РН
                  "Космос-2"
 
8 августа 1960 г. вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О создании ракеты-носителя 63С1 на базе боевой ракеты Р-12, разработке и запуске 10 малых ИСЗ», которое утверждало программу космических исследований, предложенную ОКБ-586 (г.Днепропетровск, главный конструктор М.К. Янгель). Первый пуск (изделие с бортовым номером 1ЛК) состоялся 27 октября 1961 г. со спутником ДС-1 (днепропетровский спутник, тип 1) из шахтной пусковой установки стартового комплекса «Маяк-2». Пуск был аварийным. Первый успешный (и третий по счету) пуск состоялся 16 марта 1962 г., на орбиту был выведен спутник ДС-2 - сферический контейнер со стержневыми антеннами, внешне напоминающий «ПС-1» или «Луну-1» и снабженный передатчиком системы «Маяк» с питанием от аккумуляторных батарей, излучающим когерентные радиосигналы. Спутник в сообщении ТАСС получил название «Космос-1», в дальнейшем космические аппараты, истинное название и назначение которых не хотели разглашать, получали название «Космос» с порядковым номером.
 
Индекс ракеты складывался из двух частей: число 63 взято из индекса исходной Р-12 (8К63 в соответствии с классификацией ГРАУ – главного ракетно-артиллерийского управления); С1 (ступень №1) – обозначение второй ступени, введенное ОКБ-586 (планировалось создать целый ряд носителей на базе БР путем добавления второй ступени и вторая ступень для носителя на базе Р-12 получила порядковый номер 1). После модернизации ракета получила индекс 63С1М (М означает модернизированная), который позднее был заменен на стандартный индекс ГРАУ 11К63. Такая смена видимо связана с тем, что до 1966 г. и ракеты-носители и баллистические ракеты (БР) имели одинаковую первую цифру индекса – 8, и для того чтобы отличать ракету-носитель от БР, на базе которой она была создана, был удобен составной индекс. С 1966 г. ввели собственные первые цифры в индексах ракет для Сухопутных войск (9), РВСН (15) и ракет-носителей (11), вследствие чего обозначение было приведено к стандартному виду. В открытой печати 63С1 называлась «Космос», а модернизированная 63С1М (11К63) - «Космос-2». В соответствии с принятой на Западе алфавитной классификацией советских РН по так называемой «таблице Шелдона», «Космос» получил индекс В-1 вслед за несколькими модификациями «семёрки», именуемой носителем серии А.
 
РН 63С1 включала в себя две ступени и космическую головную часть (КГЧ). В качестве первой ступени использовалась экспериментальная 8К63Ш (модификация наземной Р-12, предназначенная для проверки возможности пусков баллистических ракет из шахты), имеющая повышенные запасы прочности, высокую надежность, и к этому времени уже успешно испытанная в пусках из экспериментальных шахтных комплексов «Маяк» ГЦП №4 Капустин Яр.
 
На "Южмашзаводе" (г. Днепропетровск) при ОКБ-586 в период 1956-1959 гг. ещё серийно выпускались ракеты Р-2 и Р-5 с базовым диаметром корпуса 1,652 м и с несущими баками для компонентов топлива (баком горючего Р-2 и обоими баками Р-5). Для убыстрения разработки и производства новой ракеты Р-12 решено было широко использовать технологическую базу, созданную для Р-2 и Р-5. Поэтому за базовый диаметр корпуса Р-12 был выбран диаметр 1,652 м, радиусы днищ и марки конструкционных материалов остались теми же.
 
Бак окислителя ракеты Р-12 изготовлен из сплава АМг-6, имеет сложную конструкцию и состоит из двух отсеков: верхнего и нижнего, разделенных общим полусферическим днищем. Цилиндрические обечайки отсеков гладкие сварные, из колец, образованных путем сварки гнутых листов с утолщениями в местах сварки, снабжены силовыми торцевыми, промежуточными шпангоутами. Сверху и снизу бак ограничен полусферическими днищами, соединенными с обечайками с помощью торцевых шпангоутов. Полость верхнего отсека соединена с полостью нижнего с помощью трубопровода перелива, укрепленного в центральной части воронки топливоприемника бака окислителя. Здесь же установлен клапан перелива топлива, включающий в нужный момент подачу окислителя из верхней части бака. Столь сложная конструкция была впервые применена в практике отечественного ракетостроения и использовалась для улучшения центровки ракеты при прохождении ею зоны максимальных скоростных напоров. Как известно, в то время, как летательный аппарат в полете переходит через звуковой барьер скорости, аэродинамические центры смещаются. К этому добавляется смещение центра масс по оси ракеты вследствие выработки топлива из ее баков. Такое явление было не столь заметно на первых ракетах, использующих в качестве окислителя жидкий кислород, но на Р-12 применяется азотная кислота, имеющая на 33% большую плотность. Изменение центровки отрицательно влияет на работу системы управления: в полете приходится дважды менять управляющие коэффициенты - до перехода через звуковой барьер и после этого. Для уменьшения последствий этого явления и был введен такой элемент, как верхний отсек бака окислителя. При выработке компонента из нижнего отсека изменение («дрейф») положения центра масс не столь значительно, и до перехода через трансзвук СУ может привести его в соответствие с изменением положения аэродинамического центра. Далее включается клапан перелива и окислитель начинает поступать в двигатель из верхней части бака, компенсируя таким образом последующий «дрейф» аэродинамического центра.
 
Внутрибаковая арматура каждого отсека состоит из продольных пластин-гасителей колебаний жидкости, датчиков уровня топлива и заборной арматуры. В верхней части отсеков размещены кольцевые коллекторы наддува.
 
Бак горючего состоит из цилиндрической обечайки и двух полусферических днищ, внутри него по оси в тоннельной трубе проложен расходный трубопровод окислителя. Баки во время полета ракеты наддуваются сжатым азотом, запас которого сосредоточен в батарее баллонов, смонтированных в хвостовом отсеке.
 
В верхних днищах баков устроены люки-лазы, закрытые пологими сферическими крышками.
 
Межбаковый отсек образован цилиндрической оболочкой, а хвостовой отсек - усеченной конической оболочкой. Все оболочки выполнены клепаными, подкрепленными продольно-поперечным силовым набором, причём обшивки отсеков - из алюминиевого сплава "дюраль" марки Д19АТ, стрингеры и шпангоуты из аналогичного сплава Д16Т.
 
Межбаковый приборный отсек имеет внутри крестообразную раму для установки приборов системы наведения и управления. СУ автономная, унаследовавшая многие черты подобной системы ракеты А-4, в том числе гироприборы со значительными габаритами. По-видимому, она содержала минимальное количество электронно-ламповых приборов. Управляющие сигналы - аналоговые, электрические, служат для приведения в действие электрических пневмо- и гидроклапанов и управляющих механизмов. Кабели и трубопроводы проложены по наружной стороне бакового отсека ракеты и закрыты желобом.
 
Хвостовой отсек состоит из цилиндра и конуса. Внутри цилиндрической (верхней) части отсека смонтирован тороидальный сварной бак с перекисью водорода для питания ТНА двигателя. Поверхность хвостового отсека имеет люки для доступа к агрегатам двигателя. Коническая юбка хвостового отсека служит для передачи веса ракеты на пусковое устройство, для чего она имеет в нижней части четыре опорных кронштейна, оборудованных винтовыми опорами для вертикализации ракеты. На кронштейнах крепятся также графитовые газоструйные рули с электрическими рулевыми машинками. Коническая форма юбки вызвана необходимостью размещения газовых рулей, которые иначе не помещались в габариты ракеты. Кроме того, такая компоновка с точки зрения аэродинамики способствовала смещению центра давления ракеты в сторону её донного среза, в результате ракета становилась более статически устойчивой (так как увеличивалось расстояние между центром масс и центром давления, находящимся позади него), что облегчало работу системы управления. Снаружи юбки наземного варианта ракеты Р-12 на кронштейнах жестко закреплены лопасти аэродинамических стабилизаторов, которые на варианте 8К63Ш по-видимому были сняты после первого неудачного пуска из шахты. Снизу хвостовой отсек закрыт донным экраном, который защищает расположенные в этом отсеке агрегаты от воздействия реактивной струи двигателя.
 
Двигатель РД-214 крепится в цилиндрической части хвостового отсека с помощью специальной рамы, связанной тягами с узлами крепления в верхней части камер сгорания. РД-214 построен по открытой схеме (без дожигания отработанного турбогаза) в виде четырехкамерного моноблока с единым турбонасосным агрегатом (ТНА). Отработанный турбогаз сбрасывается через выхлопной патрубок. Камеры сгорания - цилиндрические, с плоскими форсуночными головками и профилированными соплами. Охлаждение камер - комбинированное, проточно-завесное. Охлаждающий компонент - горючее.
 
Двигатель работает на азотно-кислотном окислителе АК-27И (27 %-й раствор окислов азота в азотной кислоте, ингибированной йодом) и углеводородном горючем ТМ-185 (продукт переработки керосина, обогащенный непредельными углеводородами), имевшем плавные характеристики при зажигании и обеспечивавшем более устойчивое горение с азотной кислотой, чем обычный керосин или ракетное горючее РГ-1. Привод ТНА - от турбины, вращаемой газами, получаемыми в газогенераторе путем каталитического разложения 80 %-ной перекиси водорода на посеребренных медных сетках.
 
Запуск двигателя «пушечный», без предварительной ступени. Зажигание топлива в камерах - химическое, при помощи пускового горючего ТГ-02 (фактически это немецкая «Тонка-250» - смесь триэтиламина и изомерных ксилидинов в соотношении 50:50, буквы ТГ означают трофейное горючее), заливаемого перед заправкой ракеты в магистраль горючего между ТНА и главным клапаном.
 
Тяга двигателя регулируется перед выключением (через режим конечной ступени) путем изменения расхода перекиси водорода через газогенератор. Система регулирования тяги существенно повышает эффективность ракеты, так как позволяет осуществлять полет с оптимальным ускорением на всем активном участке траектории полета. Перед отключением для получения минимального импульса последействия двигатель переводится на конечную ступень тяги.
 
Вторая ступень создавалась как автономная ракета, имеющая все необходимые системы. Главным лозунгом проектантов стала борьба за её облегчение, для чего пришлось идти на определенные компромиссы. Так, например, поступили с СУ: в большей степени контролирующие функции передали «земле» - упрощенная система наведения с инерциальными датчиками пересылала по радиоканалу информацию о параметрах полета на наземный вычислительный комплекс, который выдавал командные сигналы органам управления ступени и определял моменты выключения двигателя.
 
Вторая ступень состояла из переходного отсека, бака окислителя, межбакового отсека с блоками системы управления, бака горючего, хвостового отсека и фермы крепления к первой ступени.
 
В клёпаном алюминиевом переходном отсеке размещались некоторые приборы и силовой шпангоут для интеграции полезного груза со ступенью. Снаружи отсека устанавливались петлевые антенны системы телеметрии и радиоуправления.
 
Баки окислителя и горючего имели аналогичную конструкцию из сплава АМг-6 и состояли из гладких цилиндрических оболочек и полусферических днищ. Внутри баков расположены продольные демпфирующие перегородки, препятствующие плесканию компонентов во время полета. Внутри бака горючего в тоннеле проложен расходный трубопровод окислителя. Наддув баков – "горячий", обеспечивался устройствами двигателя РД-119. Бак окислителя наддувался продуктами испарения жидкого кислорода в теплообменнике, встроенном в выхлопной патрубок ТНА. Бак горючего наддувался газом, образующимся при смешивании части генераторного газа с НДМГ.
 
Приборы системы управления второй ступени устанавливались на раме, расположенной в межбаковом отсеке клепаной конструкции. Для доступа к гироприборам имелись характерные вырезы с люками.
 
 
 
1
опоры крепления
  газовых рулей;
2 лопасти
   стабилизаторов;
3 турбонасосный        агрегат;
4 торовый бак
  перекиси
  водорода;
5 бак горючего;
6 гаргрот;
7 приборный
   отсек;
8, 22 - петлевая
   антенна;
9 клапан
   перелива;
10 нижний бак
   окислителя;
11 заборная
   арматура;
12 промежуточное
   днище;
13 верхний отсек
   бака окислителя;
14 силовой
  шпангоут
  крепления 
  головной части;
15 хвостовая юбка
  головной части;
16 боевой отсек
  головной части;
17 торцевой
  шпангоут
  хвостового
  отсека;
18 штеккерные
   входы;
19 газовый руль;
20 головной
  обтекатель;
21 полезный груз;
23 рама крепления
  полезного груза;
24 бак окислителя
  второй ступени;
25 приборный
  отсек второй
  ступени;
26 бак горючего
  второй ступени;
27 хвостовой
  отсек второй
  ступени;
28 двигатель;
29 ферма
  крепления второй
  ступени;
30 приборы
  системы
  управления
  первой ступени;
31 датчик системы
  определения
  уровня топлива;
32 хвостовой
  отсек первой
  ступени;
33 камера
  сгорания
  двигателя первой
  ступени
 РН  63C1                                                                                                         БРСД Р-12
Блок космической головной части (КГЧ) включал в себя ГО, внутри которого на силовой раме-шасси крепился ПГ. Обтекатель предназначался для защиты ПГ от набегающего потока воздуха при выведении на орбиту. Он имел форму конуса с закругленной вершиной, переходящего в цилиндр и состоял из двух аналогичных тонкостенных оболочек, подкрепленных внутренним силовым набором и соединенных пироболтами. ГО сбрасывался («располовинивался») после прохождения верхних слоев атмосферы на активном участке полета второй ступени вскоре после начала ее работы. Для уменьшения воздействия на систему управления РН обтекатель разделялся по симметричной схеме с одновременным раскрытием стыков между секциями и уводом («разбрасыванием») створок на безопасное расстояние.
 
К нижнему силовому шпангоуту бака горючего на раме крепилась двигательная установка, состоявшая, кроме двигателя РД-119 (дальнейшее развитие не слишком удачного РД-109), из трёх пар рулевых сопел с газораспределительными клапанами с электроприводами. ТНА двигателя РД-119 выполнен по одновальной схеме. Газогенератор двигателя однокомпонентный, работает на принципе термокаталитического разложения НДМГ и имеет неохлаждаемый корпус. Для повышения эффективности системы управления полетом в первые секунды работы РД-119 предусматривался перепуск газа из газогенератора в рулевые сопла, минуя турбину. Значительное повышение надежности двигателя достигалось благодаря форсуночной головке, обеспечившей устойчивый рабочий процесс в камере сгорания, а также за счет введения сварных соединений в турбине и газогенераторе вместо фланцевых и отработкой технологического процесса изготовления узлов и агрегатов. Снаружи ЖРД закрывался цилиндрическим хвостовым отсеком, в нижней части которого имелась решетчатая ферма для выхода газов работающего двигателя 2-й ступени. Нижние зубцы решеток крепились к плоскому асботекстолитовому теплозащитному экрану с коническим выступом в центральной части, который защищал бак окислителя первой ступени от воздействия горячих газов работающего ЖРД верхней ступени. Этим экраном вторая ступень устанавливалась на ракету Р-12. Двигатель второй ступени включался, когда двигатель первой ступени переходил на конечную ступень тяги. Когда РД-119 выходил на режим, открывались замки крепления; экран вместе с фермой оставался на первой ступени, а вторая продолжала полет. Такая схема разделения называется «горячей» (в отличие от «холодной» схемы, когда включение двигателя последующей ступени происходит после выключения двигателя предыдущей ступени и ее отделения). Преимущества схемы: нет необходимости в двигателях осаждения топлива на второй ступени, так как отсутствует участок невесомости, так же не нужны тормозные двигатели для отделения первой ступени; практически отсутствует участок неуправляемого полета РН. После окончания работы двигателя спутник отделялся от ступени с помощью пружинных толкателей, последняя же тормозилась с помощью РДТТ.
 
Для повышения грузоподъемности была проведена модернизация РН 63С1, модернизированная ракета получила индекс 63С1М. Грузоподъемность повысили за счет заправки в баки второй ступени переохлажденных компонентов топлива, имеющих большую плотность, применения в качестве первой ракеты Р-12У (8К63У, буква У означает универсальная, т.е. и для шахтных и для наземных стартов), отличавшейся от Р-12 новой СУ, ЖРД с измененной циклограммой работы и баками облегченной конструкции. Для увеличения количества НДМГ, заправляемого в бак второй ступени, в специальном мощном холодильном агрегате производилось его захолаживание до -45°С.
 
Конструкция бака окислителя ракеты Р-12У шахтного базирования была значительно изменена. Система управления этого варианта ракеты могла уже сама справляться с «дрейфом» центровок. Необходимость в разделении бака на два отсека отпала: он состоял только из цилиндрической обечайки и двух полусферических днищ. Так как ветровые нагрузки на ракету шахтного варианта базирования намного меньше, чем на Р-12, к баковому отсеку первой предъявлялись не такие жесткие требования по прочности, вследствие чего удалось снизить толщину стенок баков и уменьшить сухую массу ракеты. Наземное оборудование ракеты Р-12У было выполнено в стационарном исполнении. Уровень автоматизации и механизации процессов подготовки Р-12У к старту и ее заправки был существенно повышен.
 
Основной недостаток модернизированной РН - малая жесткость первой ступени и, как следствие, небольшая ветровая устойчивость носителя. Для РН шахтного базирования это не имело значения, однако новую ракету предполагалось эксплуатировать и с наземных стартов.
 
Для пуска РН 63С1 использовалась экспериментальная шахта «Маяк-2» на государственном центральном полигоне (ГЦП) №4 (Капустин Яр). ШПУ "Маяк-2" имела вертикальную цилиндрическую шахту, вырытую в искусственном холме и укрепленную железобетонной облицовкой. Стакан шахты, выполненный в виде гладкой цилиндрической оболочки диаметром 3000 мм и толщиной стенки 12 мм из стали-30, имел на своей внутренней поверхности направляющие, по которым перемещались бугели, закреплённые на внешней поверхности корпуса первой ступени. После выхода ракеты из шахты бугели отстреливались. Верхняя часть стакана шахты выполнялась в форме раструба. Кольцевое пространство между стаканами и корпусом шахты являлось газоходом, служащим для выброса газовой струи работающего двигателя первой ступени ракеты при старте и в процессе её движения по направляющим. Поскольку длина РН 63С1 значительно превышала длину базовой ракеты, вторая ступень ракеты-носителя возвышалась над срезом шахты.
 
Для предстартовой проверки спутника, а также его интеграции со второй ступенью носителя, на полигоне использовали монтажно-испытательный корпус (МИК) на 20-й площадке. Здесь после установки ИСЗ на ступень на нее «надевался» ГО. Затем полностью собранная вторая ступень краном перегружалась на транспортную тележку, которая подвозилась тягачом к открытой шахте, где уже находилась первая ступень - ракета Р-12, и вторая ступень перегружалась на стрелу установщика. Стрела переводилась из горизонтального положения в вертикальное и опускалась вниз. Нижние узлы второй ступени пристыковывались к верхнему днищу первой ступени и РН в шахте превращалась в единое целое.
 
К собранному носителю подводились фермы башни обслуживания. Внизу, в шахте, откидывались специальные площадки для персонала и проверочного оборудования первой ступени. Далее следовали установка на вторую ступень петлевых антенн, проверка систем и заправка ракеты топливом. Первая ступень заправлялась с помощью штатного стационарного заправочного оборудования, компоненты топлива для второй привозились на стартовую позицию и переливались в баки ступени с помощью передвижных агрегатов-заправщиков на автомобильном шасси.
 
Необходимо обратить внимание, что окислителем на второй ступени служил жидкий кислород. Для его заправки использовалось специальное оборудование, уменьшающее испарение этого компонента и отводящего его пары от ракеты вплоть до момента старта.
 
После проведения всех подготовительно-проверочных процедур фермы башни обслуживания уводились в сторону, чтобы не получить повреждений при пуске ракеты.
 
В 1964 г. для пусков ракеты 63С1М были дооборудованы две шахтные пусковые установки стартового комплекса "Двина" на площадке 86 ГЦП-4. Эти ПУ были оборудованы подвижными башнями обслуживания, на которых были смонтированы кольцевые площадки, обеспечивающие доступ ко всем зонам обслуживания РН. За 15 мин до старта башня обслуживания отводилась от ракеты примерно на 30 м. Первый пуск РН 63С1М со стартовой позиции "Двина" был осуществлен 1 декабря 1964 г., он закончился аварийно. Первый успешный пуск был произведен чуть позднее, 10 декабря. Пуски РН с этой СП продолжались до 1973 г.
 
Для ввода в эксплуатацию нового носителя в Плесецке (НИИП-53) на 133-й площадке полигона был создан наземный стартовый комплекс «Радуга». Из-за ветровых ограничений (допустимая скорость ветра не более 10 м/с), РН на наземном стартовом устройстве требовалось защищать, что делалось с помощью специальной подвижной башни обслуживания высотой 45 м с электроприводом. Она «наезжала» на ракету и имела площадки для доступа к оборудованию РН, установленные на разных уровнях и охватывающие технологические пояса носителя, а также оснащалась мостовым краном. С его помощью могла производиться, в случае необходимости, замена спутника или даже целой незаправленной второй ступени РН на вертикально стоящей ракете.
 
Первый пуск с комплекса «Радуга» произвели 16 марта 1967 г., малый военный спутник «Космос-148» вышел на орбиту, близкую к расчетной.
 
За всё время эксплуатации обеих модификаций РН на базе ракеты Р-12 они летали на орбиту 163 раза, 144 - удачно (общая надёжность 88,4%). Наибольшая доля аварий пришлась на первый вариант (63С1) в первые годы его эксплуатации. Всего эти ракеты вывели на орбиту 145 ИСЗ, причем 22 августа 1964 г. - сразу два. Последний раз РН стартовала с Капъяра 19 апреля 1973 г. с научно-исследовательским ИСЗ «Интеркосмос-9», называемым обычно «Интеркосмос-Коперник-500». В тот же год с этого космодрома стартовал лёгкий «Космос-3М». Начиная с 1974 г. интенсивность пусков «Космоса-2» из Плесецка неуклонно падала, а последний раз она взлетела 18 июня 1977 г. со спутником «Космос-919».
 
 
Перевозка ступеней РН «Космос» и «Космос-2» на грунтовых и железнодорожных тележках
 
Схема размещения РН «Космос» и «Космос-2» в ШПУ и РН «Космос-2» на наземной пусковой установке
 
Технические характеристики РН 63С1М:
 
Полная длина ракеты 30,0 м; длина РН без головного блока 26,4 м; стартовая масса РН с космическим аппаратом 49,4 т; масса конструкции РН (с головным обтекателем) 3,99 т.
 
Масса полезного груза, выводимого на круговые орбиты:
 - высота 220 км, наклонение 49° - 450 кг (Капьяр);
 - высота 220 км, наклонение 74° - 380 кг (Плесецк);
 - высота 220 км, наклонение 82° - 350 кг (Плесецк).
 
Первая ступень: длина 18,6 м; диаметр топливных баков 1,652 м; ; стартовый вес 40,15 т; вес пустой 3,15 т; вес топлива 37,0 т, вес горючего ТМ-185 3,7 т, вес окислителя АК-27И 29,07 т. Двигатель РД-214: масса 645 кг; тяга на земле/в вакууме 64,8/74,4 тс; удельный импульс на земле/в вакууме 230/264 с; давление в камере сгорания 44,5 кгс/см2; габариты (высота/диаметр) 2,38/1,50 м.
 
Вторая ступень: длина 7,8 м; диаметр топливных баков 1,652 м; диаметр баков СМТ 0,355…0,4 м; наибольший поперечный размер 3,5 м; стартовый вес 8,6 т; вес пустой 0,84 т. Двигатель РД-119: масса 170,5 кг; тяга в вакууме 10,76 тс; удельный импульс в вакууме 352 с; давление в камере сгорания 80 кгс/см, габариты (высота/диаметр) 2,17/0,96 м.
 
2-я ступень
РН 11К63 с КА
«Интеркосмос-8»
Музейная площадка "Южмаша", Днепропетровск. 63С1 первого варианта. Яркую узнаваемую полосатую окраску ГО первых космических ракет-носителей потом унаследует РН "Зенит", а "Космос" останется просто "красноголовкой".
 
"Космос-3"
 
В 1960 г. ОКБ-586 (впоследствии КБ «Южное») по собственной инициативе начало работу над созданием своего второго, более мощного космического ракетного комплекса 65С3 на базе второй своей боевой ракеты – 8К65 (Р-14). 30 октября 1961 г. вышло правительственное постановление о создании космического носителя 65СЗ на базе боевой ракеты 8К65 и разработке еще трех космических тем: метеорологического спутника "Метеор" и спутников систем специальной связи для МО СССР "Стрела" и "Пчела". Еще до выхода правительственного постановления был разработан эскизный проект нового носителя (апрель 1961 г.). В мае-ноябре 1962 года всвязи с большой загрузкой ОКБ-586 боевой тематикой дальнейшая разработка и изготовление РН 65С3 были переданы в молодое ОКБ-10 в Красноярске (ныне НПО Прикладной механики). Оно было создано в декабре 1961 года на базе филиала № 2 "королевского" ОКБ-1 при заводе № 1001 (ныне Красноярский машиностроительный завод). Этот филиал , а затем ОКБ-10 возглавлял талантливый ученик С.П.Королева - Михаил Федорович Решетнев, в будущем академик, Генеральный конструктор и Генеральный директор НПО ПМ. С 1968 г. производство РН, к тому времени модернизированной и получившей новый индекс 11К65М, передается на Омский авиационный завод (позднее ПО “Полет” , Главный конструктор А. С. Клинышков). Конструкторское бюро этого предприятия являлось филиалом № 1 КБ "Южное", а завод серийно выпускал ракеты Р-12 и Р-16. Позднее в Омск было передано и авторское сопровождение РН.
 
Первый вариант ракеты-носителя имел индекс 65С3, в 1966 г. его сменили на 11К65, а после модернизации – на 11К65М. Построение индекса и причины его смены аналогичны РН 63С1 (см. статью о РН Космос/Космос-2). При этом система малой тяги (СМТ) и повторный запуск второй ступени были применены уже на 11К65, а отличие от нее 11К65М неизвестно. По другой версии, 11К65М отличается от 11К65 именно наличием СМТ. По третьей версии, появление "М" обусловлено
доработкой, связанной с введением системы одновременного опорожнения баков (СОБ). РН 65С3 задним числом было присвоено открытое название «Космос-1» (уже после прекращения полетов), 11К65 – «Космос-3», а 11К65М – «Космос-3М». Вариант К65Р использовался для суборбитальных пусков по программе испытания различных систем боевого оснащения МБР, а одноступенчатая К65УВ – для запусков по программе «Вертикаль».
 
Ракета-носитель "Космос-3М" 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.
 
Первая ступень ракеты включает переходной отсек, бак окислителя, межбаковый отсек, бак горючего, силовое кольцо и хвостовой отсек.
 
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.
 
Конструкция баков окислителя и горючего первой ступени практически одинакова. Окислитель имеет большую плотность (1,47 г/см3), поэтому его бак расположен впереди бака горючего. При этом центр масс ракеты сместился к головной части, увеличилось расстояние до газовых рулей и стабилизаторов, улучшилась 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). 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.
 
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 град. 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.
 
ЖРД РД-216М с турбонасосной системой подачи выполнен по схеме без дожигания. Он создан в НПО "Энергомаш" под руководством В.П. Глушко. ЖРД состоит из двух идентичных двигательных блоков, объединенных рамой их крепления на РН и общими системами запуска и регулирования. Каждый блок, являющийся по сути автономным ЖРД, включает две камеры, один ТНА, один восстановительный газогенератор и агрегаты автоматики. ТНА имеет одноступенчатые насосы окислителя и горючего, а также двухступенчатую осевую газовую турбину. Он располагается между камерами в районе их критического сечения. Отработанный генераторный газ выбрасывается через два выхлопных патрубка. (Три таких блока образуют двигатель РД-218, устанавливаемый на первой ступени МБР Р-16, а один блок с высотными соплами представляет собой двигатель второй ступени той же ракеты  РД-219. За счет блочной компоновки значительно экономятся средства и время на создание двигателей различных тяг).
 
Запуск ЖРД – одноступенчатый (пушечный), с первоначальной подачей компонентов в газогенераторы блоков из двух пусковых бачков путем их вытеснения азотом через наземный стартовый пневмощиток. Регулирование тяги в полете осуществляется одновременным изменением подачи в газогенераторы обоих компонентов при сохранении их соотношения и стабилизации температуры генераторного газа. Оно проводится гидроредукторами окислителя и горючего, управление которыми обеспечивают синхронно перенастраиваемые от системы регулирования кажущейся скорости (РКС) азотные редукторы каждого блока. Синхронизация опорожнения баков ступени осуществляется регулятором давления окислителя на входе в двигатель. Выключение ЖРД - двухступенчатое. Сначала прекращается работа газогенераторов, затем отсекается подача компонентов в камеры с одновременным дренажем горючего из трактов их охлаждения. Дренаж был введен для уменьшения импульса последействия и улучшения точности попадания исходной БРСД Р-14. Большинство агрегатов автоматики двигателя имеет дублированный пиротехнический привод.
 
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.
 
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.
 
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.
 
На второй ступени установлена двигательная установка (ДУ), разработанная в КБ химического машиностроения (КБХМ) под руководством А.М. Исаева. В состав ДУ входят маршевый двигатель и двигатель СМТ. Маршевый ЖРД - однокамерный, с четырьмя рулевыми соплами, выполнен по схеме без дожигания, с турбонасосной системой подачи топлива. Двигатель имеет два режима тяги (основной и промежуточный), может повторно запускаться для выведения КА на высокие орбиты и питается как из основных баков ступени (при первом включении), так и из баков СМТ (при втором включении). Маршевый двигатель имеет камеру, моноблочный ТНА, питаемый восстановительным газогенератором, два пиростартера предварительной раскрутки ТНА, окислительный и восстановительный газогенераторы наддува соответствующих основных баков ступени, азотную пневмосистему, управляющую работой большинства клапанов и агрегаты автоматики. Отработавший на турбине ТНА газогенераторный газ по системе газоводов направляется к четырем подвижным рулевым соплам, имеющим возможность отклоняться в одной плоскости на углы до 70 градусов с помощью электроприводов. Двигатель имеет двухступенчатый запуск и двухступенчатое выключение через промежуточную (около 550 кгс) ступень тяги, создаваемой рулевыми соплами при неработающей камере. Этот режим обеспечивает "полугорячее" разделение ступеней, стабилизацию второй ступени перед включением камеры на основной режим тяги и точное "довыведение" КА. На основном режиме автоматика двигателя осуществляет регулирование тяги по командам от системы РКС, регулирование (при первом включении) или стабилизацию (при втором включении) соотношения компонентов в камере с целью синхронизации опорожнения баков и стабилизацию температуры в основном газогенераторе.
 
Двигатель СМТ представляет собой четырехсопловый рулевой двигатель с вытеснительной подачей компонентов в специальный газогенератор - газогенератор СМТ. Этот двигатель имеет один режим малой (около 10 кгс) тяги, запускается один раз, питается из баков СМТ и предназначен для стабилизации ступени в "пассивном" полете между включениями маршевого ЖРД. Двигатель имеет восстановительный газогенератор СМТ, систему газоводов, четыре малых подвижных рулевых сопла, жестко связанных и отклоняемых вместе с соплами маршевого ЖРД, и пироуправляемые пускоотсечные клапаны. Он запускается и выключается в одну ступень, не регулируется и может непрерывно функционировать свыше 60 минут. Оба двигателя тесно увязаны между собой в конструкции и при функционировании ДУ.
 
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.
 
Подготовка РН «Космос-3М» к пуску производится на техническом и стартовом комплексах. Ступени РН и головной обтекатель поступают в монтажно-испытательный корпус (МИК) технического комплекса с завода или из хранилищ в специальных железнодорожных вагонах в расстыкованном состоянии. В МИКе проводится проверка ступеней, установка на них необходимого оборудования, сборка и стыковка ступеней, стыковка РН с КА и головным обтекателем. Все операции выполняются на горизонтально лежащей ракете. Подготовку «Космос-3М» к пуску обеспечивает на техническом комплексе за 34-36 часов расчет общей численностью до 105 человек.
 
После сборки и проверки РН на техническом комплексе она перегружается на специальную железнодорожную транспортно-установочную тележку и отправляется на стартовый комплекс. На стартовом комплексе РН устанавливается в вертикальное положение, проводится установка необходимого оборудования и цикл предстартовых проверок. Затем носитель заправляется компонентами ракетного топлива и сжатыми газами, осуществляется его прицеливание и пуск. Все работы на стартовом комплексе обеспечиваются расчетом численностью 120...135 человек в течение 8-10 часов. Следует отметить, что РН «Космос-3М» была создана на основе баллистической ракеты Р-14 без существенных доработок по ее связи с наземным оборудованием. Это обусловило наличие в эксплуатационных процессах ручных операций, в том числе на заправленной компонентами топлива РН. Однако процесс предстартовой подготовки автоматизирован по отдельным важнейшим операциям: заправка РН компонентами топлива и сжатыми газами, отсоединение от РН заправочных коммуникаций, отвод от РН подвижной башни обслуживания, разворот РН на пусковом столе на направление стрельбы, отвод от РН кабель-мачты перед запуском двигателя первой ступени. В целом уровень автоматизации работ при подготовке РН «Космос-3М» около 70%. Остальные работы, в том числе повторное подсоединение заправочных коммуникаций для слива топлива в случае отмены пуска, выполняются вручную. В этом отношении данная РН близка к большинству зарубежных носителей, созданных в шестидесятые годы.
 
Пуск ракеты-носителя «Космос-3М» производится дистанционно с простого пускового устройства - стартового стола. Предпусковые операции и пуск РН выполняет расчет в 20…26 человек. Разделение первой и второй ступеней осуществляется по полугорячей схеме. При этом еще до разрыва механической связи между ступенями, в момент выключения ЖРД первой ступени, осуществляется запуск маршевого двигателя второй ступени на режим работы рулевых сопел. Истекающие из них газы попадают в переходной отсек и удаляются из него через нижние люки. После полного выключения ЖРД первой ступени механическая связь между ступенями разрывается с помощью пиропатронов, одновременно запускаются тормозные РДТТ, установленные на первой ступени и осуществляется плавное расхождение ступеней. Сброс головного обтекателя производится на участке полета второй ступени на высоте порядка 75 километров при скоростном напоре около 14 кг/кв.м. При этом обтекатель при раскрытии замков продольного и поперечного стыка делится на две створки. Их программный разворот и отбрасывание от ступени осуществляется с помощью пружинных толкателей. Выведение КА на низкие орбиты осуществляется с однократным включением двигательной установки второй ступени. Перед отделением КА маршевый двигатель второй ступени переводится на режим работы рулевых сопел с целью уменьшения импульса последействия и уменьшения уровня возмущений при отделении КА. После полного выключения двигателя механическая связь между второй ступенью и КА разрывается и последний отталкивается от ступени с помощью специальных пирозамков-толкателей. После отделения КА на второй ступени включается пороховой двигатель, установленный под углом к оси ступени. При работе этого РДТТ ступень тормозится и закручивается, уходя с траектории полета ИСЗ.
 
Первый пуск РН 65С3 был осуществлен 18 августа 1964 г. со стартового комплекса № 41 космодрома Байконур. Три КА типа "Стрела-1" были выведены на орбиту с параметрами: наклонение орбиты - 56.17 град.; период обращения - 95.2 мин.; минимальное расстояние от поверхности Земли (в перигее) - 210 км; максимальное расстояние от поверхности Земли (в апогее) - 876 км. Начиная с 9-го запуска (11 ноября 1966 г.) РН стала назаваться 11К65, всего с Байконура было проведено 14 пусков, включая два суборбитальных. 15 мая 1967 г. впервые стартовала, но уже из Плесецка, РН 11К65М, на орбиту был выведен габаритно-весовой макет КА типа "Циклон". Первый пуск 11К65М из Капустина Яра был произведен 26 января 1973 г., однако в последующем с этого полигона стартовал в основном суборбитальный вариант РН - К65Р, а в 1983-м и 1988-м годах его модификация К65РБ вывела на орбиту аппараты "Бор-4" и "Бор-5". Только из Капустина Яра запускался и вариант К65УВ – модификация исходной БРСД 8К65 для программы «Вертикаль».
 
Технические характеристики РН Космос-3М
 
Полная длина ракеты 32,4 м; длина РН без головного блока 26,68 м; стартовая масса РН с космическим аппаратом 109 т; масса конструкции РН (с головным обтекателем) 8,16 т; масса головного обтекателя 1 т.
 
Масса полезного груза, выводимого на круговые орбиты:
 - высота 200-1700 км, наклонение 51° - 1500-780 кг ;
 - высота 200-1700 км, наклонение 66° - 1400-700 кг ;
 - высота 200-1700 км, наклонение 74° - 1320-660 кг ;
 - высота 200-1700 км, наклонение 83° - 1250-600 кг ;
 - солнечно-синхронная (высота 475 км, наклонение 97,3°) - 600-850 кг (Плесецк).
 
Объем зоны полезного груза 10 м3, высота 4,7 м, диаметр 2,2 м. Точность выведения на круговую орбиту высотой 200 км (менее): по высоте 40 км; по периоду обращения 20 сек.; по наклонению 3 угловых минуты.
 
Первая ступень: длина 22,48 м; диаметр топливных баков 2,4 м; наибольший диаметр хвостового отсека 2,8 м; наибольший поперечный размер 4,53 м; стартовый вес 86,5 т; вес пустой 5,34 т; вес топлива 81,16 т. Двигатель РД-216М: масса 662 кг; тяга на земле/в вакууме 151/178 тс; удельный импульс на земле/в вакууме 248/291 с; давление в камере сгорания 75 кгс/см2; время работы в составе ступени 130 сек.
 
Вторая ступень: длина топливного отсека 4,2 м; диаметр топливных баков 2,4 м; диаметр баков СМТ 0,355…0,4 м; наибольший поперечный размер 3,5 м; стартовый вес 18,9 т; вес пустой 1,72 т. Двигатель 11Д49: масса 225 кг; тяга в вакууме: основной режим 16,1 тс; промежуточный режим 560 кгс; режим малой тяги 10,1 кгс; удельный импульс в вакууме: основной режим 303 с; промежуточный режим 176 с; режим малой тяги 177 с; время работы: на основном режиме до 430 сек; на промежуточном режиме до 70 сек; на режиме малой тяги до 3800 сек.
 
 
РН "Космос-3М" с мультинагрузкой КА на ТП в Плесецке.
 
Легкий вариант кислородно-керосиновой "Ангары" заменит "гептилку" "Космос-3М"
 
 
 
 Пуски :
 
 
21.12.2005
 
 
 
 
 
 
 
 
 27.10.2005
 
 
 04.06.2003
 
 
 
 27.09.2003
 
Контрольные ленты 11К65М. Дом-музей Александра Федоровича Можайского, Вологда.
 
 
"Рокот"
стартует из  Плесецка
 
В.Мохов. "Новости космонавтики"
 
16 мая 2000 г. в 11:27:40.95 ДМВ (08:28 UTC) с пусковой установки 133-й площадки  космодрома  Плесецк  боевыми  расчетами РВСН под руководством начальника космодрома генерал-майора Г.Н.Коваленко выполнен запуск РН 14А05 "Рокот". Пуск осуществлен Центром под командованием полковника В.М.Литвинова, войсковыми частями полковников А.И. Шевкунова и И.П. Савина.
 
Первые две ступени РН вывели на баллистическую траекторию разгонный блок (РБ) 14С45 "Бриз-КМ"  с  эквивалентами полезной нагрузки (ЭПН) SimSat 1 и SimSat 2. Затем РБ обеспечил перевод ЭПН КА на целевую круговую орбиту, где через 5826 сек после старта, в 13:04:47 ДМВ и произошло их отделение. После отделения полезной нагрузки РБ совершил маневр увода на более низкую орбиту со сроком баллистического существования около одного месяца.
 
В сообщении Центра Годдарда ЭПН КА были названы Dummysat 1 и Dummysat 2.
 
По сообщению пресс-центра РВСН, параметры орбит были следующими: SimSat 1 - 86.4°, 538x540 км; SimSat 2 - 86.4°, 540x542 км; РБ "Бриз-КМ" - 86.4°, 136.7x558.1  км . (Целевая орбита для ЭПН КА была круговая, с наклонением 86.4°, высотой 540 км, периодом 98.62 мин и долготой восходящего узла 27.5°.)
 
Это был первый пуск РН "Рокот" с космодрома  Плесецк . В состав РН впервые включались новый РБ " Бриз-КМ " и новый головной обтекатель. Для пуска использовался реконструированный стартовый комплекс на 133-й  площадке . Пуск проходил по новой для  Плесецка  трассе. В ходе пуска были проверены интеграция РН со стартовым оборудованием, системы заправки топливом блока ускорителей и РБ, получены данные по динамическим, тепловым и акустическим нагрузкам, действующим на РН, КА и стартовое оборудование.
 
"Рокочущая" история
 
РН "Рокот" создана на базе межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) УР-100НУ (в некоторых изданиях она именуется УР-100НУТТХ). Поэтому обойтись без ее краткой истории нельзя.
 
Эта МБР имеет индекс 15А35, официальное российское обозначение РС-18 и западное обозначение SS-19 Mod 2. МБР была разработана в 1975-77 гг. в НПО машиностроения и его филевском Филиале №1 (ныне КБ "Салют" в составе ГКНПЦ им. М.В.Хруничева). Работы над 15А35 были начаты в связи с необходимостью модернизации МБР 15А30. 16 августа 1976 г. было принято Постановление ЦК КПСС и Совета министров СССР о разработке ракеты на базе 15А30 с улучшенными тактико-техническими характеристиками. Модернизация включала доводку двигателей, улучшение характеристик системы управления и замену агрегатно-приборного блока. Были доработаны и командные пункты комплекса. Степень их защиты от поражающих факторов ядерного взрыва была значительно увеличена. Летные испытания МБР начались 26 октября 1977 г., а 5 ноября 1979 г. она была принята на вооружение для замены 15А30.
 
Изготовление 15А35 на заводе им. Хруничева (который ныне входит в Центр Хруничева) продолжалось до 1991 г. Всего с 1977 г. изготовлено 360 ракет УР-100НУ.
 
Однако уже в середине 1980-х гг. Министерство обороны СССР выдало заказ на создание РН на базе 15А35. И раньше было в порядке вещей, когда космический носитель создавался на базе баллистической ракеты. Разработку РН поручили тому же КБ "Салют". Носитель получил название "Рокот". В его составе было решено использовать две первые ступени 15А35, а также специально разработанные разгонный блок "Бриз-К"  и  головной обтекатель (ГО).
 
Большим преимуществом "Рокота" было то, что МБР, используемые для запуска КА, практически не требовали доработки. Можно было, не извлекая ракету из шахты, отстыковать головной блок с боеголовкой и установить на его место РБ с КА. Запуск проводился из той же шахты. С учетом того, что места дислокации 15А35 были расположены в Калужской и Саратовской областях, а также на Украине, вся европейская часть СССР превращалась как бы в один космодром (если не учитывать поля падения!).
 
Однако до проведения пусков "Рокота" из боевых шахт дело так и не дошло. Проводить испытания РН решили на космодроме Байконур. Там для этого в 1985 г. началось формирование специальной войсковой части 55056, которое официально завершилось 22 сентября 1987 г. На Байконуре для пусков "Рокота" были выделены две шахтные пусковые установки (ШПУ) на 131-й и 175-й  площадках  и ряд технических сооружений. В начале 1990 г. часть приступила к непосредственной подготовке пуска "Рокота" №1л. Он состоялся в 07:00 ДМВ 20 ноября 1990 г. из ШПУ 131-й  площадки .
 
В 1991 г. при загрузке контейнера с ракетой №2л в ШПУ было обнаружено, что днище корпуса контейнера помято. Пуск этой РН пришлось отменить, она была извлечена из шахты и отправлена на завод-изготовитель. Для второго пуска использовали ракету №3л. Старт состоялся 20 декабря 1991 г. из ШПУ №1 175  площадки .
 
Первые два пуска выполнялись по баллистическим траекториям. После выработки топлива второй ступени РН производилось отделение РБ. " Бриз-К " с установленным на нем научным оборудованим совершал подъем до высоты 900 км. Плоскость траектории полета имела наклонение к плоскости экватора - 65°. По данным [2], при этих пусках проводились многократные включения двигателей РБ. Были проведены испытания как блока ускорителей, так и РБ, получены данные по динамике работы " Бриза-К " в условиях невесомости, оценены линейные, вибрационные и акустические нагрузки на ПН. В ходе пусков также выполнялись геофизические эксперименты. В результате обработки информации, полученной в двух первых пусках, был сделан вывод о возможности запуска на "Рокоте" из ШПУ легких КА.
 
Правда, со вторым пуском "Рокота" был связан международный скандал. Старт российской ракеты с территории уже объявившего о своей независимости и безъядерном статусе Казахстана вызвал международный резонанс. После инцидента Казахстан обязал Россию заблаговременно информировать его о предстоящих пусках РН.
 
В 1992-93 гг. работы по "Рокоту" на Байконуре затормозились. Причиной стало общее состояние космонавтики в России в начале 90-х гг. В/ч 55056 была свернута до оперативной группы, а 1 сентября 1994 г. полк официально перестал существовать. Тем не менее был выполнен третий пуск "Рокота" с Байконура. Несмотря на серьезные организационные (практически заново пришлось формировать и обучать боевой расчет) и технические проблемы (восстановление необходимой техники, большое число накладок и срывов в ходе испытаний), пуск прошел успешно. Он состоялся 26 декабря 1994 г. с ПУ №1 175-й  площадки . РН "Рокот" №4л вывела на близкую к круговой орбиту высотой 1900 км и наклонением 65° КА радиолюбительской связи "Радио-РОСТО" массой около 100 кг.
 
После этого оперативную группу на Байконуре расформировали, а объекты, принадлежавшие в/ч 55056, передали другим частям второго центра. Однако история "Рокота" на этом не прервалась. Разработчик - Центр Хруничева - решил предложить готовый и испытанный носитель для коммерческих пусков. 16 декабря 1992 г. вышло Распоряжение Правительства РФ № 2349-р о коммерческом использовании "Рокота". После проведения целой серии переговоров в 1993-94 гг. был выбран партнер - германская компания Daimler-Benz Aerospace (DASA), являющаяся аэрокосмическим подразделением корпорации Daimler-Benz. 16 мая 1994 г. Центр Хруничева подписал с DASA соглашение о создании совместного предприятия по маркетингу и обеспечению коммерческой эксплуатации РН "Рокот". А 22 марта 1995 г. в Бремене (ФРГ) было зарегистрировано СП Eurockot Launch Services GmbH. 51% акций СП были отданы DASA, 49% - Центру Хруничева. При этом DASA обещало инвестировать в проект на первом этапе 30 млн $ для создания стартового комплекса в  Плесецке , выбранном для коммерческих пусков "Рокота". 1 июля 1995 г. было выпущено Распоряжение Правительства России №925-р, в котором определялись основные положения для развертывания коммерческой эксплуатации "Рокота" с космодрома  Плесецк . Для этого, после конкурса на лучший стартовый комплекс, было предложено реконструировать пусковую установку РН 11К65М на площадке 133 Плесецка. Первый коммерческий пуск тогда планировался на 1996 г. Однако из-за задержки финансирования программы немецкой стороной сроки первого запуска отодвинулись на 1998, а затем и на 1999 г. За это время Daimler-Benz Aerospace успел превратиться в DaimlerChrysler Aerospace (в 1997 г.), а в прошлом году вместе с материнской компанией он вошел в европейский аэрокосмический гигант Astrium.
 
У ракеты появились и отечественные полезные нагрузки. Во всяком случае, было объявлено, что "Рокот" выбран в качестве одного из средств выведения (за один пуск) одновременно трех КА "Гонец" для одноименной российской низкоорбитальной системы связи. По планам, такие запуски начнутся с 2002 г. Видимо, тогда же "Рокот" станет использоваться и для вывода на орбиту прототипа "Гонцов" - спутников спецсвязи "Стрела-3".
 
Для коммерческих запусков Центр Хруничева закупил у Минобороны в 1994 г. 35 ракет 15А35. Правда, в последних сообщениях Eurockot речь идет уже о 45. Видимо, в последние год-два было докуплено еще десять ракет, которые снимались с боевого дежурства в соответствии с договором СНВ-1, хотя гарантийный период у них еще не вышел (иначе их вообще нельзя было бы использовать). По открытым источникам, гарантийный срок 15А35 составляет 21 год, но может быть продлен. Для этого Центр Хруничева проводит специальную программу ресурсных испытаний. Возможно, что гарантийный срок эксплуатации ракет будет продлен до 25 и даже 30 лет. Приобретенные для применения в качестве РН ракеты хранятся в Центре Хруничева при соблюдении особых климатических условий. Перед использованием ступень проходит полную проверку для получения сертификата летной годности.
 
На момент подписания договора СНВ-1 в 1991 г. Советский Союз располагал 300 ракетами УР-100НУ. Теперь же, после ратификации российским парламентом договора СНВ-2, подписанного в январе 1993 г., у России может остаться лишь 105 этих МБР. Причем головные части должны быть переделаны из разделяющихся в моноблочные. Остальные ракеты должны быть уничтожены к 1 января 2008 г. Этой датой и определяется срок жизни "Рокота". Дальнейшие планы коммерческих запусков малых КА на низкие орбиты Центр Хруничева связывает с РН легкого класса "Ангара-1.1" и -1.2.
 
"Рокот"
 
"Рокот" - двухступенчатая РН с тандемным расположением ступеней и разгонным блоком типа " Бриз ". Стартовая масса ракеты составляет 107 т, длина - 28.5 м. Масса полезного груза (ПГ), выводимого с космодрома Плесецк  на  круговую орбиту высотой 200 км и наклонением 63°, составляет 1850 кг, на полярную круговую орбиту высотой 400 км и наклонением 97° - 1100 кг.
 
Первая ступень диаметром 2.5 м и длиной 17.2 м состоит из единого блока топливных баков, хвостового и переднего отсеков. Баки - несущие, сварной конструкции, с совмещенными днищами. Наддув баков - с помощью газогенераторов, что позволяет отказаться от баллонов с газом наддува. ДУ ступени состоит из трех автономных однокамерных двигателей замкнутой схемы РД-0233 и одного РД-0234 (все - разработаны в КБ химической автоматики, г.Воронеж), установленных в карданном подвесе. Последний отличается наличием агрегатов наддува баков. На ступени также имеются четыре РДТТ для ее увода после отделения от второй ступени.
 
Вторая ступень имеет диаметр 2.5 м и длину 3.9 м. ДУ ступени состоит из однокамерного двигателя замкнутой схемы РД-0235 и рулевого двигателя РД-0236 открытой схемы. РД-0235 жестко закреплен на днище бакового отсека. Рулевой РД-0236 состоит из четырех камер, питаемых от одного турбонасосного агрегата. Камеры рулевого двигателя установлены по внешнему диаметру хвостового отсека; каждая закреплена в одностепенном карданном подвесе.
 
Подобно первой ступени, вторая имеет совмещенные баки и "горячую" систему наддува, а также четыре тормозных РДТТ.
 
СУ заимствована с ракеты 15А14 (Р-36М, РС-20А) и обеспечивает дистанционный контроль параметров ракеты при нахождении ее на боевом дежурстве, автоматическое проведение предстартовой подготовки, дистанционное прицеливание ракеты перед пуском, пуск и управление полетом с реализацией гибкой программы угла тангажа. Управление на участке полета первой ступени осуществляется путем отклонения камер маршевых двигателей, на участке полета второй ступени - камер рулевого двигателя.
 
Ампулизация ракеты достигается хранением блоков ускорителей 1-й и 2-й ступеней в транспортно-пусковом контейнере (ТПК), который размещается в шахтной пусковой установке. Выход ракеты из ТПК осуществляется с помощью маршевого ДУ первой ступени.
 
Основные характеристики ДУ блоков
                                                                
 
Первая ступень
Вторая ступень
 
Маршевые
Маршевый
Рулевые
Обозначение
3 х РД-0233 + РД-0234
РД-0235
РД-0236
Тяга на земле, кН
470 х 4
-
-
Тяга в пустоте, кН
520 х 4
240
15.76
Удельный импульс на земле, сек
285
-
-
Удельный импульс в пустоте, сек
310
320
293
Время работы, сек
121
183
200
 
 
Отделение первой ступени от второй проводится по "полугорячей" схеме: сначала включаются рулевой двигатель второй ступени, который отводит вторую ступень на безопасное расстояние. Горячие газы из его сопел истекают через специальные вырезы в обшивке переднего отсека первой ступени. Затем проводится отсечка маршевых ЖРД первой ступени и ее увод с помощью тормозных РДТТ, после чего запускается основной двигатель второй ступени.
 
В завершение работы второй ступени сначала производится отсечка основного ЖРД; рулевой продолжает работать, обеспечивая заданную точность скорости и направления полета. Затем выключается рулевой двигатель и подрываются пироболты, соединяющие вторую ступень с РБ. Ступень тормозится с помощью РДТТ.
 
Надежность "Рокота" подтверждена как тремя испытательными пусками самой РН, так и пусками МБР-прототипов. На сегодняшний день проведено 68 пусков 15А30 и 82 пуска 15А35 (последний состоялся 20 октября 1999 г.). Из них всего три были аварийными.
 
"Бриз  КМ"
 
РБ 14С12 "Бриз-К"  создан  во второй половине 90-х гг. для использования в составе РН "Рокот"; с ним были выполнены пуски 1990-94 гг. Теперь ему на смену пришел новый разгонный блок 14С45 "Бриз-КМ".
 
РБ создан на базе центральной части блока 14С43 "Бриз-М"  для  РН "Протон-М", разработанного в 1994 г. Центром Хруничева. В этом блоке, в свою очередь, использовались многие элементы " Бриза-К ".
 
Планы использования блока "Бриз-К" после применения в третьем пуске "Рокота" в 1994 г. были неопределенными; перспективы же "Бриза-М" для "Протона-М" были существенно лучше. Поэтому в 1995-96 гг. ГКНПЦ переориентировал производство блоков 14С12 "Бриз-К"  на  выпуск РБ 14С43 "Бриз-М", а с  1996  г. начал изготовление этих блоков.
 
Для коммерческих пусков РН в рамках программы Eurockot возобновлять производство " Бриза-К " оказалось нерентабельным. Было предложено создать новый блок, но уже на базе " Бриза-М ", что позволяло унифицировать элементы конструкции двух РБ, снизить номенклатуру изготавливаемых деталей.
 
В 1997 г. компания Motorola договорилась с СП Eurockot о резервировании 20 пусков "Рокота" для восполнения системы глобальной спутниковой связи Iridium (вывод двух КА в каждом пуске РН). "Бриз-К" не был рассчитан на такую большую нагрузку. К тому же для Iridium'ов требовалось увеличить пространство под ГО. Эти задачи разрешались с помощью РБ " Бриз-КМ ". Motorola согласилась оплатить модификацию блока, а DASA изыскала кредит на предварительное финансирование. Модернизацию провели в 1997-98 гг.
 
Основные изменения претерпел приборный отсек РБ: его диаметр увеличили, аппаратуру перераспределили, за счет чего повысилась плотность монтажа и значительно сократилась высота РБ. Зона полезной нагрузки под ГО увеличилась на 1.8 м, а объем - на 8.8 м3. Больший диаметр приборного отсека также позволил установить диспенсер, дающий возможность разместить на РБ по несколько КА.
 
Изменена была силовая схема крепления РБ на РН. " Бриз-К " крепился нижним шпангоутом к небольшому цилиндрическому промежуточному отсеку, устанавливаемому на верхнем силовом шпангоуте 2-й ступени носителя. К этому же отсеку крепился ГО. Полезная нагрузка устанавливалась сверху; усилия от нее передавались через РБ.
 
"Бриз-КМ" подвешен за верхний шпангоут внутри большого переходного отсека и не несет нагрузки от ПН. К верхнему шпангоуту промежуточного отсека крепится и ГО, и РБ. Усилия от них и ПН передаются на 2-ю ступень через промежуточный отсек.
 
Наземную отработку "Бриза-КМ" совместили с испытаниями центральной части "Бриза-М". Планировалось, что летным испытаниям "Бриза-КМ" в качестве зачетных испытаний будет предшествовать полет "Бриза-М" на РН "Протон-К". Такой старт состоялся 6 июля 1999 г. с КА "Грань". Однако из-за аварии ДУ 2-й ступени РН дело до разгонного блока тогда так и не дошло. Поэтому теперь первый пуск "Бриза-КМ" уже стал частью отработки "Бриза-М".
 
РБ имеет высокую степень преемственности конструкции из прежних разработок, успешно зарекомендовавших себя в полетах. В целом преемственность агрегатов и систем блока превышает 95%.
 
"Бриз-КМ" длиной 2654 мм и наибольшим диаметром 2490 мм имеет "сухую" массу 1600 кг, максимальная масса заправляемого окислителя (азотный тетраоксид) - 3300 кг, горючего (НДМГ) - 1665 кг.
 
РБ состоит из отсека двигательной установки (ОДУ), приборного отсека (ПО) и переходной системы (ПС). ОДУ состоит из баков окислителя (сверху) и горючего, разделенных единым днищем, и двигательной установки. Бак окислителя имеет форму чечевицы, бак горючего - усеченного конуса с выпуклым полусферическим днищем, в котором имеется коническая ниша для маршевого двигателя, чем удалось значительно увеличить плотность компоновки. Четыре блока двигателей малой тяги установлены на раме под баковым отсеком. На нижнем днище бака горючего смонтированы агрегаты пневмо-гидроавтоматики, один шар-баллон высокого давления с гелием системы наддува, антенна бортового телеметрического комплекса.
 
Герметичный цилиндрический ПО располагается над отсеком двигательной установки. В нем на крестовидной раме закреплено электронное оборудование различных систем РБ. Для закрепления полезной нагрузки на верхнем силовом шпангоуте крепится ПС, состоящая из адаптера и системы разделения. Через нее проходят интерфейсные кабели от КА к РБ.
 
В состав бортовых систем РБ входят:
 
 - двигательная установка;
 - система управления;
 - телеметрическая система;
 - бортовой измерительный комплекс;
 - система обеспечения теплового режима;
 - химические источники тока;
 - электрогидравлическая система.
 
В состав двигательной установки входят маршевый двигатель С5.98 М (индекс 14Д30) с турбонасосной системой подачи топлива, установленный в карданном подвесе, а также 16 двигателей малой тяги для коррекции импульсов, ориентации и стабилизации РБ на пассивных участках полета.
 
ЖРД малой тяги, работающие на тех же компонентах топлива, что и маршевый двигатель, обеспечивают ориентацию и стабилизацию РБ во время автономного полета, а также осаждение топлива в баках при повторных запусках маршевого двигателя.
 
Описание характеристик двигательной установки "Бриза-КМ" см. в
НК №3, 1999.http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/nk/1999/3/1999-3c.html
 
Двигатели 11Д458 и 17Д58Э, стоящие на РБ "Бриз М", ранее входили в  состав  двигательных установок модулей "Квант" (1987), "Скиф-ДМ" (1987), "Квант-2" (1989), "Кристалл" (1990), "Спектр" (1995), "Природа" (1996) и "Заря" (1998); они будут установлены и на других изготавливаемых в Центре Хруничева модулях МКС.
 
Телеметрическая система включает передатчики и антенны, а также запоминающее устройство ленточного типа для записи телеметрии и ее последующей передачи.
 
Система управления (СУ) обеспечивает стабилизацию и ориентацию на всех стадиях полета РБ до и после отделения КА. Она полностью автономна от наземного контура управления. Для обеспечения инерциальной навигации в СУ входит трехосная гиростабилизированная платформа и бортовой компьютер. СУ имеет три независимых канала управления с принципом мажоритарного голосования.
 
Энергосистема "Бриза-КМ", в зависимости от полезной нагрузки, может включать до трех серебряно-цинковых аккумуляторных батарей емкостью 15 А·час, обеспечивающих работу РБ в течение 7 час.
 
КА и ГО
 
Полезной нагрузкой при первом пуске "Рокота" из  Плесецка  должен был стать КА РВСН-40. В начале марта 2000 г. было решено провести пуск "Рокота" с двумя макетами КА Iridium. Тем самым был бы проведен пуск РН в такой же конфигурации, как и в будущем, при коммерческом использовании. Макеты же КА Iridium были выбраны из-за того, что эти КА должны были стартовать на "Рокоте" 13 раз.
 
Макетами стали два из семи ЭПН КА Iridium (под номерами 813ИР/003 и 813ИР/007), изготовленные в Центре Хруничева для примерок на диспенсерах 813ИР, которые предназначались для запуска по семь КА Iridium на РН "Протон-К". После запуска последнего из трех "Протонов" с Iridium'ами, ЭПН перешли "в наследство" программе "Рокот", т.к. теперь уже она планировалась для запуска этих КА.
 
ЭПН получили названия SimSat-1 (813ИР/003) и SimSat-2 (813ИР/007) (от Simulator Satellite - имитатор спутника). Масса SimSat-1 - 657.4 кг, SimSat-2 - 660.3 кг.
 
Также при этом пуске испытан новый ГО 14С76 (алюминиевый каркас и углепластиковая обшивка) длиной 7.9 м и диаметром 2.5 м, специально разработанный для коммерческой версии "Рокота" в Центре Хруничева на основе апробированной в других программах технологии. Разделение обтекателя и его принудительный сброс обеспечивается за счет раскрытия механических замков под действием пиропривода, расположенного в носовой части ГО, а отвод - с помощью РДТТ.
 
Стартовый комплекс и трасса пуска
 
Для коммерческих пусков "Рокота" было решено переоборудовать наземную пусковую установку РН "Космос-3М" на 133-й площадке  космодрома  Плесецк,  что  было продиктовано повышенными акустическими нагрузками от работающих двигателей первой ступени при запусках из ШПУ. Дело в том, что ДУ первой ступени "Рокота" запускаются прямо в ТПК, стоящем в шахте. Повышенные нагрузки представляются запредельными для "нежных" электронных систем зарубежных спутников. Потому и было решено запускать "Рокот" с открытого стартового комплекса.
 
Проект стартового комплекса 11П865ПР для запусков "Рокота" разработан в КБ транспортного машиностроения (КБТМ, г. Москва) в 1995 г. Старт был создан путем реконструкции имеющегося комплекса 11П865П и размещения технического комплекса 11П568Р для подготовки РН "Рокот" и КА на базе технической позиции ракетного комплекса "Циклон-3" (монтажно-испытательный комплекс на площадке 32Т). При этом в максимальной степени были использованы основные сооружения и технологические системы реконструируемого комплекса без доработок или с минимальными доработками.
 
Доставка на стартовый комплекс 11П865ПР проверенной РН без головного блока осуществляется в ТПК, а установка на пусковое устройство проводится через переходное кольцо, которое имитирует опорные элементы "Космоса-3М". Вместо демонтированной кабель-мачты на комплексе смонтирована стационарная опорная колонна с захватами для удержания контейнера с "Рокотом" в вертикальном положении. Колонна используется для подвода к местам стыковки технологических коммуникаций наземных систем, а также для размещения аппаратуры систем управления и прицеливания РН. После установки на колонне контейнера с первыми двумя ступенями "Рокота", на стартовый комплекс доставляется подготовленный головной блок и надставка контейнера. Их стыковка соответственно с РН и пусковым контейнером проводилась в вертикальном положении. Перед стартом РН с КА из пускового контейнера, как и в случае с "Космосом-3М", башня обслуживания отводится на безопасное расстояние.
 
Подготовка РН и головного блока к вывозу на старт проводится на техническом комплексе 11П568Р с использованием вновь разработанного наземного технологического оборудования и технических средств базовой стартовой позиции 11П568. Работы на этом комплексе пока еще не завершены. В МИКе на  площадке  32Т организовано одно рабочее место для работ с РН "Рокот", и будет создана зона со специальными условиями, отвечающими требованиям и специфике работ с РБ, его составными частями и КА. Заправка ДУ РБ компонентами топлива проводилась на центральной заправочно-нейтрализационной станции космодрома.
 
Космодром  Плесецк  удобен для запусков на приполярные и солнечно-синхронные (ССО) орбиты. Запускаемый отсюда "Рокот" может вывести КА на широкий спектр орбит высотой от 200 до 2000 км и наклонением от 63° до 98°.
 
Местоположение космодрома относительно населенных пунктов диктует условия по допустимым стартовым азимутам и районам падения отработавших ступеней. Однако РН "Рокот", используя систему управления на базе БЦВМ, может совершать маневры на активном участке полета для обхода крупных населенных пунктов. Планируемые азимуты пусков РН "Рокот" на космодроме  Плесецк  приведены в табл. на с. 45.
 
Для выхода на наклонения, которые не могут быть достигнуты по прямой траектории или с маневром "облета", предусмотрены маневры РБ " Бриз-КМ ", энергетика которого позволяет менять наклонение орбиты на величину до 10°.
 
Пуск 16 мая впервые проводился по новой для  Плесецка  трассе с азимутом 7.5°. Этот азимут планировалось использовать для пусков на приполярные орбиты. В основном это касалось КА Iridium. По этому азимуту должен был стартовать и "Рокот" с РВСН-40. В преддверии открытия трассы с 15 по 22 июля 1999 г. был выполнен ее контрольный облет.
 
Подготовка к пуску "Рокота"
 
Е.Бабичев специально для "Новостей космонавтики"
 
26 апреля состоялось Решение Государственной комиссии по руководству летными испытаниями и вводу в эксплуатацию ракетно-космического комплекса (РКК) "Рокот". В нем отмечалось:
1. в качестве полезного груза при первом пуске РКН 14А05 Главнокомандующим РВСН и Генеральным директором ГКНПЦ им.М.В.Хруничева определены габаритно-массовые макеты КА;
2. агрегаты и системы ТК (технического комплекса. - Ред.) и СК (стартового комплекса. - Ред.), задействованные в первом запуске, прошли автономные и комплексные испытания в объеме, достаточном для проведения летных испытаний;
3. завершены комплексные испытания СК в соответствии с Программой комплексных испытаний с учетом "Решения о порядке допуска агрегатов и систем комплекса 14К202 к работам по подготовке и пуску изделия 14А05". Они включали:
 
 - примерочные испытания с заправочным макетом РКН (ракета космического назначения. - Ред.) "Рокот" (зачтены по результатам работ при подготовке к запуску 14А01Р (РН для запуска КА РВСН-40. - Ред.) в 1999 г.);
 - испытания по заправке и сливу КРТ (компонентов ракетного топлива. - Ред.) заправочного макета РКН "Рокот" (зачтены по результатам работ при подготовке к запуску 14А01Р);
 - испытания в объеме "Сухого прогона" с электромакетом РКН 14А05;
 - испытания в объеме "Сухого прогона" со штатной РКН 14А05.
 
Подтверждена эффективность доработок и мероприятий, проведенных в обеспечение выполнения рекомендаций комиссии по выяснению причин нештатного функционирования РКН 14А01Р при проведении электрических испытаний 23.12.1999 г.
 
Комиссия констатировала готовность "Пускового комплекса систем и агрегатов", который должен был обеспечить проведение первого запуска РКН, и дала разрешение на подготовку РН и КГЧ (космическая головная часть. - Ред.).
 
На заседании Госкомиссии 12 мая заместитель начальника космодрома полковник В.Селиверстов доложил о работах, выполненных во исполнение "Решения №2 Государственной комиссии от 26.04.2000 г." и в соответствии с "Графиком подготовки к пуску РКН "Рокот" 14А05":
1. Заправка на ЗНС 11Г143-2  отсека  двигательных установок из состава разгонного блока "Бриз-КМ" 14С45 (27.04- 30.04. 2000 ).
2. Сборка на ТК 14П46 космической головной части 14С19 зав. №72501 (01.05- 03.05.2000).
3. Транспортировка КГЧ 14С19 с ТК 14П46 на СК 14П25.
4. Электрические испытания со штатной РКН 14А05 на СК 14П25 (08.04.00).
 
Таким образом, составные части РКК "Рокот" и комплекс в целом подготовлены к проведению заправки блока ускорителей компонентами ракетных топлив и пуску при условии устранения всех остающихся замечаний.
 
Заключительный этап подготовки и выполнения пуска РКН "Рокот" проходил по утвержденному графику (время - ДМВ):
 
14.05.2000       Заправка БУ горючим
15.05.2000     Контроль прицеливания РКН
16.05.2000     Подготовка и проведение пуска:
04:00     Построение боевого расчета
04:30-06:00     Проверка исходного состояния
06:00-06:20     Подача питания на систему снабжения спецтоками
06:20     Готовность - 4 часа
06:20-08:00     Эвакуация личного состава из жилой зоны. Включение специальных систем
08:00     Готовность - 3 часа
09:00     Готовность - 2 часа
09:00-10:00     Включение наземных телеметрических средств. Проверка линии СЕВ. Отстыковка системы обеспечения теплового режима
10:00     Готовность - 1 час
10:00-10:30     Эвакуация личного состава с СК. Набор готовности СУ
10:30     Готовность - 30 минут, перевод систем дистанционного управления в "Основной режим"
10:50     Готовность - 10 минут, включение обогрева ампульных батарей блока ускорителей (АБ БУ)
10:55     Включение протяжки
11:00     Нажатие кнопки "Пуск", задействование АБ БУ, переход на бортовое питание
11:27     Контакт подъема
 
Схемы полета
 
В.Мохов.
 
"Рокот" из Плесецка может выводить ПН на очень широкий спектр орбит как по высоте, так и по наклонению. В связи  с  этим для РН приняты три стандартные схемы выведения. Для них одинаковыми являются момент прохождения максимального скоростного напора на 52 сек, отделения 1-й ступени на 121 сек и отделения 2-й ступени на 304 сек. Сброс ГО проводится на 186 сек, кроме случая запуска на ССО (отделение ГО на 190 сек). Отделение 2-й ступени происходит, когда РН движется еще по баллистической траектории. Отличия в схемах касаются работы РБ "Бриз-КМ":
 
1. Для круговых орбит с высотами до 400 км используется схема с одним включением РБ "Бриз-КМ". После отделения от 2-й ступени производится запуск ДУ РБ, который проводит довыведение ПН и обеспечивает требуемые параметры орбиты.
 
2. Для круговых орбит с высотами более чем 400 км используется схема с двумя импульсами РБ. После отделения 2-й ступени проходит первое включение "Бриза", который выходит на эллиптическую переходную орбиту. Второе включение обеспечивает переход на целевую орбиту с требуемыми параметрами.
 
3. Для выхода ПН на ССО "Рокот" из Плесецка стартует по азимуту 345°. Пуск по этому азимуту при прямом выведении позволяет доставить КА на орбиту с наклонением 97°. При этом после отделения 1-й ступени и сброса ГО 2-я ступень начинает выполнять маневр, который обеспечивает облет городов Архангельска и Мурманска и ее падение вне территориальных вод Норвегии. Затем за счет одного включения ДУ "Бриза-КМ" КА может выйти на промежуточную орбиту с наклонением от 94° до 100°. С этой орбиты КА можно уже перевести на целевую орбиту с нужным наклонением (см. рис. на с. 47).
 
Общим для трех схем является также маневр увода РБ от ПН. Он преследует две цели: избежать соударений РБ с ПН, а также постараться свести РБ с орбиты или значительно понизить его перигей для сокращения срока баллистического существования "Бриза" на орбите, чтобы не плодить космический мусор.
 
Пуск 16 мая выполнялся по второй схеме выведения с двумя импульсами РБ, так как высота целевой круговой орбиты была больше 400 км. Выведение проходило по следующей циклограмме:
 
                                                                                                          Операция                                              Время от КП
 
Окончание точного приведения гиростабилизированной платформы    
Начало движения РКН
     
Контакт подъема (КП)    
Сброс бугелей    
Запуск рулевого двигателя 2-й ступени    
Переход ДУ 1-й ступени на промежуточную тягу    
Отсечка ДУ 1-й ступени    
Отделение 1-й ступени    
Запуск маршевого двигателя 2-й ступени    
Сброс ГО    
Выключение маршевого двигателя 2-й ступени    
Выключение рулевого двигателя 2-й ступени    
Отделение РБ    
Первый запуск маршевого двигателя РБ    
Выключение маршевого двигателя РБ    
Выход КГЧ на переходную орбиту с высотой 136х558 км, периодом 95.7 мин и наклонением 86.36°   
Начало программного разворота    
Окончание программного разворота    
Начало поджатия топлива    
Второй запуск маршевого двигателя РБ    
Выключение маршевого двигателя РБ    
Выход КГЧ на расчетную орбиту с высотой 540 км, периодом 98.62 мин и с наклонением 86.4°    
Начало разворота для отделения КА    
Окончание разворота    
Отделение первого КА    
Отделение второго КА    
Начало разворота    
Окончание разворота, начало поджатия топлива    
Третий запуск маршевого двигателя РБ    
Выключение маршевого двигателя РБ    
Запуск ДКИ    
Отключение ДКИ    
Выключение СУ РБ   
 
 
0:00:14.05
0:00:00.25
0:00:00.00
0:00:07.20
0:01:58.02
0:02:00.54
0:02:00.72
0:02:02.22
0:02:07.10
0:02:50.65
0:04:44.08
0:05:03.95
0:05:04.95
0:05:10.95
0:14:38.31
0:14:38.31
0:16:25.95
0:19:45.95
1:16:15.65
1:16:19.95
1:16:38.87
1:16:38.87
1:36:46.95
1:37:01.95
1:37:05.95
1:37:05.95
1:51:19.85
1:54:39.85
1:54:45.95
1:54:53.95
1:55:10.95
1:55:15.95
2:08:16.95
 
Отделение ЭПН КА прошло на втором витке в зоне видимости ОКИК "Красное Село". Маневр увода РБ выполнялся сначала с помощью маршевого двигателя. Затем включились двигатели коррекции импульса для полной выработки остатков топлива.
 
Планы на будущее
 
СП Eurockot Launch Services GmbH назвало состоявшийся пуск Коммерческим демонстрационным полетом (Commercial Demonstration Flight CDF). "После этого успешного запуска "Рокот" и средства космодрома Плесецк, в который мы вложили приблизительно 35 млн $, достигли полной эксплуатационной годности", - сказал главный исполнительный директор Eurockot LS GmbH Гюнтер Штамерйоханнс (Gunter Stamerjohanns).
 
По планам Eurockot'а, первый коммерческий пуск должен состояться в июне 2001 г. с двумя научными КА Grace. Кроме них, теперь, когда перспектив на запуски КА Iridium практически нет никаких, в портфеле заказов Eurockot'а остался контракт на два пуска "Рокота" в 2001-02 гг., на каждом из которых будет по три КА низкоорбитальной пакетной связи E-Sat для компании E-Sat (США). Также близок к заключению контракт с компанией Leo One USA Corp. (США) на девять пусков РН с семью КА на каждой в 2001-03 гг. с космодрома Байконур. Кроме того, ведутся переговоры с организациями STDC и NRL (США) о запуске на "Рокоте" КА Nemo в 2001 г., с компанией Kitcomm (Австралия) - о трех пусках РН с семью КА на каждой в 2001-02 гг. Также "Рокот" предлагается в качестве носителя для КА QuickBird 2 компании Earthwatch Inc. (США) и для КА RocSat 2 компании NSPO (Тайвань).
 
Объявленная СП Eurockot стоимость одного пуска "Рокота" составляет 12-13 млн $ для одиночной полезной нагрузки и 12.5-14 млн $ для групповых запусков. Оцениваемая частота пусков - до шести в год, хотя технический и стартовый комплексы позволяют сократить время между двумя пусками до 8 суток.
 
Источники:
1. Пресс-релизы РВСН, ГКНПЦ им.М.В.Хруничева и Eurockot LS GmbH.
2. ROCKOT User's Guide / Eurockot Launch Services GmbH, 1999.
3. Газета ГКНПЦ им.М.В.Хруничева "Все для Родины", №16, 1998.
4. О.Урусов. "Рокоты" стартуют с Байконура. Журнал "Космодром", №2, 2000.
5. Каталог "Оружие России". Том IV: Оружие Ракетных войск стратегического назначения, М., 1997, с.124-128.
6. Стратегическое ядерное вооружение России. Кол. авторов под ред. П.Л.Подвига, М., 1998, с.192-194.
7. Кожухов Н.С., Соловьев В.Н. Комплексы наземного оборудования ракетной техники. М., 1997.
8. Материалы конференции пользователей ILS'99 (15-19 марта 1999 г., Сан-Диего).