398 «Космос-3М»

398 «Космос-3М»

Первые 14 носителей были изготовлены на опытном производстве с участием «Красмашзавода». В 1966 году их изготовление было полностью передано на «Красмашзавод», а с 1971 года производство ракет было передано на ПО «Полет» (город Омск). Всего было совершено 8 запусков ракеты-носителя «Космос», из них один был неудачным. Космос-3 (11К65) Разработка ракетного комплекса третьего поколения велась в два этапа. На первом был создан носитель 11К65 «Космос-3». На втором — 11К65М «Космос-3М».

Конструкторская документация на новое изделие 11К65 была выпущена ОКБ-10 в 1962 году. Лётно-конструкторские испытания были начаты 18 августа 1964 года с пусковой установки № 15 площадки № 41 5-го НИИП (Байконур) с приспособленного старта (разработчик — КБ НКМЗ). Экспериментальная отработка и изготовление 10 летных ракет, получивших индекс 11К65 (РН «Космос-3») проводились совместно с ОКБ-10 при головной роли ОКБ-586. В рамках проекта 11К65 двигатель 8Д514 для ракеты Р-14 был модифицирован и получил индекс 11Д614 [3]. Производство двигателя 11Д614 осуществлялось на заводе «Южмаш» (г. Днепропетровск, Украина). На второй ступени носителя был установлен многофункциональный ЖРД 11Д47 разработки ОКБ-2, отработанный на «Красмаше». [4]

0-15.jpg

 

Общий вид двигателей первой ступени / Фото: megaobuchalka.ru

 

0-17.jpg

 

Общий вид двигателя второй ступени / Фото: megaobuchalka.ru

Трансформация боевой ракеты в ракету-носитель была осуществлена путём установки на частично доработанную первую ступень вновь разработанной второй ступени. Ступени соединяются последовательно через цилиндрический переходный отсек. Топливный отсек II ступени — единый с промежуточным днищем, разделяющим его на полости «Окислитель» и «Горючее». Двигатель II ступени крепится непосредственно к нижнему коническому днищу топливного отсека. Приборный отсек размещается над топливным отсеком. На него опираются рама для полезного груза и головной обтекатель, сбрасываемый на высоте 75 км.

Подготовка и пуск РН типа «Космос» / Фото: www.kap-yar.ru
Инженеры ОКБ-10 впервые в СССР предложили оригинальное техническое решение, позволяющее запускать спутники на круговые орбиты путём введения «пунктирного» участка стабилизированного полета. Для реализации идеи была принята двухимпульсная схема включения маршевого двигателя второй ступени: первый импульс формирует эллиптическую траекторию, в апогее которой вторым включением аппарат переводится на круговую орбиту.

С-0.png

 

Схема двухкомпонентного ЖРД 1 — магистраль горючего 2 — магистраль окислителя 3 — насос горючего 4 — насос окислителя 5 — турбина 6 — газогенератор 7 — клапан газогенератора (горючее) 8 — клапан газогенератора (окислитель) 9 — главный клапан горючего 10 — главный клапан окислителя 11 — выхлоп турбины 12 — форсуночная головка 13 — камера сгорания 14 — сопло / Изображение: ru.wikipedia.org

Трёхрежимный двигатель (два включения на номинальной тяге и работа в дроссельном режиме) 11Д49 был разработан в ОКБ-2 (ныне МКБ «Факел»), а изготавливали его на «Красмаше», который выпускал ЖРД вплоть до 1992 года. В ОКБ-10 разработали систему малой тяги, обеспечившую стабилизированный полет между двумя включениями маршевого ЖРД. Топливо для этой системы располагалось в двух специальных баках, подвешенных на внешней поверхности основного бака второй ступени.

Порядок работы двигателя II ступени выглядел так:

  1. Основной. На этом режиме двигатель в полете может работать дважды. При выведении ИСЗ на высокую круговую орбиту первое включение двигателя формирует траекторию промежуточной орбиты в апогее. Второе включение двигателя переводит вторую ступень ракеты с ИСЗ на круговую орбиту.
  2. Режим работы рулевых камер. Используется для стабилизации полета ракеты до, во время и после работы двигателя на первом режиме.
  3. Режим малой тяги. Используется для ориентации ракеты и создания незначительных ускорений, обеспечивающих возможность повторного запуска двигателя на основной режим.

В системе управления РН впервые применены электронные счетно-решающие приборы, обеспечивающие более точное выведение космического аппарата на заданные орбиты (~40 км — по высоте, ~30 с — по периоду обращения). РН могла выводить на орбиту одновременно до восьми КА.

Основные ТТХ ЖРД ракеты «Космос-3М»

Параметры ДУ первой ступени ДУ второй ступени
Название РД–216 (11Д614) 11Д49()
Тип и число турбонасосных агрегатов (ТНА) Четырехкамерный (два двухкамерных блока) с двумя ТНА Однокамерный с одним ТНА
Тяга, кН:
на уровне моря 1485.6
в пустоте 1744.6 157.3* + 4 х (1.4–1.8**)
Удельный импульс, сек:
на уровне моря 1485.6
в пустоте 291 303
Давление в камере сгорания, атм 75 102
Сухая масса двигателя, кг 662 225
Время работы в составе ступени, с 130 350*

Примечание: * основная камера сгорания; ** рулевые сопла. [5]

Всего с 1966 по 1968 было осуществлено 4 запуска, из них половина неудачны.

Космос-3М (11К65М)

Параллельно с 11К65 на ПО «Полет» (г. Омск) велась разработка конструкторской документации на модернизированный вариант носителя. Ракета получила индекс 11К65М («Космос-3М»). 15 мая 1967 года РН 11К65М, успешно запущенная с ПУ № 2 площадки № 132 53-го НИИП (Плесецк), вывела на орбиту ИСЗ «Космос-158». В 1968 году документация и право на авторское сопровождение производства ракеты 11К65М были переданы в ПО «Полет», которое немедленно приступило к серийному выпуску ракеты. Штатная эксплуатация осуществлялась с 1970 года с космодрома Плесецк.

Старт 26 января 1973 года с ПУ № 1 площадки № 107 стал первым запуском ракеты 11К65М с космодрома Капустин Яр, где был сооружён стационарный старт с подвижными башнями обслуживания разработки КБТМ (СК «Восход»). Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР № 949—321 от 30 декабря 1971 года ракета-носитель 11К65М была принята на вооружение в составе космического комплекса специального назначения «Восход». В 1972 г. разработка 11К65М была отмечена Государственной премией СССР в области науки и техники.

с-1.jpg

 

Конструктивная схема ракеты «Космос-3М» / Изображение: www.plesetzk.ru

«Космос-3М» (индекс 11К65М) является одной из наиболее часто используемых ракет-носителей для запуска российских военных спутников. Эта универсальная жидкостная ракета лёгкого класса предназначена для выведения автоматических космических аппаратов различного назначения массой до 1500 кг на круговые, эллиптические и солнечно-синхронные орбиты высотой до 1700 км. Длина ракеты 32,4 метра, диаметр — 2,5 метра, стартовая масса — 109 000 кг. [6] РН «Космос-3М» состоит из последовательно расположенных первой и второй ступеней, соединенных между собой разрывными болтами. На второй ступени устанавливается головной обтекатель, под которым размещается КА.

Первая ступень состоит из хвостового отсека, силового кольца, бака горючего, приборного отсека, бака окислителя и переходного отсека.

Хвостовой отсек служит для размещения двигателя первой ступени, агрегатов системы топливоподачи, а также для восприятия нагрузок на старте и в полете. Отсек представляет собой коническую тонкостенную оболочку, подкрепленную продольным и поперечным силовыми наборами. Хвостовой отсек негерметичен. На нем закрепляются четыре стартовые опоры, с помощью которых РН устанавливается на пусковом устройстве, и четыре неподвижных аэродинамических стабилизатора.

На каждом опорном кронштейне шарнирно закрепляется поворотный газоструйный руль, используемый для управления РН в полете. На корпусе хвостового отсека имеется три пояса эксплуатационных и технологических люков, закрываемых съемными крышками.

К хвостовому отсеку, верхней его части, с помощью болтов крепится силовое кольцо, предназначенное для равномерного распределения по периметру и передачи на тонкостенный корпус РН силы тяги двигателя.

0-10.jpg

Баки горючего и окислителя предназначены для размещения в них потребного количества компонентов топлива. Оба бака выполнены по несущей схеме и состоят из прессованных панелей и двух штампованных днищ сферической формы. В качестве материала для всех баковых отсеков используется алюминиево-магниевый сплав.

Между баками горючего и окислителя первой ступени размещается приборный отсек, в котором расположены приборы систем управления и измерений, необходимые при работе систем первой ступени. Приборный отсек представляет собой цилиндрический отсек клепаной конструкции с внутренним силовым набором. Для доступа к приборам, размещенным на приборной раме внутри отсека, на обечайке приборного отсека имеется четыре люка, закрываемых съемными крышками. Снаружи приборного отсека устанавливаются два пороховых двигателя, обеспечивающих торможение первой ступени РН при ее отделении. Приборный отсек через силовые шпангоуты скрепляется болтами с замыкающими шпангоутами баков горючего и окислителя.

К верхнему шпангоуту бака окислителя болтами крепится переходной отсек, предназначенный для размещения в нем двигателя второй ступени и стыковки ступеней. Он представляет собой отсек клепаной конструкции с внутренним силовым набором. На отсеке имеется два пояса люков: верхние — для доступа к агрегатам двигателя и нижние — для выхода газов из рулевых сопел двигателя второй ступени в момент их запуска до разделения ступеней.

По всей длине корпуса первой ступени (за исключением хвостового отсека) между плоскостями стабилизации III и IV проходит специальный желоб, в котором проложены кабели бортовой сети и трубопроводы пневмосистемы. К верхнему шпангоуту переходного отсека первой ступени четырьмя пироболтами крепится вторая ступень РН.

Корпус второй ступени состоит из хвостового, топливного и приборного отсеков и рамы для крепления КА. Снаружи корпуса установлены подвесные баки системы малой тяги.

Хвостовой отсек предназначен для стыковки ступеней, размещения рулевых сопел с питающими трубопроводами и рулевыми машинами. Он представляет собой цилиндрический отсек клепаной конструкции. Для доступа к рулевым машинкам на хвостовом отсеке имеются четыре люка, закрываемые крышками.

8а.jpg

 

Общий вид хвостового отсека второй ступени / Изображение: megaobuchalka.ru

Топливный отсек второй ступени выполнен по несущей схеме и представляет собой сварной цилиндрический отсек с тремя днищами. Промежуточным сферическим днищем отсек разделен на две полости: верхняя — полость окислителя и нижняя — полость горючего. Нижнее днище топливного отсека выполнено коническим и заканчивается усиленным фланцем, к которому на шпильках крепится маршевый двигатель. Обечайка, днища и шпангоуты топливного отсека выполнены из алюминиево-магниевого сплава.

Приборный отсек служит для размещения рамы, на верхний пояс которой устанавливается КА, а на боковые стержни устанавливаются приборы систем управления и измерений. На верхний шпангоут приборного отсека крепится головной обтекатель.

0-14.jpg

 

Общий вид приборного отсека РН / Фото: megaobuchalka.ru

Баки системы малой тяги (подвесные баки) являются емкостями компонентов топлива, необходимого для работы системы малой тяги (СМТ) на переходном участке траектории, а также для работы двигателя второй ступени при его повторном включении. Баки расположены под углом 45° к плоскостям стабилизации I-IV и II-III и включают два комплекта. Каждый комплект состоит из бака окислителя и бака горючего, соединенных между собой переходником.

Подготовка к пуску РН типа «Космос» / Фото: www.kap-yar.ru

РН «Космос-3М» (наименование «Космос-3М» впервые было заявлено в апреле 1994 года) — на сегодняшний день единственная из всех ракет семейства «Космос», которая в настоящее время используется для запусков космических аппаратов. Последний пуск ракеты «Космос-3М» состоялся 21 июля 2009 года, когда ракета вывела на орбиту малый космический аппарат «Стерх». Производство ракет-носителей «Космос-3М», работающих на ядовитом топливе, в России было прекращено. Планируется, что запас этих носителей, который составляет около десяти единиц, будет использован до 2012 года.

До сегодняшнего дня осуществлено более 420 пусков РН «Космос-3М». Из них 397 были успешными, 5 — частично успешными, 4 аварийных пуска с выведением КА на орбиту и 18 аварийных пусков. Запущено более 400 космических аппаратов различного назначения: серии «Надежда», международной системы спасения «КОСПАС-САРСАТ», геодезических, навигационно-связных и других КА военного назначения, индийских спутников Aryabhata, Bhaskara и Bhaskara 2, французского КА Signe-3, шведских Astrid и Astrid 2, американских FAISat и FAISat-2V, мексиканского Unamsat-2, итальянских MegSat-0 и MITA, германских Tubsat B, Abrixas и CHAMP, британского SNAP-1, китайского Tsing Hua 1.

В 1995 г. ракета «Космос-3М» участвовала в международном конкурсе на легкий носитель Med-Lite для NASA. По оценке американских специалистов, которые провели сравнительный анализ 18 типов ракет легкого класса, созданных в разных странах, «Космос-3М» был признан одним из самых совершенных. Маркетинг носителя на западном рынке ведут совместное предприятие Cosmos International GmbH (при участии германской фирмы OHB-Systems) и российское предприятие «Пусковые услуги». Производство носителя осуществляется (в низком темпе) в ПО «Полет» (г.Омск). В настоящее время конструкторы предприятия ведут разработку перспективного варианта 11К65МУ «Космос-3МУ» («Взлет»), оснащенного новой системой управления. [7]

Ракета-носитель «Космос-3М» производится на ФГУП ПО «Полет» с 1968 года. С тех пор и до настоящего времени зарекомендовала себя в качестве самой надежной ракеты в своем классе. Коэффициент надежности составляет 0,97.

Подготовка к пуску РН типа «Космос» в МИК космодрома «Плесецк» / Фото: www.kap-yar.ru

РН «Космос-3М» обеспечивает одиночное и групповое выведение космических аппаратов на эллиптические и круговые орбиты высотой от 250 до 1700 км, при этом масса выводимой полезной нагрузки может составлять от 500 кг (высота орбиты 1700 км) до 1500 (высота орбиты 250 км).

С начала 1970-х годов произведено более 750 успешных пусков РН «Космос-3М». По программам международного сотрудничества произведены запуски более 25 космических аппаратов.

Космические программы с участием РН «Космос-3М»:

  • отечественные программы: запуски КА систем «Парус», «Цикада», «Коспас-Сарсат» и др.
  • программы международного сотрудничества: «Интеркосмос» — «Ariabhata», «Bhaskara-1», «Bhaskara-2», «Signe-3»

Коммерческие запуски иностранных КА:

  • 1995 год — FAISAT (США), ASTRID-1 (Швеция)
  • 1996 год — UNAMSAT (Мексика)
  • 1997 год — FAISAT-2V (США)
  • 1998 год — ASTRID-2 (Швеция)
  • 1999 год — ABRIXAS (Германия), MEGSAT (Италия)
  • 2000 год — SNAP-1 (Великобритания), TSINGHUA-1 (Китай)
  • 2000 год — CHAMP, BIRD-RUBIN (Германия), MITA (Италия)()
  • 2006 год – SAR-Lupe (Германия)

В последние годы проведены работы по расширению возможностей РН:

  • обеспечена возможность попутного запуска одного или двух малых КА, размещаемых на основном КА
  • обеспечена возможность группового запуска нескольких малых КА, размещаемых на специальном адаптере, оснащенном поворотными платформами и системами отделения
  • создан и успешно прошел летные испытания головной обтекатель РН с увеличенной зоной полезной нагрузки. [8]

Последние запуски

  • 11 сентября 2007 года состоялся пуск РН «Космос-3М», доставившей на орбиту российский военный спутник «Космос-2429».
  • 27 марта 2008 года в 20:15 по московскому времени с космодрома Плесецк силами Космических войск и представителей ракетно-космической промышленности России произведён пуск ракеты-носителя «Космос-3М» с выводом на орбиту космического аппарата «SAR-Lupe».
  • 27 апреля 2010 года в 05:05 по московскому времени с космодрома Плесецк состоялся пуск РН «Космос-3М», доставившей на орбиту российский военный спутник «Космос-2463».

Последний срок пуска РН «Космос-3М» — 2013 год, после чего две оставшиеся РН были утилизированы.

Память

  • Ракета-носитель «Космос» установлена на пьедестал:
  • в Омске как монумент в честь 70-летия основания ПО «Полет»
  •  в Красноярске на площади Котельникова перед зданием Сибирского государственного аэрокосмического университета
  • в Ленинградской области в учебном центре Военно-космической академии имени А. Ф. Можайского
1-н.gif

 

Ракета-носитель «Космос-3М»: 1 — обтекатель головной; 2 — отсек 2-й ступени, приборный; 3 — отсек 2-й ступени, топливный; 4 — блоки навесных баков; 5 — отсек 2-й ступени, хвостовой; 6 — переходник; 7 — РДТТ тормозной системы разделения ступеней; 8 — бак окислителя; 9 — отсек приборный; 10 — бак топлива; 11 — отсек хвостовой; 12 — стабилизатор; 13 — опора стартовая; 14 — ЖРД 1-й ступени. IV — швы заклепочные (заклепки с полусферической головкой); V — швы заклепочные (заклепки с потайной головкой); VI — швы сварные, сплошные; VII — швы сварные, точечные. / Изображение: lavandamd.ru

 

Тактико-технические характеристики Космос-3М

Количество ступеней 2
Размеры, м: длина — 32,4;
диаметр — 2,4
Стартовая масса, кг 109000
История запусков
Состояние снята с эксплуатации
Места запуска: Плесецк;
Капустин Яр
Число запусков 440
Успешных 420
Неудачных 20
Первый запуск 15 мая 1967
Первая ступень — Р-14У
Маршевый двигатель РД-216 (11Д614)
Тяга на уровне моря, кН 1485,6
Удельный импульс на уровне моря, с 291
Время работы, с 130
Горючее НДМГ
Окислитель АК-27И
Вторая ступень
Маршевый двигатель 11Д49
Тяга, кН 157,3
Удельный импульс, с 303
Время работы, с 350
Горючее НДМГ
Окислитель АК-27И

При написании материала использовались данные открытых интернет-источников:

1. Материалы сайта Википедии — свободной энциклопедии.

2. Материалы сайта Википедии — свободной энциклопедии, публикация «Космос (семейство ракет-носителей)».

3. Материалы сайта пресс-службы НПО «Энергомаш» им. Академика В.П. Глушко.

4. Материалы сайта пресс-службы ФГУП КБХМ им. А.Мю Исаева.

5. Материалы сайта пресс-лужбы полигона «Капустин Яр».

6. Материалы сайта Мegaobuchalka.ru, публикация «Конструктивное исполнение РН «Космос-3М»».

7. Материалы сайта издания «Военная техника. Вооружение России и мира», публикация ««Космос-3М» (11К65М) — ракета-носитель среднего класса».

8. Материалы сайта пресс-службы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева.

Источник: ИА «ОРУЖИЕ РОССИИ», Станислав Закарян
12

http://www.arms-expo.ru/articles/124/85441/

Добавить комментарий

Кто хочет, помогая спасти Человечество от исчезновения во вселенной, стать триллионером, регистрируйтесь на сайте mirah.ru!🙂