На главную сайта   Все о Ружанах

РАКЕТНЫЕ СИСТЕМЫ РВСН. ОТ Р-1 - К ТОПОЛЮ-М

1. ЭТО НАЧИНАЛОСЬ ТАК

Назад.

Оглавление.

Далее.

Наземный боевой ракетный комплекс
с межконтинентальной ракетой Р-16 (8К64) (SS-7, Saddler) [59]

Ракета Р-16 – двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета для наземных стартовых комплексов. Разработана в ОКБ-586 под руководством М.К. Янгеля. Проектирование начато 17 декабря 1956 года. Первый успешный испытательный пуск проведен на полигоне Байконур 2 февраля 1961 года. Испытания завершены в феврале 1962 года. Комплекс для наземного старта поставлен на боевое дежурство 1 ноября 1961 года. Принят на вооружение 15 июня 1963 года.

Первая ступень оснащена маршевым двигателем РД-218 (8Д712) с ТНА, состоящим из трех двухкамерных модулей РД-217 (8Д515), унифицированных с двигателями ракеты 8К65. Вторая ступень оснащена двухкамерным маршевым двигателем РД-219 (8Д713) с ТНА. Рулевой двигатель первой ступени 8Д63У имел четыре поворотных камеры сгорания. Рулевой двигатель второй ступени 8Д64У – четырехкамерный. Двигатели спроектированы в ОКБ-456 под руководством В.П. Глушко.

Способ старта – газодинамический. Автономная инерциальная система управления разработана в НИИ-944 под руководством В.И. Кузнецова и в НИИ-692 под руководством Б.М. Коноплева и В.Г. Сергеева. Ракета имеет моноблочную ядерную отделяемую в полете головную часть. Ядерный боезаряд создан под руководством С.Г. Кочарянца.

Серийное производство ракет развернуто в 1961 году на Государственном союзном заводе № 586 в Днепропетровске и Омском авиазаводе № 166. Двигатели изготовлялись на Южном машиностроительном заводе в Днепропетровске, Омском моторостроительном заводе и Красноярском машиностроительном заводе.

Тактико-технические характеристики

Максимальная дальность стрельбы

 

с «легкой» ГЧ, км

13000

с «тяжелой» ГЧ, км

10500-11000

Точность стрельбы (КВО), км

2,7

(предельное отклонение)

10

Мощность заряда, Мт

 

- с «легкой» ГЧ

3

- с «тяжелой» ГЧ

5-6

Забрасываемая масса, кг

 

- «легкая» ГЧ

1475-1500

- «тяжелая» ГЧ

2175-2200

Максимальная стартовая масса, т

140,6-141,2

Масса топлива, т

130

Масса приборов системы управления общая, кг

440

- 1 ступени

152

- 2 ступени

288

Длина ракеты, м

 

- с «легкой» ГЧ

30,44-31,0

- с «тяжелой» ГЧ

34

Длина ГЧ, м

4,5

Максимальный диаметр корпуса

 

- первой ступени, м

3

- второй ступени, м

2,7

- корпуса ГЧ

2,0

Время пуска из полной БГ, мин.

10

Гарантийный срок нахождения в заправленном состоянии, сут.

30

Первая ступень

8С81

Длина, м

14,5

Длина с переходным отсеком

16,8

Диаметр, м

3,0

Тяга ДУ (на земле/в пустоте), тс:

 

- основного

226,5/255,4

- рулевого

28,85/33

Удельный импульс ДУ (на земле/в пустоте), с:

 

- основного

246/289

- рулевого

235/273

Время работы маршевого двигателя, с

90

Вторая ступень

8С82

Длина, м

10,8

Диаметр, м

2,4

Тяга ДУ II ступени (в пустоте), тс:

 

- основного

90

- рулевого

4,92

Удельный импульс ДУ II ступени (в пустоте), с:

 

- основного

293

- рулевого

250

Время работы маршевого двигателя

 

второй ступени, с

125

Ракета была выполнена по схеме «тандем» с последовательным разделением ступеней.

Первая ступень состояла из переходника, к которому посредством четырех разрывных болтов крепилась вторая ступень, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека с силовым кольцом. Вторая ступень, служившая для разгона ракеты до скорости, соответствовавшей заданной дальности полета, имела аналогичную конструкцию. но была выполнена короче и в меньшем диаметре.

Топливные баки I ступени и бак «Г» II ступени – панельной конструкции, а бак «О» II ступени изготовлен из листового материала с применением химического фрезерования. Для обеспечения устойчивого режима работы ЖРД все баки имели наддув. Наддув баков «Г» обеих ступеней осуществляется азотом, бака «О» II ступени – воздухом из шаровых баллонов, размещенных в приборном отсеке, а бака «О» I ступени – скоростным напором встречного потока воздуха. В качестве управляющих органов впервые использованы качающиеся камеры рулевых двигателей.

Разделение ступеней ракеты осуществлялось по следующей схеме: по команде на разделение ступеней выключается основной двигатель и снижается тяга рулевого двигателя I ступени, после запуска рулевого двигателя II ступени происходит разрыв связей между ступенями и торможение корпуса I ступени тормозными ПРД. Запуск основного двигателя II ступени производится после достижения расстояния между ступенями 10-15 м. Отделение головной части производится за счет торможения корпуса II ступени тормозными ПРД после выключения основного, а затем рулевого двигателя II ступени.
Система подачи топлива во всех двигателях – турбонасосная с питанием турбин продуктами сгорания основного топлива. Все ракетные двигатели работали на самовоспламеняющихся при контакте компонентах топлива: окислителе АК-27И и горючем – несимметричном диметилгидразине (НДМГ).

Ракета 8К64 имела защищенную автономную инерциальную систему управления. Она включала автоматы угловой стабилизации, стабилизации центра масс, систему регулирования кажущейся скорости, систему одновременного опорожнения баков, автомат управления дальностью. В качестве чувствительного элемента СУ впервые на советских межконтинентальных ракетах была применена гиростабилизированная платформа на шарикоподшипниковом подвесе. Приборы системы управления располагались в приборных отсеках на первой и второй ступенях. При подготовке к старту ракета устанавливалась на пусковое устройство так, чтобы плоскость стабилизации находилась в плоскости стрельбы.

Ракета могла оснащаться двумя видами ЯБП мощностью от 3 до 6Мт. При стрельбе на максимальные дальности использовалась так называемая «легкая» ГЧ, а на промежуточную и минимальную дальности – «тяжелая» с зарядом более мощного тротилового эквивалента. ГЧ конической формы с полусферической вершиной крепилась к корпусу второй ступени с помощью трех разрывных болтов. Ее отделение осуществлялось за счет торможения второй ступени при срабатывании тормозных пороховых ракетных двигателей. От мощности головной части зависела максимальная дальность полета, колебавшаяся в пределах от 11000 до 13000 км.

Стартовое устройство – стационарная наземная пусковая установка – создано под руководством главного конструктора КБ Новокраматорского машиностроительного завода В.И. Капустинского и главного конструктора Ленинградского ЦКБ-34 Е.Г. Рудяка.

Из истории создания ракетного комплекса

17 декабря 1956 года вышло специальное постановление правительства «О создании межконтинентальной баллистической ракеты Р-16 (8К64)» на высококипящих компонентах топлива с началом летно-конструкторских испытаний в июне 1961 года. Необходимость разработки этой ракеты определялась низкими тактико-техническими и эксплуатационными характеристиками первой советской МБР Р-7. Разработка этой первой МБР на высококипящих компонентах топлива была поручена ОКБ-586, возглавляемому М.К. Янгелем. Эскизный проект выполнен в ноябре 1957 года. В январе 1958 года эскизный проект был одобрен правительственной экспертной комиссией во главе с академиком М.В. Келдышем.

Ввиду обострения международной обстановки постановление правительства от 13 мая 1959 года обязывает ОКБ-586 ускорить разработку комплекса Р-16, выйти на летные испытания в конце 1960 г. и начать серийное изготовление ракет с 1962 г.

Чтобы уложиться в такие крайне сжатые сроки конструкторские коллективы пошли по пути широкого использования наработок по ракетам 8К63 и 8К65. Первоначально 8К64 предполагалось запускать только с наземных пусковых установок. Для разработки системы управления ракеты в г. Харькове было образовано ОКБ-692. Для отработки камер сгорания и газогенераторов рулевых двигателей и систем питания маршевых двигателей на испытательной базе ОКБ-586 был построен комплекс стендов и монтажно-испытательный корпус. Для двигательного КБ ОКБ-586 был сооружен лабораторно-испытательный корпус со стендами для отработки турбонасосных агрегатов. На территории 5 НИИП для ОКБ-586 были выделены площадки, на которых началось строительство стартовой позиции ракеты 8К64, монтажно-испытательного корпуса и жилой зоны. Разработка стартового оборудования была возложена на Новокраматорский машиностроительный завод, а позднее к созданию шахтной пусковой установки «Шексна-В» было привлечено ЦКБ-34.

С целью объединения производственных мощностей и ускорения перехода на серийное изготовление ракет ОКБ-586 и завод №586 приняли решение передать экспериментальное производство ОКБ заводу. В августе 1960 г. начались огневые стендовые испытания ступеней ракеты в НИИ-229. При первом испытании I ступени от мощной струи разрушился отбойный лоток стенда, тем не менее пуск был успешным. Ввиду отсутствия времени на ремонт комиссия решила ограничить испытания единственным пуском и, не ремонтируя лоток, приступить к испытаниям на стенде II ступени. После трех испытаний II ступени ракета была допущена к летным испытаниям. Серийное изготовление ракет 8К64 началось в намеченный правительством срок. Кроме завода № 586 ракеты изготавливал завод № 166.

25 августа 1958 года было завершено строительство завода № 586 в Днепропетровске. 28 августа постановлением правительства ОКБ-586 поручено в кратчайшие сроки завершить работу над Р-16. Все силы ОКБ и предприятия были брошены на создание нового ракетного оружия.

В сентябре 1960 года на полигон Байконур для проведения летно-конструкторских испытаний прибыла первая летная ракета. К этому времени на полигоне было завершено строительство наземных стартовых и технических позиций на площадках 41 и 42.

При подготовке ракеты к первому испытательному пуску 24 октября 1960 года произошла катастрофа. Во время подготовки к пуску была обнаружена неисправность в электросхеме. 24 октября истекал срок, в течение которого заправленная ракета могла находиться на стартовом столе. В случае переноса времени пуска топливо из ракеты надо было сливать, саму ракету увозить со старта для переборки и нейтрализации, и о пуске к празднику 7 ноября уже не могло быть и речи. Поэтому было принято решение устранить неисправности на установленной на стартовом столе, заправленной и находящейся в готовности ракете.

Вопреки инструкциям, на стартовой площадке собралось более ста человек: испытателей, конструкторов, военных. Бортовая автоматика ракеты включила отсчет времени запуска второй ступени и в 18.45 выдала соответствующую команду. Факел работающего двигателя разрушил топливные баки первой ступени. Начался пожар. Ядовитые компоненты топлива вылились на землю.

В этой катастрофе погибли Главнокомандующий РВСН Главный маршал артиллерии Митрофан Иванович Неделин, главный конструктор НИИ-692 Б.М. Коноплев, заместитель председателя ГКОТ Л. Гришин, заместитель начальника полигона Байконур А.И. Носов, заместители главного конструктора ракеты В.А. Концевой и Л.А. Берлин. Главный конструктор М.К. Янгель чудом уцелел. За несколько минут до взрыва он, заядлый курильщик, отошел за укрытие на перекур.

В огне погибли 74 человека, 49 человек получили ранения различной тяжести. 84 солдата и офицера, погибшие в момент катастрофы и умершие позже от ран, похоронены в братской могиле городского парка Байконура.

Наверное, только после этой трагедии специалисты стали представлять опасность, которую таит заправленная ракета. Вот как описывает один из эпизодов генерал-лейтенант в отставке, бывший испытатель полигона Байконур А.С. Калашников:

«Я вспоминаю случай, когда во время подготовки ракеты Р-14 к пуску на 21-й стартовой площадке находился маршал артиллерии МИ. Неделин. Он сидел на стуле недалеко от ракеты, стоящей на пусковом устройстве. Как правило, в таких случаях рядом с ним находилась группа офицеров, генералов, представителей главных конструкторов и ведомств, не имеющих прямого отношения к подготовке ракет к пуску. По окончании комплексных проверок ракеты Р-14 мы с Михаилом Кузьмичем Янгелем подошли к М.И. Неделину. Я доложил результаты комплексных испытаний и предложил заправлять ракету и проводить пуск. С этим предложением маршал согласился. Я дал команду «Подготовиться к заправке!». А затем снова подошел к М.И. Неделину и попросил его оставить стартовую позицию. Он выразил неудовольствие. Михаил Кузьмич, который стоял рядом, меня поддержал: «Митрофан Иванович, требовательность Алексея Сергеевича правильная. Заправка ракет всегда таит в себе неприятности». Маршал взял стул, на котором сидел, и ушел со стартовой площадки, а за ним последовала и вся группа». [60]

Летно-конструкторские испытания Р-16 были отложены на несколько месяцев. Второй испытательный пуск состоялся только 2 февраля 1961 года с площадки № 43 полигона Байконур. Он не был успешным – ракета упала на трассе полета из-за потери устойчивости на удалении 520 км от старта. Дальнейшие испытания прошли более успешно, поэтому, не дожидаясь их завершения, в 1961 году было начато серийное производство ракеты.

«Первоначально стартовый комплекс на базе МБР Р-16 проектировался как наземный подвижный, однако проработки показали, что этот вариант крайне сложен и громоздок. Было принято решение о создании комплекса наземного стационарного базирования. Именно в таком варианте комплекс и был принят на вооружение в 1961 г. Наземный стартовый комплекс для МБР Р-16 (условное обозначение «Шексна-Н») включат в себя боевые стартовые позиции, на которых располагались по два стартовых устройства с общими командным пунктом и хранилищем ракетного топлива. Для комплекса были установлены готовности, в основном подобные тем, что применялись для комплексов с ракетами Р-12 и Р-14. Высшей степенью боевой готовности являлась полная готовность. Только при этой степени готовности ракета заправлялась компонентами ракетного топлива». [61]

Транспортно-установочное оборудование ракетного комплекса разработано Московским КВТМ под руководством В. Петрова.

1 ноября 1961 года первые три ракетных полка Р-16 с пусковыми установками наземного типа поставлены на боевое дежурство в Юрье Кировской области и Нижним Тагиле и боевая стартовая станция на Байконуре. В этом же году под Плесецком началось строительство наземных боевых стартовых комплексов для МБР Р-9А и Р-16.

К 1972 году последние боевые ракетные комплексы Р-16 наземного старта были сняты с боевого дежурства.

В 1961 году были проведены пуски ракет на максимальную дальность в акваторию Тихого океана. Вспоминает генерал-майор в отставке А. Савельев: «Боевые расчеты полковника Харченко на полигоне успешно сдали зачеты и были допущены для пуска усовершенствованной ракеты Р-16У. Этот боевой пуск впервые в Советском Союзе в акваторию Тихого океана был осуществлен в июле 1961 года». [62]

Для наблюдения за пусками ракет использовалась группа судов, получившая название Тихоокеанская гидрологическая экспедиция (ТОГЭ-4).

В конце 1950-х годов в Финляндии были закуплены четыре рудовоза, которые впоследствии были переоборудованы в корабли наблюдения за пусками ракет. В 1961 году на кораблях установлены РЛС дальнего обнаружения «Кливер», разработанные в Московском ОКБ «Салют» и выпускавшиеся Московским заводом «Салют» Минсудпрома. Позже в СССР были построены специальные корабли «Маршал Неделин» и «Маршал Крылов» проекта 1914, разработанного в Ленинградском ЦНИИ имени академика А.Н. Крылова.

«Ракетные войска для обеспечения пусков ракет на максимальную дальность в район «Акватория» привлекают измерительные средства бригады кораблей измерительного комплекса из состава Тихоокеанского флота, дислоцируемого в г. Петропавловск-Камчатский. В настоящее время в состав бригады корабельного измерительного комплекса входят:

– два корабля – «Сахалин» и «Спасск» постройки 1959 года, находятся на завершающем этапе своего жизненного цикла;

– два корабля – «Чижма» и «Чумикан» постройки 1963 года;

– два корабля – «Маршал Неделин» и «Маршал Крылов» введены в эксплуатацию в 1987 и 1990 годах соответственно. Планируемый срок эксплуатации – 20 лет». [63]

БРК Р-16 стал базовым при создании группировки межконтинентальных ракет РВСН. Наземный стартовый комплекс включал боевую позицию с двумя пусковыми устройствами, одним общим командным пунктом и хранилищем ракетного топлива. Пуск ракеты осуществлялся после ее установки на пусковой стол, заправки компонентами ракетного топлива и сжатыми газами, проведения операций по прицеливанию. Все эти операции занимали довольно много времени.

Чтобы его сократить были введены четыре степени технической готовности, характеризовавшиеся определенным временем до возможного старта, которое было необходимо затратить для выполнения ряда операций по предстартовой подготовке и запуску ракеты. В высшей степени готовности МБР 8К64 могла стартовать через 30 минут.

 

* * *

Назад.

Оглавление.

Далее.

 

* * *
Яндекс.Метрика