2-я ступень состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Кроме того, по бокам ступени смонтированыљ два навесных блока баков основных компонентов, обеспечивающих работу системы малой тяги (СМТ) и второе включение маршевого ЖРД. Короткий приборный отсек имеет клепаную конструкцию, выполнен из алюминиевого сплава. На него опирается рама крепления полезного груза,љ на которой размещаются приборы системы управления ракетой. Кроме того, приборный отсек служит для соединения 2-й ступени с головным обтекателем. Топливный отсек (ТО) сварной, из сплава АМГ-6, 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, нижнее ? составное, образовано усеченным конусом и полусферой, обращенной внутрь бака. Крепление двигателя 2-й ступени безрамное ? камера двигателя с помощью четырех кронштейнов на смесительной головке крепится прямо к нижнему шпангоуту конического днища ТО. В хвостовом отсеке 2-й ступени размещены электроприводы рулевых сопел и тормозной РДТТ. 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 2-й ступени размещена двигательная установка (ДУ), разработанная в КБ химического машиностроения под руководством А.М. Исаева. В состав ДУ входят маршевый двигатель и двигатель СМТ. Оба двигателя тесно увязаны конструктивно и функционально.
љКомпоненты топлива: окислитель ? АК-27И, горючее ? НДМГ; масса: стартовая 18,9 т, сухая 1,72 т; длина 4,2 м; наибольший поперечный размер 3,5 м; диаметр: топливного отсека 2,4 м, баков СМТ 0,355?0,4 м; двигательная установка ДУ-49; тяга в вакууме: основной режим 158 кН, промежуточный режим 5,5 кН, режим СМТ 0,1 кН; удельный импульс в вакууме: основной режим 297 с, промежуточный режим 172 с, режим СМТ 173 с; продолжительность работы: основной режим до 430 с, промежуточный режим до 70 с, режим СМТ до 3800 с.
Rockets
1-я ступень РН включает переходный отсек, бак окислителя, межбаковый отсек, бак горючего, силовое кольцо и хвостовой отсек. Переходный отсек предназначен для соединения ступеней. Кроме того, в нем размещается двигательная установка 2-й 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 2-й ступени при разделении. Люки верхнего пояса закрываются крышками, нижнего ? заклеиваются тканью.љ
Конструкция баков окислителя и горючего 1-й ступени практически одинакова. Каждый бак состоит из цилиндрической обечайки и двух сферических днищ, приваренных к ней через торцевые пустотелые шпангоуты. Обечайка образована восемью панелями с продольными ребрами, обращенными внутрь бака. На этих ребрах с помощью специальных элементов (фитингов) смонтированы формообразующие шпангоуты уголкового профиля.љ
Через бак горючего в тоннельной трубе проходит расходный трубопровод окислителя. Дренажно-предохранительный клапан бака горючего находится в хвостовом отсеке, 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 конструкции из алюминиевых сплавов, служит для соединения баков горючего и окислителя. На наружной поверхности отсека размещены два тормозных РДТТ системы разделения ступеней, закрытые обтекателями. Хвостовой отсек конической формы, имеет традиционную клепанную конструкцию. Диаметр большего основания конуса 2,8 м. Коническая форма позволяет снизить степень статической неустойчивости ракеты в полете. Этому способствуют также размещенные на хвостовом отсеке аэродинамические стабилизаторы. На нижнем торцевом шпангоуте отсека установлено четыре кронштейна, которые служат в качестве стартовых опор. В них размещены опоры осей газовых рулей и их приводы. В отсеке расположен двигатель 1-й ступени ? четырехкамерный ЖРД РД-216М. Тяга от него передается через специальную сварную раму на силовое кольцо. Регулирование тяги в полете осуществляется одновременным изменением подачи в газогенераторы обоих компонентов при сохранении их соотношения и стабилизации температуры генераторного газа; проводится гидроредукторами окислителя и горючего, управление которыми обеспечивают синхронно перенастраиваемые от системы 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. Большинство агрегатов автоматики двигателя имеет дублированный пиротехнический привод.љ
Компоненты топлива: окислитель ? АК-27И, горючее ? НДМГ; масса: стартовая 86,5 т, сухая 5,34 т; длина 22,48 м; наибольший поперечный размер 4,53 м; наибольший диаметр хвостового отсека 2,8 м; диаметр топливных баков 2,4 м; двигатель РД-216М; тяга: на Земле 1480 кН, в вакууме 1740 кН; удельный импульс: на Земле 242 с, в вакууме 285 с; продолжительность работы 130 с.
?Космос-3М? - двухступенчатая РН России среднего класса для вывода КА на низкие околоземные орбиты и отработки процессов возвращения и входа в атмосферу элементов ракетной и космической техники и отработки наземных средств управления и связи. Производитель ? ПО ?Полет? (г. Омск). ?Космос-3М? - единственная РН, которую можно запускать с трех полигонов ? Плесецк, Капустин Ярљи Байконур. 1-я ступень РН заимствована от баллистической ракеты Р-14 (SS-5), которая разработана в НПО ?Южное? (г. Днепропетровск). Первый запуск произведен в 1964 году. Изготовлено более 750 РН. РН имеет самые высокие показатели надежности запуска (97%). Топливо ? смесь азотной кислоты и азотного тетроксида и несимметричный диметилгидразин. Время работы 1-й ступени 130 с; на ней размещены два двухкамерных двигателя РД-216М. Вторая ступень работает в течение 325 ? 335 с и может быть включена повторно. После первого включения 2-й ступени блок достигаем максимальной высоты полета, где производится повторное включение для получения необходимой орбиты. Управление параметрами орбиты КА достигается выбором продолжительности пассивных и активных участков траектории. Управление полетом 2-й ступени ракеты осуществляется инерциальной системой управления с использованием верньерных двигателей, имеющих тягу 5,9 кН (для большого) и 1 кН (для малого). Разделение 1-й и 2-й ступеней осуществляется по полугорячей схеме. При этом еще до разрыва механической связи между ступенями, в момент выключения ЖРД 1-й ступени, производится запуск маршевого двигателя 2-й ступени на режим работы рулевых сопел. Истекающие из них газы попадают в переходный отсек и удаляются из него через нижние люки. После полного выключения ЖРД 1-й ступени механическая связь между ступенями разрывается с помощью пиропатронов и одновременно запускаются тормозные РДТТ, установленные на 1-й ступени, - осуществляется плавное расхождение ступеней.
Сброс головного обтекателя производится на участке полета 2-й ступени на высоте ? 75 км при скоростном напоре около 14 кг/мќ. При этом обтекатель при раскрытии замков продольного и поперечного стыка делится на две створки. Их программный разворот и отбрасывание от ступени осуществляются с помощью пружинных толкателей.
1-я ступень
2-я ступень
Головной обтекатель
Подготовка к старту
РН обеспечивает запуски КА на эллиптические и околокруговые орбиты высотой от 250 до 1700 км с наклонениями 51, 66, 74 и 83њ, масса полезного груза составляет от 1500 кг (высота орбиты 250 км) до 500 кг ( высота 1700 км). РН ?Космис-3М? способна выводить на орбиту в одном пуске до восьми КА, а также КА массой до 850 кг на солнечно-синхронную орбиту высотой 475 км и наклонением 97,3њ. Этой РН были запущены ИСЗ серии ?КОСПАС? международной системы спасения ?КОСПАС-САРСАТ?, индийские ?Ариабхата?, ?Бхаскара?, французский ?Снег?, шведский ?Астрид?, американский ?Файсат-1?, навигационно-связные КА. Кроме того, с помощью РН этого типа проводились многочисленные астрофизические, технологические и др. эксперименты в интересах отечественных и международных организаций, в том числе и при суборбитальных полетах. Для отработки входа в атмосферу и проведения технологических экспериментов РН может вывести на баллистическую траекторию с максимальной высотой полета 200 ? 4450 км полезные грузы массой 500 ? 1500 кг и временем пассивного полета до входа в атмосферу от 5 с до 2850 с.
Произведено пусков на 1.01.2000: успешных 402, частично успешных 7, аварийных 18. Стартовая масса 108 т, сухая масса (с головным обтекателем) 8,16 т. Масса полезного груза, выводимая на круговую орбиту высотой 200 км с наклонением 51њ - 1,5 т. Длина (без головного обтекателя) 26,68 м, наибольший поперечный размер 4,53 м. Точность выведения: по высоте до 40 км, по периоду обращения до 30 с, по углу наклонения орбиты до 8?.