Техника и вооружение 2012 11 - Коллектив авторов - Страница 13

Внешне ракета Р-12 походила на Р-5М, отличаясь от нее более технологичной конусной,а не оживальной формой передней части корпуса и наличием конической юбки хвостового отсека. Последняя была обусловлена применением более широкого четырехкамерного двигателя РД-214. По сравнению с однокамерной такая схема обеспечивала уменьшение длины двигателя на 25-30%. В сочетании с повышением плотности окислителя на треть (а горючего – более чем на четверть) это позволило скомпоновать ракету Р-12 в том же диаметре (1,652м) и длиной, всего на 2% превышающей длину Р-5М (21,1 м против 20,747 м), несмотря на утяжеление в 1,43 раза (с 28,61 до 41,7 т).

Двигатель РД-214.

Для снижения статической неустойчивости с учетом большей плотности окислителя его бак переместили вперед и разделили внутренним днищем на два объема. На промежуточном днище размещалась воронка топливоприемника, связанная со снабженным перекрываемым клапаном трубопроводом перелива. Его протяженность была несколько меньше длины нижней секции бака, так как на всех этапах полета питание двигателя осуществлялось только из этой части бака. В полете в первую очередь расходовалась большая часть окислителя из нижней емкости, что обеспечивало необходимый сдвиг вперед центра тяжести.

Для гашения колебаний жидкости в полости бака устанавливались продольные пластины.

Как и на Р-5М, баки основных топливных компонентов Р-12 выполнили по поперечной силовой схеме с подкреплением только шпангоутами, без стрингеров. На смену проблеме хладостойкости металла при контакте с жидким кислородом пришла другая «головная боль». Требовалось обеспечить стойкость применяемых материалов к воздействию агрессивной азотной кислоты. Впервые топливные баки баллистической ракеты изготовили из алюминиево-магниевого сплава АМг-6. Автоматическая сварка баков велась в среде нейтрального газа – аргона.

Перекись водорода размещалась в кольцевом баке, установленном перед двигателем, сжатый воздух-в торовом баллоне позади бака горючего. За счет увеличения поперечных габаритов двигателя при переходе на четырехкамерную схему удалось закрепить двигатель непосредственно на корпусе ракеты, отказавшись от двигательной рамы, использовавшейся на ракетах С.П. Королева. Для передачи сосредоточенных сил от камер сгорания на корпус хвостового отсека применили специальное силовое кольцо шпангоута отсека сборной конструкции.

Сухие отсеки (переходный, связывающий с головной частью, межбаковый приборный и хвостовой двигательный) были выполнены по традиционной схеме подкрепленной оболочки клепаной конструкции с применением титанового сплава В-95 в элементах силового набора и дюралюминия Д-16 в обшивке. Исходя из условий эксплуатации размещенной на раме- крестовине бортовой аппаратуры (с суммарным весом приборов 430 кг) в корпусе приборного отсека пришлось организовать четыре больших, симметрично расположенных люка, под которые отошла большая часть поверхности отсека. Для обеспечения устойчивости конструкции отсека при минимальной массе внедрили развитые подкрепленные панели, сформированные из профилей закрытого типа, отштампованных из листа той же толщины, что и обшивка отсека. Близость всех размеров поперечного сечения профиля к расстоянию между стрингерами обеспечивала равнопрочность сечения панели в целом.

На хвостовом отсеке располагались четыре опорных кронштейна с винтовыми опорами для обеспечения точной вертикализации ракеты.

Общий вид ракеты Р-12. Рис. А. Чечина.

Разместить приборы в межбаковом отсеке решили конструкторы ОКБ-586. В первоначальном проекте НИИ-88 они находились непосредственно за головной частью, так что гироскопические приборы воспринимали изгиб корпуса как угловое отклонение ракеты, что усложняло процесс управления.

В отличие от боевых ракет, спроектированных С.П. Королевым, в изделии М.К. Янгеля применялась автономная система управления, не требующая развертывания наземных радиотехнических средств и не подверженная помехам. Наряду с традиционными гироприборами (гирогоризонтом 8/1251 и гировертикантами 8Л252 и 8Л253) автомата стабилизации в бортовой аппаратуре использовался автомат управления дальности с электролитическими интеграторами.

В зависимости от силы и продолжительности тока, пропускаемого через электролитический элемент в процессе предстартовой подготовки, на одном из его электродов образовывался слой хлористого серебра, толщина которого была пропорционально скорости, требуемой при стрельбе на заданную дальность. В полете через электролитический элемент (интегратор) пропускался электрический ток, пропорциональный сигналу от акселерометра, замеряющего кажущееся ускорение (перегрузку). Ионы хлора переходили с электродов в заполняющий этот прибор раствор поваренной соли. После израсходования запаса хлористого серебра на электроде начинал образовываться водород, сопротивление цепи резко возрастало, что приводило к срабатыванию электрического реле и выдаче команд на спад тяги и отключение двигателя. Для улучшения точности и повышения надежности команда выдавалась по срабатыванию трех из пяти установленных на ракете приборов 8Л320 с электролитическими элементами 8Л323.

Для обеспечения точной реализации главной команды выключение двигателя производилось после предварительного дросселирования тяги двигателя.

При увеличенной по сравнению с Р-5М дальности разбросы приращения скорости, получаемой при отделении головной части, в большей мере сказывались на точности попаданий. Отделение головной части производилось пневматическим толкателем, так как поддержание постоянного давления в пневмосистеме оказалось более простой задачей, чем снижение разбросов показателей упругости пружинных устройств. Кроме того, для повышения надежности ранее применявшиеся и нередко отказывавшие пневмозамки крепления головной части заменили пироболтами – впервые в отечественном ракетостроении.

Приняли меры и для снижения величины приращения скорости, приобретаемого головной частью при отделении. При этом обеспечивалась относительная скорость ее расхождения с корпусом ракеты, достаточная для исключения последующего соударения. В соответствии с известным законом Ньютона для этого было нужно уменьшить массу отталкиваемого от головной части корпуса ракеты с остатками топлива. Чтобы свести к минимуму остатки топлива на момент отделения головной части, величина заправляемого в ракету топлива зависела от прицельной дальности конкретного пуска.

Головную часть конической формы со сферическим днищем и конической юбкой выполнили из стали, с нанесением на боковую поверхность теплозащиты – минеральной обмазки, на стадии летных испытаний замененной на асботекстолит. Три четверти объема корпуса головной части занимал боевой отсек.

В качестве органов управления ракетой использовались только графитовые газовые рули. Принятые меры по снижению неустойчивости изделия (применение промежуточного днища в баке окислителя, конической юбки хвостового отсека и установленных на нем пластинчатых стабилизаторов) позволили обойтись без аэродинамических рулей. Решительный отказ от применения аэродинамических рулей, эффективность которых возрастала на наиболее ответственных участках полета при действии наибольших возмущений при максимальном скоростном напоре, обеспечил облегчение и упрощение конструкции и, соответственно, повышение ее надежности. Небольшие треугольные стабилизаторы на Р-12 располагались в тех же плоскостях, что и газовые рули.

Головным разработчиком наземного комплекса было определено ГСКБ специального машиностроения (ныне ФГУП «КБОМ им. академика В.П. Бармина»), при этом основные агрегаты оборудования (установщики, транспортные средства) создавались ЦКБ транспортного машиностроения.