в том, что она разгоняла МС до высоких околозвуковых скоростей, чем экономила топливо МС и увеличивала дальность се полета. Кроме того, применение ЖРД на СРС позволяло максимально использовать объем стартового контейнера, заполнив его баками СРС причудливой формы. Одним из основных требований к грузам, размещаемым на подводных лодках, является минимизация занимаемого объема. С этой целью на МС были применены складные крылья и оперение, раскрывающиеся после выхода в воздушную среду, а на СРС один из баков размещен перед воздухозаборником двигателя МС со сбросом этого бака после его выработки.
Выбор компоновочной схемы СРС с тремя сбрасываемыми баками при ограничениях, вызванных складыванием крыла, был выполнен проектным отделом КБ «Салют» (начальник отдела Г.Д. Дермичев, ведущий конструктор Г.Н. Перепелицкий). Старт ракеты из подводного положения подводной лодки имеет ряд особенностей, которые необходимо учитывать при разработке, например, внешнее силовое воздействие на прочность конструкции и динамику движения при прохождении подводного участка, запуск ЖРД СРС в условиях внешнего давления водной среды, коррозионное воздействие морской воды и ее паров при хранении, необходимость удаления воды из различных пазух конструкции и др. В 1976 г. был защищен эскизный проект комплекса, разработанный ЦКБМ. КБ «Салют» (как филиалу) была поручена разработка конструкторской документации на ряд основных элементов МС (крыло и вертикальное оперение с системами раскрытия, центральная часть фюзеляжа, являющаяся топливным баком, воздухозаборник, рулевые привода системы управления) и полностью СРС с системой ее сброса. При конструировании СРС и упомянутых элементов МС был разработан ряд принципиально новых конструктивных и технологических решений. В конструкции крыла использованы титановые лонжероны и сотовые паяные панели, что позволило обеспечить высокие массовые характеристики. Для изготовления паяных панелей технологические службы КБ и завода-изготовителя (ныне именуемого РКЗ) разработали и внедрили принципиально новые технологические процессы изготовления тонкостенных сот и их соединения с обшивкой для получения панелей. Разработка документации, в том числе технологической, была осуществлена при непосредственном участии заместителя Генерального конструктора Я.Б. Нодельмана, начальника комплекса С.М. Маркмана, начальника отдела Е.С. Кулаги, ведущих конструкторов К.Д. Юрьева и С.Я. Рабиновича. Система раскрытия крыла, к которой предъявлялись весьма жесткие требования по синхронности движения правой и левой консолей, состояла из двух независимых и несвязанных механически между собой телескопических толкателей с пороховым приводом и системы тяг, размещенных внутри лонжеронов, для передачи движения на все складываемые части крыла. Точность и одновременность раскрытия правой и левой консолей обеспечивалась системой газовых каналов и дюз, контролирующих и регулирующих давление в приводах толкателей. Разработка системы и автоматов раскрытия крыла была выполнена непосредственно начальником отдела Л.A. i лавацким (ныне начальник комплекса) и начальником бригады (ныне начальник отдела) В.И. Соиным. О качестве документации свидетельствует тот факт, что стендовые и летные испытания системы раскрытия крыла прошли без замечаний. Особым изяществом отличалась конструкция автомата раскрытия оперения, который не имел элементов, выступающих за обводы киля ни в сложенном, ни в раскрытом положении ( и это при очень тонком профиле киля).
Конструкция автомата раскрытия оперения, разработанная ведущим конструктором А.Д. Кошелевым, была настолько оригинальна, что автору пришлось изготовить действующую модель автомата, чтобы убедить руководство в ее реальности. Отработка автомата раскрытия оперения также прошла без замечаний. С большими трудностями столкнулись компоновщики и конструктора при разработке документации на двигательные отсеки СРС - минимальные располагаемые объемы, необходимость отклонения двигателей в двух плоскостях, воздействие морской среды. Участники разработки с честью решили эти задачи (начальник отдела Л.C. Наумов, инженеры В.Д. Широченков, А.И. Данилов). Значительный интерес представляла собой пневмогидравлическая схема двигательной установки СРС (разработана под руководством начальника комплекса H.H. Миркина) с использованием в ее составе большого количества пиротехнических элементов, разработка которых была выполнена при участии Ю.Н. Коробова. Для системы управления ракеты начальником отдела Д.А. Будниковым и ведущим конструктором Л.3. Ганопольским были разработаны принципиально новые электрогидравлические сервоприводы для управления элеронами крыла, рулем направления, панелями воздухозаборника и отклонением двигателей, отличавшиеся высокой точностью и удельной мощностью при малых габаритах и массе. Изготавливались эти привода в опытном производстве КБ «Салют», для чего потребовалось наладить специальную линию высокоточных станков.
Весьма сложным элементом конструкции корпуса MC являлась центральная баковая часть фюзеляжа из-за ее вычурных геометрических форм и размещения внутри бака канала воздухозаборника в сочетании с большими нагрузками. В конструкции этой части фюзеляжа был использован новый высокопрочный алюминиевый сплав, сложность применения которого состояла в его склонности к растрескиванию в местах концентрации напряжений. Это свойство материала предъявило повышенные требования к точности изготовления отсека и потребовало разработки новых технологических процессов на заводе-изготовителе. Этот отсек фюзеляжа был спроектирован инженером О.И. Давыдовым (ныне Главный конструктор темы), прочностный расчет был выполнен С.А. Петроковским (ныне зам. Генерального конструктора), в выборе материала активное участие принимали начальники отделов A.A. Воробьев и Е.С. Кулага. Сложной проблемой для конструкторов КБ «Салют» из-за отсутствия какого-либо опыта являлась защита от воздействия на конструкцию внешней, агрессивной среды (морская вода и ее пары). Так, для конструкции бортовой кабельной сети и ее электроразъемов пришлось разработать принципиально новые герметизирующие элементы (разработчики B.C. Седов, В.Ф. Поздняков, А.И. Фурсов).
Особую сложность представляла необходимость обеспечения коррозионной стойкости баков СРС, стенки которых подвергались коррозионному воздействию как изнутри (окислитель), так и снаружи (морская вода и ее пары). Для решения этой проблемы был проведен большой комплекс натурных и ускоренных испытаний и разработаны меры по повышению стойкости конструкции к коррозионному воздействию и контролю качества изготовления (начальник отдела Е.С. Кулага, начальник бригады А.Г. Гирфанов). Для обеспечения надежности функционирования разработанных агрегатов был проведен огромный объем отработочных испытаний по всем направлениям (прочность, функционирование, коррозионная стойкость) с максимальным приближением к натурным условиям, что позволило пройти этап летных испытаний практически без замечаний. Объем стеновых испытаний был настолько обширен, что для их проведения помимо стендовой базы КБ «Салют» по инициативе начальника отдела A.B. Альбрехта (ныне заместитель Генерального конструктора) пришлось привлечь стенды ЦКБМ и ЦНИИМаш. Следует отметить, что многие конструктивные решения, реализованные при разработке конструкторской документации MC и СРС, носили оригинальный характер и были защищены патентами.
Существенный вклад в отработку ракеты внесли подразделения испытательного комплекса (начальник отдела М.С. Казаков) и службы анализа летных испытаний (начальник отдела H.A. Голенченко). Серьезные трудности возникли при проведении летных испытаний ракеты, так как испытания проводились на новых для служб КБ «Салют» полигонах (в Капустином Яру и под Севастополем). Были введены в строй новые стартовые комплексы, представлявшие собой отсеки подводной лодки, на которых отрабатывался в Капустином Яру старт из надводного положения, а под Севастополем - из подводного положения. На заключительной стадии проводились пуски с натурной подводной лодки в акватории Белого моря.
Комплекс прошел значительный объем летных испытаний, которые подтвердили техническую возможность создания комплексов со стратегической крылатой ракетой дальнего действия. Однако, в ходе испытаний не до конца были решены проблемы с функционированием системы управления и двигательной установки MC. К этому прибавилось принятие международного соглашения о сокращении стратегических наступательных вооружений и ограничение финансирования военно-промышленного комплекса СССР в период его распада, что возможно и было решающим при принятии в 1992 г. правительственного решения о прекращении работ по теме.
Обеспечение радиационной безопасности экипажа самолета, обслуживающего персонала, населения и наземных объектов В проектных материалах были проанализированы как штатная эксплуатация пилотируемого атомного самолета, так и случаи возникновения нештатных и особенно аварийных ситуаций. Все работы по тематике этого раздела выполнялись при непосредственном участии специалистов ЛИП АН СССР и лаборатории «В» АН СССР. Многофункциональная, многослойная защита экипажа самолетов с АСУ прорабатывалась в нескольких вариантах: защита только кабины экипажа и приборных отсеков; защита только реакторного отсека; вариант комбинированной защиты, когда перед реактором самолета «60» с ДУ ОСх располагается частичная защита, а дополнительно от радиационного излучения защищается кабина экипажа и, при необходимости, приборные отсеки.
Комбинированная защита кабины экипажа самолета «60» оказалась минимальной по весу. Для этого варианта выбиралось оптимальное распределение веса защитных экранов и непосредственной защиты кабины экипажа и оборудования. Суммарный вес защиты экипажа самолета «60» доходил до 25 - 30% веса самолета. Однако даже использование такой защиты экипажа самолета «60» не позволило бы проводить непосредственное обслуживание самолета после физического пуска реактора. На самолете «30» с двигателем «закрытой схемы» радиационная защита экипажа принята комбинированной, состоящей из круговой защиты реактора и дополнительной защиты кабины экипажа . Уменьшение суммарной защиты кабины экипажа позволило облегчить кабину и сохранить обычную схему обзора через лобовое остекление, выполненное из свинцового стекла, и плексигласа. Безопасность обслуживающего персонала предполагалось обеспечить дистанционными средствами проведения регламентных и ремонтных работ в специальных боксах, защищенных от ударных средств вероятного противника. Посадку и выход экипажа из кабины самолетов с АСУ предлагалось выполнить с помощью экранированного транспортера или самоходного эксплуатационного дока (для самолета «60М»), либо после отстыковки кабины с экипажем от самолета в специальном стационарном боксе. В аварийных ситуациях экипаж должен был катапультироваться через нижний люк. Для дезактивации зоны возможного падения фрагментов аварийного самолета на сушу предлагалось использовать специальные дистанционно управляемые скреперы для сбора и захоронения фрагментов самолета и зараженных слоев почвы. (Необходимо напомнить, что указанные проработки были выполнены задолго до Чернобыльской катастрофы).
В проектных материалах отмечались особенности отработки агрегатов и систем самолета, работающих в условиях высокого уровня радиационного облучения. Это требовало создания новых уникальных стендов и испытательного оборудования, которые позволили бы проводить отработку в условиях близких к натурным. Для исследования фактического уровня излучения реактором и накопления опыта роботы с ПАС предлагалось создать специальные наземные стенды и экспериментальные самолеты - летающие атомные лаборатории (ЛАЛ) на базе самолетов «ЗМ» и «М-50»: ЛАЛ на базе самолета «ЗМ» с реактором малой мощности; ЛАЛ на базе самолета «М-50» (рис. 4). На экспериментальном самолете «М-50» предлагалось установить в носовой части вместо кабины экипажа опытный атомный двигатель ОСх - ТРД АЛ-7. Кабина летчика с биологической защитой размещалась перед хвостовой частью фюзеляжа. Для обслуживания экспериментального самолета предусматривалось создать специальные средства дистанционного обслуживания, аналогичные штатным системам самолета «60». ЛАЛ на базе самолета «ЗМ». Этот экспериментальный самолет предлагалось создать для отработки вопросов обслуживания и эксплуатации ПАС с двигателем «закрытой схемы». В этом случае один из центральных двигателей самолета «ЗМ» заменялся двигателем «А-5-2» (главный конструктор Н.Д. Кузнецов). Реактор размещался за грузовым отсеком.
В материалах ОКБ-23 был разработан проект летно-испытательной и доводочной базы (ЛИиДБ) самолетов с АСУ. В ходе разработок проектных материалов и проведенных испытаний была подтверждена принципиальная возможность создания сверхзвукового самолета с атомной силовой установкой и заданными Постановлениями Правительства летно-техническими характеристиками. Однако было отмечено, что конкретные решения проблем обеспечения радиационной безопасности при создании и эксплуатации такого самолета потребуют существенной перестройки и переоснащения не только наземных служб ВВС, но и изменения существующих, традиционных методов испытаний и отработки как самого самолета с АСУ, так и комплектующих агрегатов и систем. В начале 1961 года в связи с переводом ОКБ-23 в соответствии с Постановлением Правительства на новую тематику работы по проектированию сверхзвуковых самолетов с атомной силовой установкой в ОКБ-23 были прекращены.
Постановлением правительства Челомею было поручено разрабатывать малую ракету УР-100 для массового производства, а Янгелю была поручена разработка тяжелой ракеты 8К67. Обе ракеты разрабатывались для нахождения в шахтах в заправленном состоянии с такими же долго хранящимися компонентами ракетного топлива, топлива амил и гептил. По обеим ракетам в постановлении была записана необходимость разработки Комплексных планов научно-исследовательских и конструкторско-экспериментальных работ, направленных на гарантированное обеспечение дежурства этих ракет в заправленном состоянии в шахтах в течение 7-10 лет. Тогда это назвали длительным хранением. Этот план предписывалось утвердить в Комиссии Совета министров по военно-промышленным вопросам. Это была всемогущественная ВПК, руководившая в стране созданием всех видов вооружения для армии.
К тому времени все ракеты «Титан» потекли и загазовали шахты парами ракетного топлива. Проведенные доработки ракеты и шахты не дали положительного результата, и все эти ракеты затем были сняты с эксплуатации. Данное обстоятельство вызвало большую озабоченность в высших кругах. Поэтому вышло второе специальное постановление правительства, в котором еще раз ставилась задача обязательного обеспечения длительного нахождения ракет в шахтах на дежурстве. Для проведения исследований по данному вопросу предписывалось построить для филиала № 1 ОКБ-52 (ныне КБ «Салют») специальную базу в Фаустово для длительных испытаний агрегатов, заправленных компонентами топлива и две натурные шахты для испытаний на длительное хранение одной ракеты по ускоренному режиму, другой в естественных условиях. Кроме того, предписывалось построить на Байконуре экспериментальный штатный ракетный комплекс в составе десяти шахт со штатными ракетами в них для испытаний так же и на длительное хранение. Такое повышенное внимание к ракете УР-100 объясняется тем, что она предназначалась к массовому производству. Их затем было изготовлено и поставлено на дежурство более 1000 штук. Руководитель филиала № 1 В.Н. Бугайский принял решение о создании на предприятии специального отдела по данной тематике, назвав его отделом длительного хранения, возглавить который поручил автору. Позже отдел получил название отдела ампулизации.
За первые четыре года эксплуатации потекли 12 ракет и они были сняты с эксплуатации. Для изучения причин потери ими герметичности, а также для выработки мероприятий по исключению подобных случаев и выдачи заключения о надежности находящихся ракет на дежурстве была создана Межведомственная 50 комиссия из числа специалистов пяти министерств. Автору поручили возглавить столь ответственную по своим задачам данную комиссию. Ее работа облегчалась тем, что все потерявшие герметичность ракеты были изготовлены на Оренбургском заводе. Комиссия установила, что причинами потери герметичности на всех ракетах явилось нарушение ряда технологических режимов при их изготовлении, имевших место только на этом заводе и какие либо конструктивные недостатки на ракете отсутствуют.
В числе наиболее важных разработанных мероприятий по организационным вопросам было рекомендовано доработать все сварочные автоматы, имеющиеся на заводах, с целью исключения попадания меди из их медесодержащих элементов в околошовную зону при сварке аустенитных сталей, создать лабораторию рентгеноконтроля в НИИТМ, разработать ОСТы на рентгеноконтроль и осушку изделий перед его проведением, переоснастить технологическое оборудование на Оренбургском заводе по контролю герметичности и другие.
Дело в том, что разъемные соединения не могли обеспечить длительную герметичность в силу происходившей релаксации напряжений в их стягивающих элементах. Получив отрицательный результат в попытках их дополнительной герметизации, отдел выдал заключение, согласно которого в конструкции топливных трактов категорически исключалось применение разъемных соединений и сформулирована необходимость выполнения его в цельносварном варианте. После заправки ракеты топливом, ее баки в этом случае, наддувались, а заправочные горловины надежно герметизировались. Утвержденное Челомеем такое конструктивное решение стало одной из принципиальных отличительных черт этой ракеты. Конструктивно-техно- логические мероприятия, обеспечившие выполнение цельносварной конструкции топливных трактов, получило определение внутренней ампулиза- 51 ц и и. Для ее реализации производству пришлось разработать специальную технологию и переоснастить сварочное производство, разработав многочисленные сварочные автоматы и средства контроля герметичности заключительных сварных швов в составе изделия.
Здесь следует отметить, что при проектировании тяжелой ракеты в КБ «Южное» отказались учесть переданные им полученные в филиале № 1 отрицательные результаты по дополнительной герметизации разъемных соединений. Там пошли по пути использования на этой ракете разъемных соединений и не стали применять цельносварные топливные тракты, не решившись на столь крупное переоснащение производства. Поставленные на дежурство эти ракеты постигла та же участь, что и ракеты «Титан». Все ракеты 8К67 потекли на дежурстве по разъемным соединениям. После безуспешных попыток загерметизировать на ракетах в шахтах текущие разъемные соединения, все ракеты были сняты с эксплуатации и заменены на новые, спроектированные в КБ «Южное» по разработанному в филиале № 1 принципу ампулизации.
Другой отличительной чертой ракеты УР-100 явилось размещение ее в пусковом контейнере. Это, впервые примененное для стратегических ракет шахтного базирования, конструктивное решение позволило надежно защитить ракету от пагубного влияния влажной среды неотапливаемой и невентилируемой шахты. Конструктивно-технологические мероприятия, обеспечившие это конструктивное решение, составили содержание внешней ампулизации ракеты. Применение контейнера решило не только задачу внешней ампулизации, но и позволило подавать на эксплуатацию полностью собранную и подготовленную ракету на заводе для установки в шахту, что, в свою очередь, значительно облегчило ее эксплуатацию. В целом под ампулизацией принимается комплекс конструктивно - технологических и эксплуатационных мероприятий, обеспечивающих сохранение работоспособности заправленной топливом ракеты при длительном ее нахождении в невентилируемых и неотапливаемых шахтах.
Все началось в 1962 году, когда коллектив КБ «Салют» получил правительственное постановление о разработке ракеты тяжелого класса УР-500 с многоцелевым предназначением, включая задачи боевого применения в качестве баллистической ракеты, для которой в начале 1964 года предлагалось рассмотреть даже шахтный тип старта. Несмотря на уже имевшийся в КБ «Салют» опыт общения с ракетными технологиями в период работы под руководством Генерального конструктора В.М. Мясищева и начала разработки боевой баллистической ракеты УР-200 со стартовым весом 137 тонн уже при Генеральном конструкторе В.Н. Челомее задача создания ракеты с массой, как это первоначально предполагалось, порядка 500 тонн (отсюда и индекс «УР-500») не имела аналогов в отечественной практике. Американская школа создания тяжелой ракеты-носителя «Saturn 1В», которая могла транспортироваться из-за своих габаритов только водным транспортом для российских условий была неприемлема - предназначенный для УР-500 космодром Байконур удален от возможных водных путей доставки. Единственным путем доставки блоков тяжелой ракеты-носителя на космодром и в места проведения стендовых испытаний в этот период был железнодорожный транспорт, что требовало придания блокам ракеты транспортабельных габаритов. Чем более законченными производством отправляются с завода- изготовителя транспортируемые блоки, тем проще и надежнее их сборка на полигоне.
В начале проектирования попробовали связать в одну «охапку» четыре ракеты УР-200, даже сделали динамически подобную модель такой связки. Результаты испытаний были неутешительными. Попробовали сделать моноблочную схему с предельно допустимым диаметром из условий перевозки железнодорожным транспортом - получалась неприемлемая длина. Выбранная в результате долгих поисков компоновочная схема 1 ступени с размещением горючего в шести баках, размещаемых вокруг бака окислителя удовлетворила все предъявляемые к УР-500 требования. В состав боковых блоков помимо баков горючего включены ракетные двигатели, что делает эти блоки вполне законченным элементом, не требующим при сборке ракеты сложных и трудоемких работ. Центральный бак окислителя имеет предельно допустимый диаметр 4,1 м из условий железнодорожных габаритов.
Вторая и третья ступени УР-500 выполнены моноблочными с диаметром 4,1 м, в их составе много заимствований соответственно с первой и второй ступеней баллистической ракеты УР-200 - первой предшествующей УР-500 разработке КБ «Салют». Это и типы двигателей I и II ступени, и вафельная конструкция обечаек баков, и используемые компоненты топлива. Как и на УР-200 предполагалось применить сброс «юбки» хвостового отсека II ступени УР-500. Но на одном из пусков УР-200, предшествовавшем началу полетов УР-500, произошла авария из-за несброса «юбки» и на «Протоне» от этой идеи отказались, «юбка» навсегда записалась в состав основной конструкции II ступени. При выборе схемы двигательной установки первой ступени были рассмотрены варианты с применением как воронежских двигателей от I ступени УР-200, так и 150-тонного двигателя, разработанного ОКБ В.П. Глушко.
Кстати интересно вспомнить, что двигатель В.П. Глушко был разработан в 1961... 1964 гг. для сверхтяжелой ракеты Н-1, но главные конструкторы ракеты и двигателя не сошлись во мнении по типу применяемых компонентов топлива. С.П. Королев стоял за применение компонентов кислород-керосин, а В.П. Глушко за самовоспламеняющиеся высококипящие компоненты, которые использовались на УР-500. И прекрасный двигатель с небывалой по тем временам тягой «прописался» на «Протоне». Все проблемные вопросы проектирования были успешно решены Филевским КБ в заданные сроки, в соответствии с Постановлением правительства эскизный проект ракеты УР-500 был выполнен в 1963 году. Началось изготовление ракеты на заводе имени М.В. Хруничева. Однако летом 1965 года вышло новое Постановление, где уточнялось назначение ракеты-носителя, в частности снималась задача создания сверхмощной баллистической ракеты. Проект и соответственно рабочую документацию пришлось дорабатывать. Эти изменения потребовали существенных изменений III ступени, включая изменение формы топливных баков, что потребовало изменения производственной оснастки. В этот же период создалось крайне напряженное положение в производстве баков диаметра 4,1 м, для которых в первоначальном проекте предусматривалось применение нового конструкционного материала АЦМ. В зоне сварки со шпангоутами стали проявляться трещины. В этой ситуации было принято решение о переходе на менее прочный, но проверенный материал АМГ-6. И в эксплуатации ракеты появились температурные ограничения, из-за которых и по сей день невозможна длительная стоянка ракеты с заправленными баками при крайних плюсовых значениях температуры. А тем временем ударными темпами завершалось строительство стартового комплекса и «узким местом» стали сроки создания доработанной ракеты. И тогда было принято решение начинать летные испытания УР-500 без третьей ступени, а в качестве полезной нагрузки использовать научный спутник для изучения космических частиц сверхвысоких энергий.
Спутник назвали «Протоном», впоследствии это название закрепилось и за ракетой УР-500. Всего пусков ракеты УР-500 в двухступенчатом варианте было 4. В отличие от американской тяжелой ракеты «Saturn 1В» УР-500 при первом же пуске вынесла на околоземную орбиту полноценный спутник, а не макет с песком. Вспоминая первый пуск «Протона» следует отметить исключительную напряженность, возникшую в результате отстыковки одного из накопительных соединений стартового сооружения от горловины ракеты в момент заправки окислителя, в результате чего окислителем был облит один из боковых блоков ступени. Первым делом стали выяснять, что там находится и насколько это опасно. На хвостовом отсеке вскрыли люк, куда поочередно подводили одетых в противогазы главных конструкторов агрегатов, находящихся внутри и требовали заключений о возможности пуска. Пуск решили проводить, не откладывая. Вскоре мне в составе экспедиции на месте падения I ступени удалось осмотреть хвостовой отсек облитый окислителем перед стартом. От теплоизоляции внутри отсека почти ничего не осталось, изоляция с электрических проводов осыпалась при легком прикосновении. Задержись Руководитель полета со временем пуска после начала разрушительного действия окислителя, и результаты пуска могли бы стать совсем иными.
С 10 марта 1967 года начались летные испытания «Протона» в основной 3-ступенчатой комплектации, к наименованию ракеты-носителя добавили индекс «К». Первой задачей пусков «Протона-К» была отработка на орбите комплекса для облета Луны, состоявшего из элементов разрабатываемой в то время программы пилотируемой экспедиции на Луну на сверхтяжелой ракете Н-1, разработанной в КБ С.П. Королева. Пробивался «Протон-К» к всеобщему признанию с большими трудностями, решением о его использовании в программе отработки лунного комплекса мы во многом обязаны поддержке М.В Келдыша - президента АН СССР, который обладал высочайшим талантом пробивания нужных технических решений. После серии неудач как по «Протону-К», так и по разгонному блоку «Д» и по космическому аппарату в сентябре 1969 г. лунный зонд облетел вокруг Луны и благополучно вернулся на Землю.
Неудачи в период 1967.. .1969 гг., а их было немало - 6 аварий ракеты-носителя из общего числа пусков 19 (т.е. почти 73 пусков завершилась неудачей !) происходили по вине двигательных установок. В процессе летных испытаний отрабатывался способ запуска двигателей II и III ступеней, а с целью визуального наблюдения за моментом запуска двигателей II ступени трижды организовывались полеты самолетов. Мне довелось участвовать в этих полетах, особенное впечатление произвело первое наблюдение. Пуск совершался днем, АН-10 летел на высоте около 11 км, а разделение ступеней происходит на высоте около 40 км, никаких атмосферных помех в этих условиях нет, в бинокль все видно прекрасно. В момент запуска двигателей II ступени «Протона-К» происходил опережающий выброс окислителя, что на этих высотах приводило к образованию бурого облака с диаметром большим, чем общая длина ракеты. Далее это облако начинало подсвечиваться изнутри - полное впечатление, что произошел взрыв и все кончено. Спустя несколько секунд из этого облака с разных сторон появлялись уже разделенные ступени ракеты. Забыть это зрелище невозможно, хотя практической пользы от этих наблюдений не было. Привожу эти воспоминания лишь для того, чтобы показать напряженность этого периода летных испытаний «Протона-К».
Единственный раз за все время эксплуатации «Протонов-К» состоялся пуск не с конкретной целевой полезной нагрузкой, а с весовым макетом головной части, в августе 1970 года этот макет был запущен по баллистической траекто 63 рии в район Тихого океана. Чтобы избежать статиспытаний этого макета он был сделан с огромным запасом прочности. Описываю этот период эксплуатации «Протона-К», чтобы не создалось впечатление, что эта ракета-носитель стала самой надежной в мире без приложения огромных усилий со стороны ее разработчиков и производителей. Предыдущий опыт создания боевых баллистических ракет, когда испытания велись в основном при натурных пусках, в ходе которых выявлялись и устранялись замечания, причем число этих испытательных пусков исчислялось десятками для «Протона-К», имеющего стартовую массу около 700 тонн, такой опыт не подходил и при создании этого носителя тяжелого класса, упор был сделан на максимально возможную полноту наземной отработки.
При создании «Протона-К» был проведен огромный объем наземной отработки всех его элементов с использованием различных моделей, стендовых изделий и макетов в натуральную величину. Но к сожалению не все можно отработать на земле, к тому же сроки, отпущенные на создание этой ракеты, были очень жесткими. В период с 1970 по 1979 гг. было совершено 56 пусков «Протона-К», шесть из них были неудачными, причины аварий устанавливались однозначно, после чего разрабатывались мероприятия по устранению дефектов. Летом 1978 года «Протон-К» был принят его заказчиком - Министерством обороны.
... вспоминаются месяцы, предшествующие пуску долговременной станции «Мир», когда начали «подбивать» реальную весовую сводку этой станции. Из-за возросшего веса оборудования и особенно кабелей вес станции получался почти на тонну больше планируемого ранее. Кроме этого из-за того, что кабели на станции сконцентрированы в одной периферийной зоне, положение центра тяжести станции ушло за допустимые пределы по возможностям управления на участке полета третьей ступени. Чтобы поднять энергетические возможности «Протона-К» пришлось идти на крайние меры: не окрашивать ракету (т.е. съэкономить на весе краски, которой на первой ступени более 300 кг), увеличить заправку компонентами ступеней ракеты до почти невозможных значений. А с требованиями по центровке III ступени справились путем уменьшения возмущения от «сбитого» центра тяжести путем отклонения оси маршевого двигателя в сторону реального положения центра тяжести. Для этого под «пятки» рамы двигателя в нужных местах были установлены специальные шайбы.
Всего успешно запущено 6 долговременных орбитальных станций типа «ДОС» (период 1971... 1986гг.), 5 орбитальных станций, созданных по программе «Алмаз» (период 1973... 1991 гг.), (все они именовались «Салютами»), 4 транспортных корабля снабжения - прообраза моделей орбитальной станции «Мир» 5 модулей станции «Мир» и 2 модуля международной космической станции МКС - все эти космические аппараты 20-тонного класса. Запуском модуля «Заря» было положено начало создания МКС. Хочется напомнить, что именно с помощью «Протона-К» были проведены и все основные отечественные исследования Луны, Марса, Венеры и кометы Г аллея. Уже при первом пуске «Протона-К» в марте 1967 г. на орбиту был выведен комплекс Л1, естественно в беспилотном варианте, предназначенный для облета Луны экипажем из 2-х человек.
Последние два десятилетия основной специализацией «Протонов» является выведение космических аппаратов на геостационарные (для отечественных КА) и геопереходные орбиты (для зарубежных КА). Ракеты «Протон-К» и «Протон-М» являются практически единственным средством для выведения отечественных спутников связи, телевидения и навигации. С 1996 года «Протон-К» начал использоваться для выведения на орбиты зарубежных спутников на коммерческой основе. Первыми коммерческими спутниками, запущенными в этом году, были «Астра-1Р» и «Инмарсат-3», всего же к 40-летнему юбилею «Протонами» запущено 39 зарубежных спутников. «Протон-К» среди отечественных ракет-носителей уникален по малому количеству модификаций, которые он претерпел за все время своей эксплуатации.
В 1976 году по результатам прошедших пусков была накоплена информация по полетным параметрам конструкции и систем, поэтому появилась возможность сократить объем телеметрируемых в полете параметров, в отдельных местах была уменьшена толщина теплоизоляции (с серии «290»). Наиболее серьезной модификацией явилось создание «Протона-М». Необходимость его появления была вызвана в первую очередь устареванием элементной базы электронного оборудования, особенно в составе системы управления. Некоторые элементы системы управления «Протона» и «Протона-К» мало чем отличались от элементов, используемых в первых немецких ракетах. Для изготовления этих элементов требовалось поддержание уникальных производственных участков.
Переход к современному типу системы управления на базе бортовых вычислительных машин позволил не только облегчить систему, но и сделать ее более удобной в эксплуатации, уменьшить полетные нагрузки на конструкцию ракеты, уменьшить невырабатываемые остатки компонентов топлива, что позволило резко улучшить экологические показатели при эксплуатации. «Протон-М» совершил свой первый полет 7 апреля 2001 года и к июлю 2005 года совершил 8 успешных полетов. Во всех пусках в составе ракеты-носителя использовался высоконадежный разгонный блок «Бриз-М», заменивший ранее используемые в составе «Протон-К» разгонные блоки типа «Д» и «ДМ».
По инициативе НИИТП и на основании Приказа МОМ № 97 от 5.04.71 г. на предприятии была рассмотрена возможность увеличения полезного груза, выводимого ракетой «Протон-К» и ее модификацией на высокие орбиты ИСЗ, включая и геостационарную орбиту (ГСО), используя в качестве разгонный блок (РБ) блок с ядерной двигательной установкой. На основании этих проектных проработок в IV квартале 1971 г были выпущены технические предложения по разгонному блоку (ЯРБ) с атомным двигателем схемы «А» с тягой около 3,6 тс разработки КБХА. Работы в этом направлении были прекращены по следующим причинам: получился ПГ на ГСО около 5 т вместо 7,5 т по прогнозу НИИТП; сложность обеспечения радиационной безопасности, особенно в полете при нештатных ситуациях с PH; габариты ЯРБ существенно увеличивают изгибающие моменты ракеты-носителя, что привело к потере около двух тонн полезного груза на опорной орбите; запрет использования на космических объектах ядерных реакторов или установок по договоренности с США, принятой в начале семидесятых годов.
После разработки и выхода на летно-конструкторские испытания двухступенчатой и трехступенчатой ракет-носителей «Протон» и «Протон-К» (1960— 1967 г.) предприятие (филиал ЦКБМ) в 1967 г. приступило, по распоряжению Генерального конструктора В.Н. Челомея, к поиску вариантов повышения энергетических возможностей PH «Протон-К». С этой целью на основании решения НТС МОМ от 4.07.66 г. были проработаны проекты по использованию криогенных компонентов топлива жидкого фтора - в качестве окислителя и аммиака - в качестве горючего в ускорителях третьей и четвертой ступеней PH «Протон-К». ЖРД для этих компонентов топлива разрабатывались на предприятии КБЭМ при непосредственном руководстве академика Глушко В. П. Разработка ускорителей III и IV ступеней для PH «Протон-К» завершилась выпуском технических предложений в 1967 году. По вышеуказанному решению НТС МОМ от 4.07.66 г. были также разработаны аванпроекты по использованию криогенных компонентов топлива фтора и водорода на ускорителях III и IV ступеней для использования их на последующих этапах развития PH «Протон-К». В разработке проектов по ускорителям с топливом фтор+аммиак и фтор+водород принимали активное участие основные специалисты предприятия при непосредственном руководстве Генерального конструктора. Однако в процессе отработки двигателей, работающих на этих криогенных компонентах топлива, были выявлены большие трудности по безопасности эксплуатации фтора, и работы по внедрению фтора в ракетную технику были приостановлены.
Пока коммерческая выгода от производства на орбите материалов для дальнейшего использования их на Земле не нашла окончательного подтверждения. Причины этого состоят в значительных первоначальных затратах, большом промежутке времени от разработки планов до их реализации, а также в недостаточной изученности процессов в невесомости. Однако теоретически космос дает возможность производить материалы с уникальными свойствами, недостижимыми на Земле. Все возрастающее значение имеет и экологический фактор: привлекательна возможность переноса с поверхности Земли особо вредных производств, например, с применением мышьяка и некоторых биопрепаратов.
В нашей стране космическая технология имеет значительный задел. Отечественные успехи связаны с экспериментами на борту долговременных орбитальных станций «Салют» и «Мир», а также автоматического космического аппарата «Фотон» разработки ЦСКБ. Исследования проводились с помощью специализированного оборудования «Кристаллизатор ЧСК», «Корунд», «Галлар», «Сплав», «Зона», «Светлана», «Ручей», «Айнур», «Биокрист», «Каштан», НАФ «Бисер» и других установок. В разработках оборудования принимали участие НПО «Научный Центр», КБОМ, НПО «Ротор», НПО «Композит», ряд организаций РАН, бывших Минцветмета, Минсредмаша, Минздрава и Минмедбиопрома. Определенным этапом исследований явилось присоединение к комплексу «Мир» специализированного модуля «Кристалл» с установками «Кратер В», «Оптизон», «Зона-02», «3она-03» и «Айнур» на борту. Были получены ряд ценных образцов Si, Ge, ZnO с улучшенными свойствами и некоторые биопрепараты.
В то же время практика показала, что необходимы специальные меры для уменьшения динамического воздействия бортового оборудования и экипажа на технологические процессы в невесомости. Коллективами КБ «Салют» и РКЗ совместно в РКК «Энергия» проведена большая работа по интеграции технологического оборудования на борту отечественных орбитальных станций, включая крепление установки на борту, электроснабжение, терморегулирование, управление, получение телеметрической информации, вакуумирование и газоснабжение. Наша организация начиная с 1988 года предприняла ряд разработок специализированных космических аппаратов для производства материалов и проведения экспериментов в космосе.
В 1990 году по заказу Министерства общего машиностроения в КБ «Салют» был разработан эскизный проект Технологического модуля производственного ТМП. Активное участие в разработке проекта принимали Ю.П. Корнилов, Ю.Н. Дубинин, В.Ю. Катушкин, С.К. Шаевич. Работы велись под руководством главного конструктора В.В. Палло. Производство материалов для микроэлектроники очень трудоемко и для него предусматривалось энергопитание в десятки киловатт непрерывно. Только при таких мощностях можно получить качественные образцы диаметром более 100 мм. Разные материалы требуют разных циклограмм работы технологических установок, их выплавляющих. На борту космического завода должны быть запасены средства оперативного возвращения на Землю готовых образцов - специальные спускаемые баллистические капсулы. Сохранность материалов в них обеспечивалась подбором режимов торможения в атмосфере и приземления. На борту орбитального завода не предполагалось постоянное присутствие экипажа. Поэтому технологические процессы, загрузка материалов в капсулы и их отстрел должны были происходить автоматически. Предполагалось, что завод будет работать на орбите в течение 5 ... 10 лет. С целью выполнения технического обслуживания и ремонта планировались кратковременные посещения экипажем.
При переходе на новую тематику на первом этапе работ филиалу №1 ЦКБМ было поручено создание ракеты-носителя УР-200 для вывода на орбиту военных спутников «ИС» и «УС», при этом предполагалось использовать носитель и как межконтинентальную баллистическую ракету (МБР) с дальностью 10 тысяч км и весом около 140 т. К новым техническим решениям, обеспечивающим ракете УР-200 повышенные эксплуатационные характеристики, в первую очередь следует отнести систему управления с автоматизированной подготовкой к пуску, максимально механизированный наземный комплекс, который позволял производить дистанционно установку ракеты на стартовый стол. Важно подчеркнуть, что управление на первой ступени осуществлялось поворотом основных двигателей. Использование маршевых (основных) двигателей в качестве поворотных заставило изрядно потрудиться специалистов по динамике и системам управления.
Когда УР-200 поставили на стартовый стол, закрепили ветровыми захватами, подали гидравлику на гидроприводы, то появились колебания. Характер колебаний был впечатляющим, даже показалось, что УР-200 может быть сброшена со стартового стола. Эксперимент прекратили. Были даны указания: снять частоты и формы колебаний прямо на натурном изделии в лабораторных условиях. Оказалось, что одна из частот упругих колебаний ракеты, установленной на столе, совпала с частотой колебаний тяжелых маршевых двигателей, подвешенных на траверсах в хвостовом отсеке 1-й ступени. Попросту говоря, выявился резонанс. Было рассмотрено несколько технических решений, и остановились на установке специального фильтра в СУ, разрабатываемого организацией A. Пилюгина. Вопрос был решен.
Правда, это решение оказалось приемлемым только для УР-200. При разработке каждого следующего изделия с тяжелыми маршевыми управляющими двигателями это явление приходилось тщательно изучать. Результатом этих работ было создание ряда гидромеханических демпферов, которые позволяли сформировать нужные динамические характеристики рулевого привода и исключить опасные колебания.
Летные испытания изделия УР-100Н завершались, и они показали хорошие характеристики ракеты практически по всем параметрам. Были все основания поставить ракету на боевое дежурство, и вдруг, на завершающем этапе испытаний, при пуске на максимальную дальность случилось непредвиденное. Оказалось, что требуемая точность попадания полезной нагрузки в заданный район не обеспечивается. Данный пуск отличало от предшествующих следующее: Прежде всего - при стрельбе на максимальную дальность топливо вырабатывалось из баков почти полностью.
Из анализа телеметрических данных следовало, что величина вибрационных перегрузок в приборном отсеке, где располагалась гиростабилизированная платформа (ГСП), значительно превышала заданную разработчиками командных приборов (НИИ ТП - главный конструктор В.И. Кузнецов). Сравнили с другими ракетами разного класса. Выяснилось, что с подобными процессами сталкивались и раньше, особенно на американских ракетах. Явление это называется POGO.
Возможность появления в полете динамически неустойчивого режима связано, как правило, с взаимодействием упругого корпуса ракеты, жидкости в баках и трубопроводах и жидкостного ракетного двигателя.
Всего было более 10 предложений. Каждое из мероприятий (а также их совокупность) давало определенный эффект, но полного решения задачи не было. В книге выдающегося механика С.П. Тимошенко детально разобрана динамика простейшей двухмассовой системы. Если к основной массе, подвешенной на пружине, подвесить дополнительную массу на пружине, то она при определенных параметрах может быть использована как механический гаситель колебаний. Такие гасители используются в станкостроении, судостроении и в других отраслях. На основании этого принципа совместными усилиями решение было найдено.
Было разработано устройство, обеспечившее в условиях широкого диапазона температур необходимое демпфирование, проведена экспериментальная отработка. Это устройство в виде гасителя колебаний установили на ракету. Первый же пуск с разработанным гасителем показал высокую эффективность метода. Заданная точность ракеты была обеспечена. Так в Центре Хруничева в результате проведенных работ появился новый тип гасителя опаснейших продольных колебаний.
18 апреля 2001 года с космодрома ШАР (Индия) был осуществлен успешный запуск индийской ракеты-носителя с российским криогенным разгонным блоком 2Л12КРБ, в результате которого был выведен на орбиту спутник вВАТ- массой 1540 кг. Однако, анализ телеметрической информации выявил следующее: на участке полета КРБ после отделения космического аппарата (КА) в баке горючего разгонного блока резко повысилось давление, в 1,6 раза превысив расчетное. Несмотря на работу дренажной системы, возникла опасность разрушения бака, что, в свою очередь, могло бы привести к поражению КА фрагментами конструкции КРБ.
Поиск причин нештатного повышения давления в баке горючего привел к следующим выводам: сброс азота из бака высокого давления привел к закрутке КРБ с угловой скоростью в 3 раза больше расчетной, остатки жидкого водорода (которые, по анализу телеметрии, примерно в два раза превышали расчетные значения) от взаимодействия со стенками бака быстро вращающегося блока стали перемещаться в зону прогретого верхнего днища, где большая часть этих остатков удерживалась центробежной силой и интенсивно испарялась. Вызванный интенсивным испарением водорода рост давления вывел дренажную систему (не рассчитанную на реализовавшиеся условия работы) на предел ее возможностей по ограничению давления в баке.
Для предотвращения в последующих пусках повторения ситуации с давлением в баке водорода предстояло решить задачу с противоречивыми требованиями. Дело в том, что закрутка КРБ вокруг поперечной оси обеспечивает безопасный увод блока от полезной нагрузки после их разделения и, чем сильнее эта закрутка, тем меньше вероятность сближения блока и полезной нагрузки. Но, в то же время, для обеспечения допустимого уровня давления в баке закрутка должна быть как можно меньше, чтобы остатки водорода не попали в «горячую» зону верхнего днища. Так возникла необходимость создания комплексной математической модели: движения блока и внутрибаковых процессов, в которой динамика движения блока оказывала бы влияние на внутрибаковые процессы через воздействие оболочки бака и перегрузку на жидкий компонент топлива, а внутрибаковые процессы, со своей стороны, оказывали бы влияние на динамику движения через изменение величины реактивных сил от выбросов, которые в свою очередь изменяются в зависимости от давления в баке.
Как известно, первой разработкой филиала № 1 по ракетной тематике явилась ракета УР-200, о которой написано уже немало. А вот по головной части, разработанной для этой ракеты, почти ничего не написано. Поэтому данная статья несколько восполняет этот пробел. В качестве конструкционного материала для ее корпуса автором данной статьи было предложено применить стеклопластик как перспективный слоистый пластик. Так тогда называли полимерный композиционный материал. Это предложение основывалось на изучении исследовательских работ по подобным конструкциям и технологии их изготовления, проводившихся к тому времени в ВИАМ и материаловедческом комплексе НИИ-88 (потом ЦНИИМВ, а ныне НПО «Композит»). В этих организациях исследовалось два различных типа технологических процессов, схематически представленных на рис. 1.
В НИИ-88 разрабатывалась, так называемая «мокрая» намотка, при которой заранее пропитанная связующим стеклоткань выкладывалась на оправке и затем приматывалась к стеклу нитью при одновременной пропитке ее связующим. В ВИАМе разрабатывалась «сухая» технология, при которой на такой же оправке выкладывалась по такой же технологии не пропитанная связующим сухая стеклоткань и приматывалась такой же стекло нитью. Затем оправка с выложенным пакетом материала помещалась в наружную форму и герметизировались. После этого в выложенный пакет нагнеталось связующее, и происходила пропитка им всего материала. В силу того, что первая технология не требовала изготовления весьма сложной наружной формы, к разработке была принята «мокрая» технология, не смотря на ее некоторую повышенную токсическую опасность за счет выделения летучих из смолы при выкладке на оправке пакета с неотвержденным связующим. Это обстоятельство парировалось установкой мощной отсасывающей вентиляции у намоточного станка. К тому же надежду на успех вселяло то, что в НИИ-88 дальше продвинулись в изучении прочностно-технологических характеристик элементов конструкции, близких по форме к подобным элементам корпуса головной части. Результаты этих исследований представлены на рис. 2.
Следует отметить, что после успешного завершения работ по созданию данного корпуса из стеклопластика, в дальнейших корпусах головных частей, разрабатывавшихся на предприятии, использовалась уже «сухая» технология, как менее токсикоопасная. Создание подобной конструкции проводилось впервые и представляло немало трудностей в создании технологического оборудования, поиску оптимальных конструктивных форм элементов конструкции и разработке технологического процесса изготовления корпуса. Все работы проводились в отделе неметаллов предприятия в лаборатории стеклопластиков, возглавлявшейся Кагановым Л.C. В Военно-промышленной комиссии этим работам было придано важное значение, в силу чего на предприятие были направлены на временную работу специалисты НИИ-88, ВИАМ и НИАТ, которые были поставлены на табельный учет в организации и образовали собой вместе со специалистами предприятия мощную комплексную бригаду во главе с автором. Оригинальный намоточный станок по техническому заданию отдела неметаллов разработал технологический отдел опытного производства во главе с Файнбергом И.Г. Станок имел устройство для поддержания постоянного натяжения нити при намотке изделия с переменным диаметром и на него получили авторское свидетельство на изобретение. Зендриков В.М. разработал в отделе главного механика пропиточно-расшлихтовочную машину. Кишнев Л.A. и Куников Ю.Ц. провели необходимые исследования и разработали гипсовую оправку для намотки.
На данной головной части впервые была применена и отработана технология нанесения нового на то время теплозащитного материала из кремнеземной ткани КТ-11, а теплозащита получила индекс СТКТ-11. До этого теплозащита на других головных частях изготавливалась из асбестоткани путем ручной выкладки. Технологию нанесения теплозащиты СТКТ-11 на данной ГЧ отработали методом намотки из ленты, располагая их слои параллельно оси изделия. Это не только повысило качество ее нанесения, но и существенно подняло ее эффективную энтальпию, которой характеризуются теплозащитные свойства материала, поскольку слои ткани располагались торцами к набегающему потоку. Первые подслои ТЗП из ткани КТ-11, пропитанной фенольным связующим, отверждались совместно с основным конструкционным материалом, у которого в качестве наполнителя использовалась стеклоткань АСТТ-Б, пропитанная эпокси-фенольным связующим. При их совместном отверждении между ними происходило расслоение. Путем длительных поисков были подобраны режимы предварительной термообработки этих тканей с
Одним из передовых направлений в конструкции корпусных агрегатов изделий явилось широкое внедрение композиционных материалов, которое стало возможным с появлением искусственных высокопрочных волокон стекла, продуктов переработки окиси кремния и углерода. Первым разработанным корпусом из ПКМ на предприятии явился корпус головной части ракеты УР-200, созданный в начале 60-х годов. Проведенное тогда сравнение материалов по их весовой эффективности представлено на рис. 1, из которого видна эффективность применения композиционных материалов в конструкциях. После создания корпуса головной части из стеклопластика для ракеты УР-200, работы по применению ПКМ в конструкциях дальнейшего развития на предприятии не получили и возобновились вновь только в 80-х годах. Проведенные предварительные проработки, результаты которых приведены на рис. 2, показали, что наиболее подходящим агрегатом по своей конструкции, в котором можно было применить композиционный материал, стал головной обтекатель (ГО).
Уже тогда в 60-х годах стало очевидным, что наиболее эффективной будет трехслойная конструкция, состоящая из двух обшивок и сотового заполнителя, а не отработанная тогда однослойная конструкция с оребрением. Трехслойная конструкция легла в основу всех последующих типов головных обтекателей. В начале 80-х годов предприятия отрасли приступили к созданию долгосрочного орбитального пилотируемого комплекса «Мир», включающего в себя шесть функциональных модулей. Базового - блок станции, который являлся модифицированным прототипом предшествующих орбитальных станций «Салют», выводился под металлическим ГО выполненным из алюминиевых сплавов по клепаной технологии стрингерно-шпангоутной конструкции. Для выведения модулей на орбиту потребовалось создания нового типа ГО.
Первым, в создании ГО из композиционных материалов, стал не сбрасываемый трехслойный стеклопластиковый обтекатель, предназначенный для защиты гермокорпуса модуля «Квант 1». Он имел форму конуса диаметром 2800 мм, высотой 1750 мм и с его изготовлением успешно справился цех неметаллических изделий завода им. М.В. Хруничева. Для выведения четырех модулей - «Квант 2», «Кристалл», «Спектр», «Природа» был разработан и прошел стендовую наземную отработку первый сбрасываемый стеклопластиковый обтекатель. Заложенные в его конструкцию технические решения послужили основой для создания целого ряда разнотипных последующих обтекателей, эксплуатируемых в настоящее время. Изготавливались эти обтекатели на заводе им. М.В. Хруничева в кооперации с производственным объединением «Авангард», находящимся в городе Сафонове Смоленской области Минхимпрома. Данное предприятие было выбрано в силу того, что оно имело необходимое специальное намоточное оборудование и большой опыт в изготовлении методом намотки крупногабаритных изделий из стеклопластика. Данная технология исключала ручную выкладку и являлась более прогрессивной. Это производство создавалось в свое время для намотки контейнеров из стеклопластиков для ракет, разрабатывавшихся в КБ «Южное». Для намотки этих контейнеров была разработана специальная стеклоткань ТСУ-8/3-ВМ-78, у которой, в отличие от всех существовавших стеклотканей, прочность по утку была выше, чем по основе. Стеклопластиковый ГО этого типа имел достаточно внушительные размеры - длина 12650 мм, диаметр 4350 мм. За весь период было изготовлено семь летных изделий. Первые натурные испытания обтекатель прошел в составе космического аппарата «Полюс» при первом пуске ракеты носителя «Энергия», предназначенного для эксплуатации с отечественным челноком «Буран», а не при запуске модуля к станции «Мир». В последствии четыре обтекателя улетели с модулями к комплексу «Мир», шестой - обеспечивал выведение первого модуля «Заря» для международной космической станции, а седьмой по сей день дожидается своего часа.
Основным недостатком разработанного обтекателя был вес, который превышал вес металлических аналогов, поэтому в последующих конструкциях в качестве основного материала обшивок стал применяться углепластик, имеющий хорошие прочностные и весовые характеристики, а в качестве прослойки - алюминиевые соты. Отработка изготовления обтекателей методом предварительного автоклавного формования обшивок проводилось в НПО «Технология», поскольку ПО «Авангард» не успел подготовить свое автоклавное производство. Результаты проведенных отработок представлены на рис. 6, 7 и 8. Из них следует, что коэффициент вариации углепластиковых обшивок автоклавного формования практически приблизился к таким, какие имеются у металлов.
Первый обтекатель из углепластика был разработан по заказу Министерства обороны для изделия «150». Он прошел успешные натурные испытания и эксплуатировался на ракете-носителе (PH) «Рокот». Конструктивно обтекатель был выполнен в виде соединенных между собой конических и цилиндрических углепластиковых трехслойных оболочек с оригинальной системой сброса, осуществляемого тягой пороховых двигателей в направлении полета. С выходом ГКНПЦ на мировой рынок коммерческих услуг по выведению зарубежных космических аппаратов на PH «Протон» с РБ «ДМ» разработки НПО «Энергия» возникла необходимость создания унифицированного головного обтекателя (УГО). Такой обтекатель менее чем за два года был разработан, прошел наземную стендовую отработку и был изготовлен для первого коммерческого запуска космического аппарата «Астра-1Ф» американской фирмы «Хьюз».
Корпус представлял собой комбинированную конструкцию, состоящую из конических и цилиндрического отсеков, изготовленных из трехслойных стекло- и углепластиковых обечаек. Такая комбинация была выбрана из условий использования опыта изготовления обечаек в ПО «Авангард». Производство углепластиковых обечаек, входящих в конструкцию обтекателя, успешно освоил цех неметаллических изделий ракетно-космического завода (РКЗ), в прошлом ЗИХ. Данный обтекатель пришлось адаптировать под существующий разгонный блок (РБ) ДМ, не допускавший каких либо доработок.