Наиболее экономичной и распространенной является силовая схема топливного отсека с несущими баками, стенки которых одновременно выполняют роль оболочки корпуса ракеты. Создавая в таких баках сравнительно небольшое внутреннее давление наддува, можно исключить опасную для тонкостенных оболочек потерю устойчивости и одновременно способствовать бескавитационной работе насосов ТНА. Длина топливного отсека несколько сокращается, если он выполняется в виде единой оболочки, объем которой делится на полости горючего и окислителя герметичной перегородкой. Для стабилизации ракеты промежуточная перегородка может разделять пополам полость, занятую одним и тем же компонентом, причем компонент сначала расходуется из нижней части бака, а затем — из верхней.
В схеме топливного отсека с подвесными баками (которые могут иметь цилиндрическую, сферическую, торообразную или иную более сложную форму) они крепятся силовыми узлами к несущему корпусу. С другими отсеками такой корпус соединяется также торцевыми шпангоутами. Аналогичную конструкцию имеет хвостовой отсек, в котором размещаются ЖРД и некоторые элементы арматуры системы подачи топлива.
Разделение ракетных блоков может происходить как до включения ЖРД блока последующей ступени путем торможения блока предшествующей ступени вспомогательными ракетными двигателями («холодное» деление), так и при работающем ракетном двигателе на участке спада тяги («горячее» деление).
Управление вектором тяги современных ЖРД, необходимое для полета ракеты по заданной программе, осуществляется поворотом камеры РД с помощью управляющих ракетных двигателей малой тяги, вдувом части газа за критическую часть сопла и другими способами. В случае многокамерной ДУ управляющий момент можно также создать рассогласованием тяг неподвижных камер, тяга каждой из которых регулируется в определенных пределах.
В ракетном блоке с РДТТ роль топливного отсека с запасом твердого топлива выполняет корпус РД, а в хвостовом отсеке размещается сопловой блок и оборудование, необходимое для управления вектором тяги. Управление осуществляется либо поворотом одного или нескольких сопел, либо боковым вдувом газа в основной поток продуктов сгорания в зоне расширяющейся части сопла, что приводит к газодинамической асимметрии потока и перераспределению давления на стенки раструба, создавая результирующий управляющий момент относительно центра масс ракеты.
Тяга, развиваемая РДТТ, передается на последующие отсеки или ракетные блоки (в составной ракете поперечного деления) с помощью переходной стержневой фермы или подкрепленной стрингерами оболочки. Чтобы иметь возможность выключить РД до полного выгорания топлива и отделить корпус РДТТ от головной части боевой ракеты, на его переднем днище могут быть предусмотрены наклонные сопла обратной тяги. При достижении определенного сочетания значения скорости полета, ее направления и координат ракеты по специальной команде системы управления эти сопла открываются и направляют газовый поток из камеры сгорания через переднее днище корпуса, создавая обратную тягу, обеспечивающую разделение.
Система управления ракеты предназначена для получения параметров движения в конечной точке участка выведения, необходимых для выполнения поставленной перед ракетой задачи. Одновременно СУ должна обеспечивать решение задачи устойчивости движения и снижения внешних нагрузок на корпус ракеты. В простейшем случае траектория выведения ракеты задается заранее. В более сложном применяется терминальная система управления, которая не приводит траекторию к заданной, а допускает существенные отклонения от нее, следя, однако, за тем, чтобы кинематические параметры в конце активного участка были расчетными. Последний метод требует применения мощных цифровых ЭВМ.
СУ состоит из датчиков, преобразующих устройств и рулевых машин. В качестве датчиков обычно используются гироскопические стабилизированные платформы, сохраняющие свое положение относительно неподвижных звезд неизменным и позволяющие измерять углы отклонения корпуса ракеты относительно связанной с такими платформами системы координат. На ГСП устанавливаются приборы, реагирующие на линейные ускорения в продольном и двух поперечных направлениях. Интегрируя нужное число раз сигналы, снимаемые с этих приборов, можно получить полное представление о кинематике движения ракеты, в частности о скоростях и сносах в поперечных к траектории направлениях.
Рулевые машины являются сложным электромеханическим (гидравлическим) приводом для поворотов основного РД или специальных рулевых РД в соответствии с сигналами, вырабатываемыми преобразующими устройствами. Помимо основных задач СУ выполняет и другие функции: подачу питания на нужные приборы, программно-логическое управление работой систем ракеты при подготовке и старте ракеты, взведение взрывательных устройств. Высокие требования, которые предъявляются к надежности СУ, приводят к необходимости дублирования и резервирования наиболее ответственных контуров управления.
Обеспечивает работу системы управления бортовая цифровая вычислительная машина. Она предназначена для решения на борту движущегося объекта (ракеты) задач управления движением и стабилизацией, автономной и инерциальной навигации, программного управления и т. д. Различают специализированные и универсальные БЦВМ.
Глава 2. Баллистические ракеты средней дальности
Накопленный опыт в создании первых баллистических ракет военного назначения позволил конструкторам заняться проектированием ракет с повышенной дальностью. Первыми к этим работам приступили советские ракетчики. Сразу по окончании работ по ракете Р-2 от правительства в 1952 г. поступило распоряжение спроектировать ракету с дальностью полета более 1000 км. Задание поручили ЦКБ-1. Уже в 1953 году ракета, получившая обозначение Р-5, была представлена на летные испытания, которые проводились на полигоне Капустин Яр.
Испытания проходили с переменным успехом. Несмотря на все сложности, доводка ракеты продолжалась. Р-5 была выполнена одноступенчатой, с жидкостным ракетным двигателем, работающим на
