Обычно для этих целей служит стержневая конструкция — рама, играющая роль переходного отсека между корпусом и ракетой.
Впервые принятая на ракете Р-12 конструкция четырехкамерного двигателя позволила произвести его компоновку непосредственно на корпус, исключив традиционную раму. Передача четырех сосредоточенных сил от камер двигателя потребовала создания специального силового кольца — развитого шпангоута сборной конструкции, ставшего частью корпуса хвостовой части ракеты. Однако эта удачная силовая завязка в дальнейшем не применялась, так как конструкция двигателей не позволяла ее осуществить.
На ракетах Р-14 и Р-16 вновь вернулись к схеме крепления с помощью двигателя рамы, как это было принято в конструкциях С.П. Королева. Однако на ракете Р-16 в отличие от применявшейся схемы, когда рама по отношению к двигателю направлена вперед и работает на сжатие, была принята схема рамы, направленной назад. При такой компоновке стержни нагружались растягивающими усилиями. За счет этого удавалось существенно сократить длину корпуса хвостового отсека. А стержни, работающие на растяжение, позволяли более полно использовать прочностные характеристики материала, поскольку сжатые рамы теряют устойчивость вследствие малой жесткости на кручение при достаточно низком уровне напряжений.
На ракетах Р-12 и Р-14, как и на королевской Р-5, на хвостовом отсеке устанавливались четыре аэродинамических стабилизатора. В дальнейшем от них отказались. На этих же ракетах исполнительными органами системы управления служили газовые рули, находившиеся в струе газового потока двигателя. Они доставляли много хлопот в эксплуатации. Поэтому на ракете Р-16, как и на всех последующих, исполнительными органами системы управления стали качающиеся малогабаритные рулевые двигатели.
Решения конструктивно-силовых схем, найденные при создании ракет первого поколения, послужили фундаментом для проектирования следующих поколений ракет. Преемственность этих решений прослеживается при анализе особенностей их конструкций.
Как отрабатывались системы
Созданные в конструкторском бюро 'Южное' и принятые на вооружение ракеты отличались высокой надежностью в эксплуатации. Это стало возможным благодаря всесторонней, тщательной и комплексной отработке узлов и агрегатов в лабораторных условиях и на специальных стендах, целью которой являлось подтверждение правильности принятых решений.
Понимая всю важность этого этапа становления совершенства создаваемых ракет, М.К. Янгель с первых шагов своей конструкторской деятельности поставил перед коллективом задачу организации собственной инженерно-исследовательской лабораторно-испытательной базы. В результате в кратчайшие сроки возникает куст экспериментальных подразделений, в которых производится широкомасштабная отработка будущих ракет. Это, прежде всего, лаборатории статических и динамических испытаний прочности ракет, отработки элементов пневмогидравлических схем, стенды для проливки топливных систем и стенды для огневых испытаний жидкостных и твердотопливных двигателей, лаборатории климатических испытаний, антенный зал. Был разработан и создан уникальный испытательный комплекс, на котором воспроизводились нагрузки, возникающие при транспортировке ракеты, и подвижная лаборатория для испытаний в натурных условиях при перевозке по железной дороге. Для создания условий, отличных от земных, испытательное оборудование стало пополняться барокамерами и центрифугами, позволявшими имитировать внеземные условия, приближающиеся к космическим.
Впервые в лабораторных условиях было реализовано силовое нагружение конструкций, моделирующих корпус головной части неравномерным, типа аэродинамического, поверхностным внешним давлением. Был разработан и создан не имевший аналогов стенд, на котором за счет пропускания электрического тока удалось имитировать разогрев и разрушение теплозащитного покрытия, нанесенного на металлические образцы с одновременным силовым нагружением. Эти исследования подтвердили обоснованность расчетной схемы, учитывающей влияние теплозащитного покрытия при определении прочности конструкции корпуса головной части.
Параллельно с развитием собственной экспериментальной базы были предложены и внедрены в практику новые и во многом оригинальные в методологическом плане подходы к отработке функционирования различных систем и агрегатов, работающих в стандартных условиях при экстремальных параметрах нагружения и экстремальных условиях окружающей среды. Эти испытания, как правило, проводились в смежных организациях, а способы и методы их реализации отличались большим разнообразием.
Для отработки запуска двигателя в невесомости и системы ориентации и стабилизации головной части широко использовались самолеты и вертолеты. Впервые была разработана и отработана комплексная методика бросковых испытаний для отработки минометного старта ракеты и процессов, связанных с разделением головных частей, широкое развитие получили функциональные испытания для отработки отстрела и раскрытия конструктивных элементов ракет. Проводились испытания на функционирование и прочность, при которых нагрузки создавались за счет разгона на специальных ракетных треках. Важная новая проблема возникла при отработке стойкости головных частей к поражающим факторам ядерного взрыва. Для имитации нагрузок, возникающих при воздействии рентгеновского излучения, использовалось пластиковое взрывчатое вещество, которое наносилось на боковую поверхность корпуса. Испытания проводились в специальных боксах.
Снимаемые с вооружения ракеты использовались для отработки как систем противоракетной обороны, так и средств преодоления ПРО противника. Наибольшее количество летных испытаний по сохранному приземлению головных частей в районе падения с помощью парашютных систем осуществлено в конструкторском бюро М.К. Янгеля.
Широкое развитие в конструкциях ракет получил принцип унификации. Это, в первую очередь, преемственность принципиально новых решений, а также максимальное использование наиболее удачных отработанных элементов конструкций, применение существующей оснастки для изготовления проектируемых ракет. Особо следует подчеркнуть, что принятые базовые диаметры ракет и схема построения ступеней существенно ускорили разработку новых машин. В практике проектирования использовались унифицированные для ракет различного класса боевые блоки, блоки жидкостных и твердотопливных ракетных двигателей, а в последующем и унифицированная разделяющаяся головная часть для трех вариантов комплектации боевыми блоками различного класса. Широко применялись ставшие стандартными разрывные болты, пиротехнические устройства и элементы автоматики.
Для реализации преимуществ, связанных с переходом на высококипящие компоненты топлива, были разработаны и последовательно внедрены многие принципиально новые конструктивные решения. Важными шагами в совершенствовании пневмогидравлической схемы ракеты стали работа турбонасосного агрегата непосредственно от основных компонентов топлива, наддув топливных баков продуктами сгорания топлива, а затем применение предварительного химического наддува баков. Следующим этапом явилось введение на топливных магистралях мембран, замена плоскопрокладочных, ниппельных и резьбовых соединений на штуцерно-торцевые и сварные, введение триметаллического разделительного днища в топливном отсеке. Осуществлена была также герметизация приборного отсека. Все это подготовило почву для создания ампулизированной ракеты с высокой степенью герметичности, которую контролировала дистанционная система определения загазованности.
Предметом особого внимания при проектировании всегда был процесс разделения первой ступени от второй. Для уменьшения неучтенного участка траектории после прохождения команды на разделение и подрыв разрывных болтов необходимо как можно быстрее начать полет второй ступени.
Первоначально был отработан самый простой вариант — разделение с помощью использования специально устанавливаемых для этих целей пороховых ракетных двигателей. Но это дополнительный вес.
Поиски более экономичных путей привели к анализу всегда имеющихся внутренних резервов. Для
