Двухступенчатая ракета-носитель легкого класса «Космос-3М» (11К65М, рис. 1.1) состоит из двух ступеней и головного блока.
Ступени соединены по схеме «тандем». На обеих ступенях РН установлены ЖРД, работающие на самовоспламеняющихся компонентах ракетного топлива – окислителе АК-27И (27 %-й раствор окислов азота (диоксид и тетраоксид азота) в азотной кислоте, ингибированной йодом) и горючем – несимметричном диметилгидразине (НДМГ). Управление полетом ракеты во время работы ЖРД первой ступени осуществляется с помощью газовых рулей, а при работе двигателя второй ступени – поворотными рулевыми соплами. Разделение ступеней производится по «полугорячей» схеме. Сброс головного обтекателя производится на участке полета второй ступени на высоте около 75 км [2].
Первая ступень ракеты включает переходной отсек, бак окислителя, межбаковый отсек, бак горючего, силовое кольцо и хвостовой отсек. Длина первой ступени 22,48 м, диаметр – 2,4 м, наибольший диаметр хвостового отсека – 2,8 м, наибольший поперечный размер – 4,53 м, сухая масса – 5,34 т, стартовая масса – 86,5 т [2].
Переходной отсек предназначен для соединения ступеней. Кроме того, в нем размещается двигательная установка второй ступени. Отсек клепаной конструкции из алюминиевых сплавов, представляет собой цилиндрическую обечайку, подкрепленную продольным (стрингерами) и поперечным (шпангоутами) силовым набором. Обечайка имеет два пояса люков. Верхний обеспечивает доступ к агрегатам ДУ второй ступени, нижний служит для выхода газов, истекающих из рулевых сопел ДУ второй ступени при разделении. Люки верхнего пояса закрываются крышками, нижнего – заклеиваются тканью [2].
Конструкция баков окислителя и горючего первой ступени практически одинакова. Каждый бак состоит из цилиндрической обечайки и двух сферических днищ, приваренных к ней через торцевые пустотелые шпангоуты. Окислитель имеет большую плотность (1,47 г/см3), поэтому его бак расположен впереди бака горючего. При этом центр масс ракеты смещен к головной части, увеличено расстояние до газовых рулей и стабилизаторов, улучшена устойчивость и управляемость ракеты в полёте. Обечайка бака горючего и часть секций обечайки бака окислителя изготавливаются из прессованных панелей алюминиевого сплава АМг-6Н. При панельной конструкции значительно упрощается производство баков и снижается их масса, поскольку прессованные панели в виде монолитно выполненных частей обшивки со стрингерами отличаются высокой прочностью и устойчивостью. Восемь панелей собираются на стапеле и свариваются по стыкам аргонно-дуговой сваркой, образуя цилиндрическую оболочку бака. Затем изнутри к стрингерам оболочки привариваются навесные кольцевые шпангоуты уголкового профиля (по другим данным, шпангоуты крепятся с помощью фиттингов) [2].
|
|
Оболочка воспринимает все внешние нагрузки, действующие на ракету при транспортировке и в полёте. Изготовление бака заканчивается стыковкой и приваркой к оболочке сферических днищ через торцевые усиленные шпангоуты и установкой арматуры. Через бак горючего проходит расходный трубопровод окислителя, размещенный в тоннельной трубе. Дренажно-предохранительный клапан бака горючего находится в хвостовом отсеке, а через весь бак к куполу верхнего днища проложена дренажная труба. Наддув бака горючего осуществляется сжатым азотом, а бака окислителя – сжатым воздухом. Эти газы хранятся в баллонах высокого давления, расположенных в хвостовом (азот) и межбаковом (воздух) отсеках [2].
|
|
Межбаковый отсек клепаной негерметичной конструкции из алюминиевых сплавов служит для соединения баков горючего и окислителя. Оболочка отсека тонкостенная из алюминиевого сплава Д19АТ, подкрепляющий набор из шпангоутов и стрингеров (алюминиевый сплав Д16Т) приклепан к ней. На наружной поверхности отсека размещены три тормозных РДТТ системы разделения ступеней, закрытые обтекателями. Тормозные пороховые двигатели после разделения ступеней замедляют полёт первой ступени и благодаря несимметричному расположению разворачивают ее относительно поперечной оси, устраняя соударение со второй ступенью.
Конструкция хвостового отсека аналогична межбаковому с той лишь разницей, что хвостовой отсек – конической формы, диаметр донного среза ракеты 2,8 м. Коническая форма хвостового отсека позволяет разместить двигатель, сдвинуть центр давления вниз по длине ракеты от центра масс и тем самым улучшить её стабилизацию в полёте. Этому способствуют также трапецевидные аэродинамические стабилизаторы, закрепленные с помощью фитингов на торцевом шпангоуте. Ниже их, как продолжение фитингов, расположены стояночные опоры, а под углами 45° к плоскости стабилизации на том же шпангоуте размещены на кронштейнах графитовые газовые рули с электрическими рулевыми машинами. В отсеке расположен двигатель первой ступени – РД-216М. Тяга от него передается через специальную сварную раму на силовое кольцо, крепящееся к торцевому шпангоуту бака горючего. Таким образом, на хвостовой отсек в полете действуют только растягивающие силы, что позволяет облегчить его конструкцию [2].
|
|
Вторая ступень состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Кроме того, по бокам ступени смонтированы два навесных блока баков основных компонентов, обеспечивающих работу системы малой тяги (СМТ) и второе включение маршевого ЖРД. Длина второй ступени 4,2 м, наибольший поперечный размер – 3,5 м, диаметр топливного отсека – 2,4 м, диаметр баков СМТ – 0,355..0,4 м, стартовая масса – 18,9 т, сухая масса –1,72 т.
Короткий приборный отсек имеет клепаную конструкцию и выполнен из алюминиевого сплава. На него опирается рама крепления полезного груза. На этой раме размещаются также приборы системы управления ракетой. Кроме того, приборный отсек служит для соединения второй ступени с головным обтекателем [2].
Топливный отсек (ТО) сварной из сплава АМг-6. Он включает цилиндрическую обечайку и три днища – верхнее, среднее и нижнее. Среднее днище делит ТО на два отсека: окислителя и горючего. Все оболочки ТО – гладкие. Верхнее и среднее днища – сферические, а нижнее днище – составное. Оно образовано усеченным конусом и полусферой, обращенной внутрь бака. Крепление двигателя второй ступени безрамное – камера двигателя с помощью четырех кронштейнов на смесительной головке крепится прямо к нижнему шпангоуту конического днища ТО. Такая конструкция позволяет уменьшить длину межступенчатого переходника и следовательно его массу.
Хвостовой отсек второй ступени имеет клепаную конструкцию. В нем размещены электроприводы рулевых сопел и тормозной РДТТ второй ступени. На поверхности хвостового отсека находятся нижние узлы крепления подвесных баков СМТ. К торцевому кольцу отсека крепится конический кожух для защиты агрегатов ДУ от газов, истекающих из рулевых сопел [2].
На второй ступени установлена двигательная установка (ДУ) 11Д49, состоящая из маршевого двигателя и двигателя (системы малой тяги) СМТ.
Для защиты КА на атмосферном участке полета РН используется головной обтекатель. Он состоит из двух полустворок, соединенных в единое целое замками продольного стыка. Крепление обтекателя к приборному отсеку второй ступени осуществляется замками поперечного стыка. Полустворки обтекателя клепаной конструкции и выполнены из алюминиевых сплавов. После раскрытия замков створки расталкиваются пружинными толкателями.