Ракетный комплекс Р-14 (11К65)

     Еще в 1961 году в 4 НИИ МО в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 3.08.1960 г. N 867-363, как отмечалось в разделе 2.5.3, был выпущен эскизный проект "Разработка и создание комплекса средств измерения и управления для обеспечения лётно-конструкторских испытаний комплекса 63С1, запуска малых искусственных спутников Земли ("МС") и комплекса 65С3 на базе изделия 8К65". Создание и эксплуатация измерительного комплекса сыграли большую в лётной отработке ракетно-космических комплексов 63С1 и 65С3, а также в формировании и использовании орбитальной группировки малых ИСЗ для решения задач оборонного характера. Разработка и создание ракетно-космического комплекса 65С3 (впоследствии 11К65 и 11К65М) заслуживает более подробного освещения, поскольку этот комплекс уже свыше 30 лет успешно эксплуатируется для решения задач в интересах МО.
     В основу комплекса 65С3 была положена боевая ракета 8К65, созданная ОКБ 586 (Главный конструктор М.К.Янгель).
     Ракета 8К65 разработана по прямому назначению для поражения важнейших стратегических целей на территории противника.
     Благодаря особенностям конструкции корпуса и высокоэффективной двигательной установке была создана одноступенчатая ракета с очень большой дальностью стрельбы.
     Конструкция корпуса ракеты отличается совершенством технических решений.
     Из прессованных панелей алюминиевого сплава АМг-6Н изготавливаются обечайки бака горючего и часть секций обечайки бака окислителя. 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. Панели собираются на стапеле и свариваются по стыкам аргонно-дуговой сваркой, образуя цилиндрическую оболочку бака. Затем изнутри к стрингерам оболочки привариваются навесные кольцевые шпангоуты. 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.
     С баком горючего соединяется приборный отсек. Оболочка отсека, как и у топливных баков, тонкостенная из алюминиевого сплава Д19АТ, но подкрепляющий набор из шпангоутов и стрингеров (алюминиевый сплав Д16Т) приклепан к ней. Такая конструкция - негерметична, но все приборы, которые устанавливаются в отсеке, могут надёжно работать в разреженной атмосфере. Отсек размещен в зоне центра масс ракеты. Этим создаются наилучшие условия прежде всего для работы гироприборов за счёт удаления их от источников вибраций двигателя и уменьшения влияния амплитуд колебаний ракеты.
     Система управления полётом ракеты - автономная. Основные приборы СУ расположены в приборном отсеке.
     В бак горючего, в его туннельную трубу вводятся магистральный трубопровод окислителя, по которому тот поступает в двигатель.
     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.
     С силовым шпангоутом бака горючего стыкуется рама двигателя 8Д613. Рама связывает все четыре его камеры сгорания. В головке каждой камеры сгорания 793 форсунки, их строго определенное положение позволяет хорошо смешивать компоненты топлива и тем обеспечивать высокую полноту сгорания. Через крайние форсунки поступает только горючее, избыток которого у огневой стенки защищает её от прогара.
     Каждые две камеры сгорания объединяются в блок. Он обслуживается одним турбонасосным агрегатом, подающим в камеру сгорания более 300 кг топлива в секунду при давлении горючего в 110 кгс/см², а окислителя - в 97 кгс/см².
     Турбина турбонасосного агрегата вращается со скоростью 9500 об/мин. её мощность 4800 л.с. полностью используется центробежными насосами окислителя и горючего. При крыльчатках с двусторонним входом и двухрядной турбине разработчикам удалось создать высокооборотный ТНА с малыми габаритами и массой.
     Применение газогенератора, работающего на основных компонентах топлива, помимо уменьшения массы упростило как двигательную установку, так и обслуживание ракеты.
     В блоке из двух двигателей турбонасосный агрегат установлен между камерами сгорания у критических сечений сопел. Это позволило существенно уменьшить длину двигателя, а, следовательно, и ракеты.
     Благодаря общей системе запуска, все камеры двигателя включаются одновременно и тем устраняется опасность опрокидывания ракеты на стартовом столе.
     Четырёхкамерный двигатель с насосной подачей компонентов топлива, а также датчиками телеметрического контроля в полностью собранном состоянии пристыкован к корпусу ракеты-носителя. Сила тяги двигателя передается через раму на силовой шпангоут бака горючего.
     Корпус хвостового отсека выполнен в виде тонкостенной конической оболочки, подкрепленной продольно-поперечным набором из стрингеров и шпангоутов. Оболочка изготовлена в форме кругового прямого усеченного конуса с большим основанием в зоне донного среза корпуса ракеты. Материалы конструкции: оболочки - Д19АТ, подкрепляющего набора - Д16Т. Конструкция корпуса - клепаная, негерметичная. Коническая форма корпуса хвостового отсека и её использование в компоновке ракеты большим основанием к донному срезу позволяют разместить двигатель, сдвинуть центр давления вниз по длине ракеты от центра масс и улучшить её стабилизацию в полёте.
     Торцами, совпадающими с внешней плоскостью нижнего торцевого шпангоута, с помощью фитингов на наружной поверхности корпуса хвостового отсека в плоскостях стабилизации установлены трапецеидальные аэродинамические стабилизаторы, ниже их, как продолжение фитингов - стояночные опоры, а под углами 450 к плоскости стабилизации на том же шпангоуте, размещены на кронштейнах графитовые газовые рули с электрическими рулевыми машинами.
     На технической позиции полигона проводятся автономные испытания ракеты. Проверяется на герметичность двигательная установка: через стартовый пневмощиток сжатый воздух поступает в баки и магистрали, камеру сгорания. По падению давления судят о герметичности системы. Ведется настройка и проверка автоматики двигательной установки, её редукторов, электропневмоклапанов.
     Испытания гиростабилизированной платформы. По командам гиростабилизатора газовые рули заставляют ракету двигаться по заданной траектории, близкой к расчётной. Корпус гиростабилизированной платформы вместе с ракетой, на которой он закреплён, может поворачиваться и наклоняться в полёте под действием возмущений, но гиростабилизированная платформа или, сокращенно, стабиплата сохраняет постоянное положение осей в мировом пространстве. Используя неподвижность стабиплаты, датчики пропорционально углам поворота ракеты и отклонениям её от расчётной траектории вырабатывают команды на газовые рули.
     Корпус гиростабилизатора отлит из сплава алюминия, по его днищу проложена разнообразная аппаратура. Стабиплата должна иметь три степени свободы относительно корпуса. Поэтому корпус и стабиплата связаны через карданов подвес. Его внешняя рамка называется лирой. Она изготовлена из титана. Лира уста-новлена в подшипниках корпуса. Действие гироскопической стабилизации заставляет лиру оставаться неподвижной при вращениях корпуса. Пропорционально углу поворота индукционным датчиком вырабатываются электрические сигналы, по которым отклоняются газовые рули, устраняющие вращение ракеты. Индукционных датчиков на стабиплате - три, каждый реагирует на повороты ракеты относительно одной из трёх её осей.
     Датчик представляет собой малогабаритную электрическую машину. Ротор, поворачиваясь вместе с ракетой, индуцирует в неподвижной катушке статора электрокоманды.
     Второй рамкой карданового подвеса служит кольцо, по которому проложены электропровода и трубки, подводящие воздух к гироскопам.
     В кольце на подшипниках устанавливается стабиплата с гнездами для трёх гироскопов. Стабиплата может поворачиваться относительно кольца, а кольцо - относительно лиры, лира - относительно корпуса.
     Благодаря такому кардановому подвесу и стабилизации его тремя гироскопами, сохраняется неизменным положение стабиплаты в мировом пространстве, независимо от эволюций ракеты в полёте.
     Повороты ракеты относительно неподвижной стабиплаты вызывают команды с индукционных датчиков на газовые рули. Так работает автомат угловой стабилизации.
     Неизменность положения стабиплаты используется для установки на неё обойм с датчиком боковой и нормальной стабилизации центра масс ракеты. Датчики реагируют на отклонения ракеты от расчётной траектории, вырабатывая команды на газовые рули и, тем самым, в несколько раз, по сравнению с прежними системами управления, которые устанавливались на баллистические ракеты дальнего действия, созданные до ракеты 8К65, повышая точность попадания головной части ракеты в цель.
     На стабиплате установлена также обойма с пятью измерительно-преобразовательными головками интегратора. Команды на выключение двигателя проходят после срабатывания трёх из них. Все это повышает надёжность и точность работы автомата управления дальностью.
     В гнезда стабиплаты устанавливаются три гироскопа. Собственно гироскопом является ротор асинхронного электродвигателя, скорость вращения которого во время работы достигает 30 тыс. оборотов в минуту. Вместе с опорами ротор помещается в кожух, образуя чувствительный элемент гироскопа. В зазор между чувствительным элементом и рубашкой, которая на него надевается, подается сжатый воздух. Он создает воздушную подушку, в которой как бы плавает чувствительный элемент. Это практически исключает трение в опорах и в несколько раз повышает точность работы гиростабилизатора.
     Ракета в полёте разворачивается к цели по определенной программе, команды на газовые рули поступают от индукционных датчиков при развороте стабиплаты шаговыми моторами. Одновременно по той же программе наклоняются датчики боковой и нормальной стабилизации. Это повышает точность их работы.
     На технической позиции гиростабилизатор испытывается совместно с аппаратурой и газовыми рулями, после чего он устанавливается в приборный отсек ракеты. При этом оси гиростабилизатора должны занять строго определенное положение.
     Применение впервые на ракете 8К65 такой автономной системы управления полётом на базе гиростабилизированной платформы позволило существенно повысить точность стрельбы как по дальности, так и в боковом направлении.
     На шаговые моторы стабиплаты команды для разворота ракеты по программе поступают с генератора программируемых импульсов.
     Генератор задает и программу изменения скорости ракеты. Для надёжности параллельно работают два блока. Принцип работы следующий. На киноленте записываются в виде чередующихся черных и белых промежутков четыре программы: в верхней строке - разворот ракеты, во второй, третьей и четвёртой - летнее, зимнее и осеннее значения изменения скорости ракеты по траектории. Лента протягивается через блок светочувствительных датчиков. Фотодиодами датчиков каждая черно-белая пара превращается в электрический импульс. Прохождение одного импульса приводит к повороту ракеты на две угловые минуты или изменению скорости на 4,4 м/с.
     Применение генератора программируемых импульсов вместо кулачковых программных механизмов, как это практиковалось на более ранних образцах ракет дальнего действия, уменьшило погрешности разворота ракеты на цель, повысило точность стрельбы по дальности.
     На технической позиции проверяется и работа автомата управления дальностью, той части системы, которая связана с автоматикой двигательной установки. В систему автоматики двигательной установки подается сжатый воздух, проверяются все элементы данной системы.
     Успешным завершением комплексных испытаний подтверждается исправность всех систем ракеты.
     Затем проводится комплексная проверка головной части, в которой помимо телеметрической системы смонтирована и аппаратура спецснаряжения. При испытаниях проверяется надёжность и безопасность её действия.
     С помощью датчиков проверяется также и толщина теплозащитного покрытия головной части.
     С корпусом ракеты головная часть соединена пироболтами. По главной команде от интегратора на выключение двигателя болты разрываются и освобождают головную часть. Сразу после этого включаются три пороховых тормозных двигателя. Их действие замедляет полёт ракеты и разворачивает ее. Соударение корпуса с головной частью исключается. Уменьшается и влияние остаточной тяги двигателя, так называемого "импульса последействия", на рассеивание точек падения головной части.
     После подготовки ракеты на технической позиции её перевозят на грунтовой тележке к месту старта.
     Одновременно с ракетой в едином комплексе с нею при лётных испытаниях проверяется и подъёмно-транспортное, заправочное, пусковое и другое наземное оборудование.
     Лётные испытания позволяют освоить ракету и наземный комплекс, выявить и устранить все малоэффективные и недостаточно работающие системы, узлы и агрегаты, внести необходимые конструктивные улучшения. В результате ракета должна превратиться в надёжный образец вооружения.
     На всю продолжительность периода предстартовой подготовки ракета соединяется ветровыми креплениями с пусковым столом. При транспортировке, установке на стол и заправке в ракете, особенно на стадии её освоения, могут проявляться различные неисправности. Поэтому на стартовой позиции вновь проводятся проверки.
     Испытаниям подвергается автомат угловой стабилизации. Соответственно командам, подаваемым с пульта, проверяется отклонение тех или иных газоструйных рулей. Проводится настройка интеграторов автомата управления дальностью: время задержки их электрических элементов строго соответствует заданной дальности стрельбы, по декатронным счётчикам определяется разность во времени заряда и разряда интеграторов, она не должна превышать 0,2 с, иначе снизится точность стрельбы.
     После завершения проверок ракеты на стартовую площадку доставляются компоненты топлива Вначале прибывают два заправщика с окислителем. В цистернах - азотная кислота с четырёхокисью азота. Такой окислитель транспортируют и хранят в емкостях из алюминия или нержавеющей стали. Другие металлы им разрушаются.
     Затем доставляется цистерна с горючим - диметилгидразином несимметричным. Горючее и окислитель - сильно токсические компоненты. Персонал, участвующий в заправке, работает только в защитных костюмах и противогазах.
     В ракету компоненты топлива подаются одновременно из двух заправщиков. Шлангами их соединяют с заправочно-сливными трубопроводами ракеты. Герметичность заправочных магистралей проверяется опрессовкой азотом. В цистернах измеряется температура и определяется плотность горючего и окислителя. Рассчитывается их доза, подлежащая заправке в ракету. Включаются насосы заправщиков. Их производительность позволяет за 15 мин. перекачать компоненты топлива в ракету. Предварительные пробы этих компонентов проходят анализ в лаборатории. Определяются их физико-химические характеристики. Преимуществом окислителя на основе азотной кислоты является его большая плотность и самовоспламеняемость в паре с несимметричным диметилгидразином. В связи с последним преимуществом отпала необходимость в зажигательных устройствах, повысилась надёжность запуска двигателя. В лаборатории производится проверка компонентов на самовоспламеняемость.
     По окончании заправки машины обслуживания и заправщики отходят от стартовой площадки. Из-за высокой температуры кипения горючее и окислитель испаряются слабо, поэтому ракета продолжительное время может находиться в состоянии полной боевой готовности.
     Пуск ракеты производится дистанционно из бункера. Перед пуском из бункера подается электрический импульс на подрыв мембран. Они предохраняют уплотнения насосов и клапанов от разъедания компонентами топлива, заправленными в ракету. Воздух и азот наземных баллонов поступает под большим давлением в пусковые бачки, горючее и окислитель выдавливаются в газогенератор, где сгорая образуют газы, вращающие турбину. Давление за насосами горючего и окислителя возрастает, открываются клапаны, компоненты топлива поступают в камеры сгорания, самовоспламеняются и двигатель выходит на режим.
     С летящей ракеты телеметрическая система непрерывно посылает на Землю информацию о поведении агрегатов и систем. Она принимается наземными станциями телеметрического контроля и записывается на пленки. Расшифровка записей позволяет определить действительные характеристики агрегатов и систем ракеты при её движении по траектории.
     При приближении скорости полёта ракеты к конечному, определенному расчётом, значению из автомата управления дальностью подается предварительная команда, по которой прекращается подача топлива в газогенератор. Уменьшаются обороты турбины, снижается подача компонентов топлива в камеры сгорания, тяга двигателя резко падает, скорость ракеты нарастает теперь медленно и при достижении строго определенного её значения, соответствующего заданной дальности, подается главная команда на выключение двигателя. Отсечной клапан окислителя закрывается, из-за снижения давления закрывается и клапан горючего. Для уменьшения в двигателе процесса догорания остатки горючего выбрасываются сжатым азотом из зарубашечного пространства и двигатель полностью выключается.
     После разрыва пироболтов головная часть отделяется от корпуса ракеты. Тормозные пороховые двигатели замедляют полёт корпуса и разворачивают его относительно поперечной оси, устраняя соударение с головной частью.
     Одноступенчатая ракета 8К65 успешно прошла лётные испытания.
     В 1961 году в 4 НИИ МО был обоснован и разработан проект ТТТ к создаваемому комплексу с ракетой 65С3 на базе боевой ракеты 8К65, в конце 1961 года были составлены и выданы ТТТ МО к комплексу с разрабатываемой ракетой-носителем. Согласно тактико-техническим требованиям ракета-носитель на базе 8К65 должна была обеспечить выведение ИСЗ оборонного назначения массой до 1500 кг на круговую орбиту высотой 200 км и наклонением 51,7⁰, а также массой до 300 кг на круговую орбиту высотой 1700 км и наклонением около 75⁰.
     В соответствии с данными требованиями ОКБ-586 под руководством Главного конструктора М.К.Янгеля в 1963 году была разработана двухступенчатая ракета-носитель 65С3 с последовательным расположением ступеней, являвшаяся универсальным средством выведения КА лёгкого класса.
     Она отличалась от прототипа (8К65) наличием специально разработанного ракетного ускорителя второй ступени СЗ, заменой в ракетном ускорителе первой ступени конической части бокового отсека 8К65 на цилиндрическую, установкой на верхнее днище бакового отсека ускорителя первой ступени теплозащитного экрана, на верхний шпангоут ускорителя - переходного отсека, переносом приборного наполнения межбакового отсека на ускоритель второй ступени в приборный отсек новой разработки.
     Ускоритель второй ступени СЗ - моноблочный, диаметром 2,4 м и длиной около 6,6 м с двигателем 11Д47, который работал на топливе "АК-27И + НДМГ", тех же, что и на первой ступени. Двигатель открытой схемы, двукратного запуска с тягой в пустоте 16,0 тс и удельным импульсом в пустоте 303,3 с. Управление полётом ступени СЗ обеспечивали рулевые сопла двигателя 11Д47.
     Компоновочная схема ускорителя отличалась передним расположением бака окислителя и новым приборным отсеком, расположенным над баком окислителя. Конструктивно корпус ускорителя выполнен цилиндрическим, топливный отсек - с совмещенным днищем, разделяющим емкости окислителя и горючего, обечайки баков - цилиндрические несущие гладкостенные, сварные со сферическими днищами. Для доступа в топливные баки устроены люки-лазы. В баках установлены системы и элементы, обеспечивающие функционирование двигательной установки, повторные включения двигателя в условиях невесомости. Основной конструкционный материал баков - алюминиевый сплав АМг-6М.
     Принадлежностью ускорителя второй ступени являлись также рама крепления полезного груза и система отделения его от ракеты-носителя.
     Система отделения полезного груза основана на использовании пиротолкателей, установленных в кронштейнах верхнего пояса рамы.
     Новой проблемой явилась также разработка головного обтекателя.
     Конструктивно головной обтекатель выполнен в виде цилиндро-конической оболочки из алюминиевого сплава Д19АТ, подкрепленной набором шпангоутов и стрингеров из алюминиевого сплава Д16Т, с теплозащитным покрытием на внешней поверхности конуса. Обтекатель собран из панелей и имеет продольные и поперечные стыки.
     Отличительными особенностями головного блока ракеты-носителя 65С3 являлись:
     - компоновка системы управления полётом в виде отдельных герметизированных приборных блоков, устанавливаемых на раме полезного груза под головным обтекателем;
     - термостатирование полезного груза на старте путём подачи термостатирующего воздуха под головной обтекатель через два люка, расположенных в районе стыка с приборным отсеком;
     - прицеливание ракеты-носителя с помощью призмы, установленной на стабиплате.
     Призма прицеливания установлена на плате через люк со стороны III плоскости стабилизации в головном обтекателе и контактирует со стабиплатой через специальные опорные поверхности на гироприборе.
     Лётно-конструкторские испытания ракеты-носителя 65С3 были начаты 18 августа 1964 года и проводились со стартовой позиции наземного типа на 5 НИИП МО.
     При этом были выведены на орбиту ИСЗ три малых спутника связи ("Космосс-16, -38, 39, -40"). 16 июля 1965 года одним пуском РН 65С3 впервые были выведены на орбиты пять КА ("Космос-71, -72, -73, -74, -75"). Всего в 1964-65 гг. было проведено семь пусков РН 65C3, из которых один (23.10.1964 г.) был аварийным вследствие отказа двигателя 11Д47 на 273 с полёта второй ступени из-за нарушения герметичности трубопровода горючего. При всех пусках РН 65С3 в качестве полезного груза использовались малоразмерные связные ИСЗ "Стрела-1". На этом ЛКИ РН 65С3 были закончены.
     На базе РН 65С3 в 1964 году ОКБ-586 разрабатывается ракета-носитель 11К65. Основным отличием этой ракеты от прототипа является оснащение второй ступени носителя системой малой тяги, обеспечивающей так называемое "растягивание" активного участка по времени полёта и за счёт этого - выведение полезного груза на орбиты с высотой перигея до 1500 км. Для обеспечения работы двигательной установки на режиме малой тяги, ракетный ускоритель второй ступени был снабжен двумя парами дополнительных топливных баков для компонентов топлива АК-27И и НДМГ малого диаметра, расположенными на корпусе основного бакового отсека второй ступени в плоскости II-IV.
     В 1965 году серийное производство РН 11К65 было налажено на Красноярском машиностроительном заводе, а затем передано в производственное объединение "Полёт" в г. Омске.
     С 1965 года по 1968 год с 5 НИИП МО было проведено 7 пусков РН 11К65, из которых 3 пуска закончились авариями. На основании анализа результатов ЛКИ РН, было принято решение о модернизации 11К65. Модернизированная ракета-носитель 11К65М (Конструкторское бюро производственного объединения "Полёт". Главный конструктор - Клинышков) является до настоящего времени единственным, изготавливаемым в России средством выведения КА лёгкого класса военного, народнохозяйственного, научного и коммерческого назначения.
     На обеих ступенях РН установлены жидкостные ракетные двигатели, работающие на тех же, что и у прототипа - РН 11К65 - компонентах топлива.
     В качестве двигательной установки первой ступени используется четырёхкамерный ЖРД 11Д614. Как и на прототипе, управление на участке полёта первой ступени осуществляется газоструйными графитовыми рулями.
     На второй ступени используется однокамерный ЖРД 11Д49, обеспечивающий двукратное включение. Двигатель работает на трёх режимах: основном режиме, режиме рулевых сопел и режиме малой тяги.
     Космические аппараты (до семи штук при одном запуске) устанавливаются под головным обтекателем на специальной системе последовательного отделения аппаратов.
     Система управления движением РН разработана с учетом возможности задания различных программ тангажа, кажущейся скорости, временных команд. В приборы системы управления заложено десять программ тангажа и две программы кажущейся скорости.
     Особенностью системы управления является то, что она построена на счётно-решающих приборах с элементами дискретного действия, что позволяет получить программные функции в пределах длительного времени с заданной точностью.
     Все командные и большинство приборов системы управления РН устанавливаются на ферменном шасси крепления КА под головным обтекателем.
     Пуски РН 11К65М производятся с космодрома "Плесецк" со стартовой позиции 11П865М ("Восход") наземного типа с башней обслуживания и двумя пусковыми установками. Все операции по обслуживанию РН на старте максимально механизированы и автоматизированы. С 1978 года для пусков РН 11К65М переоборудован и стартовый комплекс "Радуга" РН 11К63.
     РН 11К65М эксплуатируется с 1971 года, а с 1973 года с 4 ГЦП эксплуатируется и спецноситель К65М-Р, используемый для пусков по баллистическим суборбитальным траекториям с имитацией подлета межконтинентальных ракет. Именно на эти пуски приходится подавляющее большинство ракет 11К65М, запускавшихся с 4 ГЦП - до 20 в год (в интересах отработки средств ПРО) против 2-4 орбитальных (в интересах ВКС). Для запусков РН 11К65М на 4 ГЦП также используется стартовая позиция комплекса "Восход" наземного типа.
     Выведение КА на орбиты функционирования осуществляется по схеме с двукратным включением двигательной установки второй ступени. После первого включения ДУ полёт второй ступени происходит по переходной траектории, в расчётной точке которой вторым включением ДУ обеспечивается дополнительный импульс скорости, необходимый для выведения КА на орбиту функционирования.
     Заданные значения параметров траектории (высоты, скорости и угла наклона вектора скорости к местному горизонту) достигаются за счёт выбора продолжительности работы ДУ второй ступени на первом и втором включениях, а также за счёт продолжительности интервала между включениями.
     Сброс головного обтекателя осуществляется на участке полёта второй ступени на высоте 75 км при скоростном напоре 14 кгс/м².
     Космический аппарат при одиночном запуске отделяется от ракеты-носителя после срабатывания пироэлементов в стыке КА с РН с помощью четырёх толкателей, установленных на ферме крепления КА. Команда на отделение КА подается через 20 с после команды на выключение двигательной установки второй ступени.
     Основные характеристик ракеты-носителя 11К65М следующие. Стартовая масса - 109 т. Масса запускаемых КА - до 1400 кг. Орбиты функционирования КА: эллиптические и околокруговые высотой от 250 до 1700 км с наклонениями 51,66, 74,83⁰. Длина РН - 32,4 м, диаметр корпуса - 2,4 м. Тяга двигателей: первой ступени на Земле - 151,5 тс, в пустоте - 177,9 тс; второй ступени (в пустоте) - 16,0 тс. Система управления - автономная инерциальная. Управление пуском РН - дистанционное автоматизированное. Условия пуска РН: температура окружающей среды -40...+50⁰С; скорость ветра у Земли - до 20 м/с.

Далее...