Техника и вооружение 2015 04 - [5]
Нельзя сказать, чтобы эти сообщения были восприняты как гром среди ясного неба. Еще в 1963 г. в американской печати появились сообщения о подобных проблемах, выявившихся на ракетах «Титан-2».
Первыми под подозрение попали разъемные соединения в топливной системе. Их применение определялось требованием по обеспечению ремонтопригодности ракеты. Оно не являлось надуманным. Как известно, первенцы КБЮ, ракеты Р-12, производились промышленностью до 1964 заслужили до 1989г. Столь долгая жизнь достигалась плановой переборкой ракет с заменой части деталей, которая осуществлялась на ремонтных заводах. Но Р-12 эксплуатировались в частях «сухими» – заправка части ракет штатными компонентами проводилась в исключительных случаях.
А Р-36 должны были годами нести боевое дежурство в заправленном состоянии.
Пришлось коренным образом пересмотреть конструкцию ракеты, исходя из замены разъемных соединений на сварные. Количество неразъемных соединений уменьшили более чем на порядок – до 23. Сварочные автоматы появились даже в цеху общей сборки ракеты.
Но это не решило проблему. Выяснилось, что текут и сварные швы. А затем конструкторы пришли к осознанию еще более печального факта: протечки образуются и вне зон сварных швов. Негерметичность алюминиевых сплавов проявлялась в относительно тонких стенках топливных магистралей. Сказывалась высокая капиллярная проницаемость паров компонентов топлива. В результате алюминиевые сплавы заменили на сталь. Для сопряжения стальных и алюминиевых конструкций ввели биметаллические переходники. Специальное производство этих переходников было организовано на заводе в г. Орджоникидзе на Северном Кавказе.
Однако и после этого ракеты продолжали течь. Выявилась необходимость исключить неметаллические включения в алюминиевых деталях. Пришлось ввести вакуумный переплав сплавов и фильтрацию жидкого металла через стеклоткань. На всех этапах производства изделия подвергались ультразвуковому контролю. Для проверки герметичности применили гелиевые течеискатели.
По мере совершенствования технологических процессов диаметр оставшихся капилляров становился все меньше и меньше. В результате обнаружилось благоприятное явление – самозакупорка этих капилляров при попадании в них жидкости.
На ракету внедрили систему дистанционного контроля загазованности с датчиками, размещенными в хвостовых и приборных отсеках.
Провели эксперимент на полноразмерном топливном отсеке второй ступени, в разделительное днище которого ввели устройство для регулирования протечек окислителя. Выяснилось, что гидравлическая система предохранения топливных баков предотвращает катастрофические последствия при обильных протечках, а при постепенном проникновении окислителя в нижний бак образуются не нитраты, а хорошо растворимые в «гептиле» нитриты.
Все мероприятия по обеспечению герметичности внедрялись постепенно и были реализованы в полном объеме в изделии 8К67М, испытанном тремя пусками по Камчатке весной 1968 г. и полностью сменившем в производстве первоначальную 8К67 с начала 1969 г.
Но полсотни исходных 8К67 уже поставили в войска и требовалось исключить течь и на этих изделиях. В части направлялись заводские бригады, силами которых места утечки обматывались специальной сорбирующей углетканью, которая изготавливалась в двух модификациях – УТСГ и УТСО, предназначенных, соответственно, для ремонта систем либо горючего, либо окислителя. Все «вылеченные» ракеты успешно несли службу вплоть до снятия с вооружения. Опыт доработки Р-36 послужил основой для успешного создания ампулизированных ракет следующих поколений.
Моноблочные МБР Р-36 состояли на вооружении до 1978 г.
Компоновка ракеты Р-Зборб (8К69).
В отличие от всех других стратегических ракет, «тридцатьшестой» пришлось нести службу не только в качестве МБР, но и как принципиально новое оружие, предназначенное для нанесения удара по наземным объектам из космоса.
Проектирование орбитальной ракеты Р-Зборб (8К69) велось вслед за работами по МБР. От нее она отличалась в основном головной частью массой 3648 кг, в состав которой наряду с боевым блоком 8Ф673 массой 1410 кг входил так называемый «отсек управления» 8Ф021. В выполненном в виде усеченного конуса отсеке 8Ф021 располагались тороидальные баки азотного тетраоксида и «гептила», однокамерный тормозной двигатель 8Д612, а также приборы автомата стабилизации и автомата управления дальностью. Двигатель, разработанный в Днепропетровске, в КБ-4 ОКБ- 586, обеспечивал удельный импульс 312,2 кг.с/ кг и допускал регулирование тяги в пределах ±7%. Так как запуск двигателя должен был производиться после часового пребывания в невесомости, потребовалось провести его испытания на летающей лаборатории Ту-16. Перед включением двигателя 8Д612 самолет летел по параболической траектории, как это осуществлялось при тренировках космонавтов на невесомость. В ходе десяти полетов подтвердилась возможность включения двигателя даже при отрицательной перегрузке 0,05 единицы.
Вместе с орбитальной головной частью от ракеты отделялся приборный отсек, в котором находилась большая часть приборов инерциальной системы управления с гиростабиллизированной платформой, с дополнительно введенным радиовысотмером. Приборный отсек был меньше, чем на МБР, часть элементов системы управления оставалась в переходнике, дополнительно введенном на вторую ступень ракеты. Приборный отсек отделялся от орбитальной головной части перед включением тормозной двигательной установки.
