Иванов С.Н.

Лекции по истории развития баллистических ракет и ракет-носителей
Часть I. Ракетные комплексы РВСН (Учебное пособие)

МФТИ. г.Долгопрудный. 1999 г..

Наш адрес: ruzhany@narod.ru

Библиотека Ружан стратегических

   

Глава 2. Баллистические ракеты второго поколения

2.1. Управляемые баллистические ракеты средней дальности Р-12 и Р-14

Создание ракеты Р-11М и комплекса на ее основе доказало возможность и целесообразность разработки ракет больших дальностей с двигателями на высококипящих компонентах топлива. Для создания таких ракет было образовано новое особое конструкторское бюро – КБ «Южное». Главным конструктором которого стал М.К.Янгель. В этом КБ во второй половике 50-х годов началась разработка комплексов с ракетами средней дальности Р-12 и Р-14. Общий вид этих ракет приведен на рис. 2.1 и 2.2.

табл. 2.1

Основные характеристик ракет:

Обе ракеты одноступенчатые, с отделяющимися головными частями. Комплекс с ракетой Р-12 был принят на вооружение в 1959 г., комплекс с ракетой Р-14 - в 1961 г. Ракетные комплексы обеспечивали высокую эффективность поражения площадных целей со слабозащищенными структурными элементами. Площадь таких целей, поражаемая одной ядерной головной частью, составляла около 100 км². Однако эффективность действия ракет Р-12 и Р-14 по высокозащищенным целям была крайне низкой. Для поражения объекта с уровнем защищенности в 10 МПа с вероятностью 0,9 требовались десятки ракет. Причиной этого была низкая их точность. Эти данные получены для случая, когда надежность P_К=1.

Отделение головной части ракеты Р-12 осуществлялось с помощью пневматического толкателя, срабатывавшего после разрыва пироболтов, крепящих ГЧ к переходнику.

Баки сварной конструкции изготавливались из алюминиево-магниевых сплавов. Верхний бак (окислителя) разделялся промежуточным днищем. Окислитель расходовался сначала из нижней части бака, чем создавались более благоприятные условия для стабилизации полета и уменьшения нагрузок на органы управления. Ракета имела четыре небольших стабилизатора, в качестве органов управления использовались графитовые газовые рули, установленные в потоке продуктов сгорания по одному у среза сопла каждой из четырех камер сгорания двигателя.

Рис. 2.1. 8К63 (SS-4)

На ракете использовался четырехкамерный (с общим ТНА) ЖРД, работавший на топливе: окислитель АК-27И (73% HNO₃, 27% N₂O₄ с добавкой ингибитора – йода), горючее – керосин ТМ-185. Для запуска применялось пусковое горючее ТГ-02, самовоспламеняющееся с АК-27И. Двигатель развивал на Земле тягу в 628 кН, в пустоте 721 кН. Удельный импульс составлял соответственно 2237 м/с и 2570 м/с. Рабочим телом турбины служили продукты разложения перекиси водорода (парогаз). Наддув бака окислителя осуществлялся парогазом, баков горючего и перекиси водорода – сжатом воздухом из специальных баллонов.

На ракете применялась система регулирования кажущейся скорости (РКС), позволявшая в определенных пределах изменять тягу двигателя в целях обеспечения более точного соответствия продольного движения ракеты на АУТ требуемому. В конце активного участка полета двигатель переходил на режим дросселирования.

Система управления полетом – автономная инерциальная. Масса приборов системы управления 430 кг. Приборы размещались в межбаковом отсеке. Задачами системы управления являлись:

• стабилизация ракеты относительно центра масс,
• стабилизация центра масс относительно расчетной траектории в боковом направлении и по нормали к траектории в плоскости полета,
• регулирование скорости движения ракеты на АУТ путем изменения тяги двигателя.

Система управления включала также систему аварийного подрыва ракеты. Особенностью системы управления было использование для уменьшения ошибок определения скорости ракеты нескольких электролитических интеграторов ускорений.

Для ракеты Р-12 предполагалось использовать открытый (с наземного пускового стола) старт. Комплекс при этом должен был быть подобным по составу комплексам с ранее созданными ракетами, имеющими аналогичный тип старта, хотя и отличающимся от них конструкцией агрегатов наземного оборудования.

При создании комплекса с ракетой Р-12 особое внимание обращалось на обеспечение возможно более высокой его боеготовности. Хранение ракеты в заправленном и полностью подготовленном для пуска состоянии в течение всего времени гарантийного срока было еще невозможным, отработанная для комплекса система боевых готовностей позволяла в наибольшей степени повысить боеготовность на всем периоде нахождения его на вооружении. Эта система включала четыре степени готовности.

Рис. 2.2. 8К65 (SS-5)

Готовность №4 (постоянная).

Ракета находится в проверенном состоянии на технической позиции. Гироприборы не установлены, головная часть хранится отдельно. В такой готовности ракета могла храниться (при условии проведения периодических проверок) в течение всего гарантийного срока (7 лет). Минимальное время до пуска 205 мин.

Готовность №3 (повышенная).

Ракета на технической позиции. Приборы установлены, головная часть пристыкована. Время возможного нахождения в этой готовности 3 года, время пуска - 140 мин.

Готовность №2 (повышенная первой степени).

Ракета на боевой позиции, установлена на стартовом столе. В систему управления введены необходимые для пуска данные, система проверена, рядом с ракетой находятся машины-заправщики топлива. Время нахождения в готовности – до трех месяцев, пуск возможен через 60 минут.

Готовность №1 (полная).

Заправлены основные (кроме ТГ-02) компоненты топлива. Произведено прицеливание. В готовности №1 комплекс мог находиться в течение месяца. Пуск производился через 30 минут.

Ракета Р-14 была дальнейшим развитием и усовершенствованием ракеты Р-12. Значительное повышение дальности (до 4500 км) достигалось увеличением (примерно в 2 раза) запаса топлива и улучшением конструкции (особенно ее двигателей) при сохранении массы головной части. Замена горючего ТМ-185 на несимметричный диметилгидразин (НДМГ) позволила существенно (почти на 10%) повысить удельный импульс и исключить использование пускового горючего (т.к. НДМГ самовоспламеняется с окислителем АК-27И). Тяга двигательной установки составляла на Земле 1480 кН, в пустоте – 1740 кН; удельный импульс был равен соответственно 2406 м/с и 2830 м/с. Двигательная установка ракеты Р-14 включала два автономных ЖРД, каждый из которых имел две камеры сгорания, один ТНА, систему газогенерации, элементы автоматики и т.д. В двигателях впервые использовались газогенераторы на основных компонентах топлива, что позволило исключить перекись водорода. На ракете использовались только два (вместо четырех как на Р-12) жидких компонента, что упростило эксплуатацию комплекса. Впервые применялась система опорожнения баков (СОБ), в результате чего оказалось возможным уменьшить гарантийные запасы топлива. Применение мембран в магистралях подачи компонентов привело к упрощению схемы ДУ и повышению ее надежности. Перед выключением двигателя он переводился на режим дросселирования. Впервые для автономной инерциальной системы управления ракеты Р-14 была разработана гиростабилизированная платформа, позволившая снизить инструментальные ошибки СУ и тем самым обеспечить более высокую точность попадания головной части в цель. Принципиально новым конструктивно-технологическим решением было изготовление топливных баков несущей конструкции из алюминиевых панелей с использованием химического фрезерования.

Головная часть ракеты имела коническую форму с тупым полусферическим наконечником из термостойкого сублимирующего материала. На корпус головной части наносилось теплозащитное покрытие из асботекстолита. Головная часть крепилась к переходнику ракеты тремя разрывными болтами. Отделение головной части в конце активного участка траектории производилось разрушением болтов путем их подрыва и торможением корпуса ракеты тремя пороховыми ракетными двигателями, установленными снаружи приборного отсека.

Серьезным недостатком комплексов с ракетами Р-12 и Р-14 была низкая живучесть в условиях возможного (главным образом, ядерного) воздействия противника. Защищенность ракет по отношении к ВУВ при открытом старте составляла всего около 0.02 МПа. Это означало, что ракета будет уничтожена, если взрыв заряда мегатонной мощности произойдет на расстоянии порядка 5 км от ракеты, для повышения защищенности комплексов от действия ПФЯВ в 1960 г. началась разработка шахтных пусковых установок. Эти работы возглавляло конструкторское бюро, руководимое В.П. Барминым. Создание шахтных ПУ было новым делом. Предстояло решить много сложных технических проблем – по разработке конструкции шахты, имеющей подвижную крышу, по обеспечению заправки ракеты топливом и сжатыми газами с использованием дистанционного управления, по обеспечению газодинамического старта ракеты из ШПУ и др. Все эти проблемы были решены. В 1964 г. комплексы с шахтными ПУ были приняты на вооружение, ракеты шахтных комплексов получили индексы Р-12У и Р-14У.

Появление на вооружении ракетных комплексов с шахтными ПУ было первым и крайне важным шагом в решении проблемы живучести. Однако, при их создании меры, позволяющие повысить живучесть, использовались в недостаточной степени. ПУ имели защищенность всего в несколько десятых долей мегапаскаля. Это означало, что радиус их поражения при взрыве мегатонного заряда оставался еще большим (при q=1 Мт он составлял 1.5...2 км). Кроме того, боевые позиции новых комплексов выполнялись групповыми – по четыре (для Р-12У) или три (для Р-14У) шахты, расположенные на расстоянии менее 100 метров друг от друга. Групповое расположение пусковых установок было необходимым ввиду того, что все ПУ обслуживались из одного заправочного хранилища, обеспечивающего как заправку ракет, так и слив компонентов по истечению срока готовности, определенного разработчиком. Это еще более снижало живучесть, т.к. один взрыв мог уничтожить сразу три или четыре ракеты. Создание комплексов типа «ГС» было не самым неудачным решением. Поэтому неудивительно, что в дальнейшем комплексы типа «ГС» были вытеснены стартовыми комплексами типа «ОС».

Несмотря на серьезные недостатки, комплексы с ракетами средней дальности Р-12 и Р-14 получили широкое распространение в войсках и явились основой для построения системы вооружения, позволившей Вооруженным Силам СССР решать принципиально новые оперативно-стратегические задачи. Почти 30 лет эти ракетные комплексы находились на вооружении РВСН и закончили свое существование в соответствии с Договором между СССР и США о ликвидации ракет средней и меньшей дальности 1987 года. На момент подписания «Договора о ликвидации РСМД» на боевой дежурстве находилось 65 ракет Р-12.

Два ракетных полка Р-12 и один полк Р-14 входили в состав 51-ой ракетной дивизии, находившейся в составе группы советских войск на Кубе (ГСВК) и в октябре 1962 впервые в истории представляли непосредственную массированную ядерную угрозу территории США, что собственно и привело к эскалации Карибского кризиса. Именно это событие поставило в прямую вопрос о создании надежной системы боевого управления ракетными войсками, обеспечивающими надежное доведение боевых приказов и проведение только санкционированных пусков ракет. В период Карибского кризиса, в условиях морской военной блокады острова такое решение фактически мог принять командующий ГСВК, т.е. человек, не являющийся первым лицом в государстве. Но проблема построения эффективной системы боевого управления нуждается в отдельном специальном рассмотрении.

2.2. Межконтинентальная баллистическая ракета Р-16 (Р-16У)

Опыт создания в КБ М.К.Янгеля РСД Р-12 и Р-14 на высококипящих компонентах топлива показал возможность разработки на тех же принципах и межконтинентальной ракеты. Необходимость этой разработки была очевидной, поскольку МБР Р-7, что уже отмечалось, обладала как образец вооружения, крупными недостатками. Вновь создаваемой МБР был присвоен индекс Р-16. Решение о ее разработке было принято в мае 1959 года, т.е. тогда, когда работы над ракетами Р-12 и Р-14 еще не были закончены. Головной организацией (ракета и комплекс) было определено КБ «Южное» под руководством М.К. Янгеля, системы комплекса разрабатывались в организациях, где руководителями были В.П. Глушко (двигатели), Б.М. Коноплев, В.Г. Сергеев, В.И. Кузнецов (система управления), В.И. Капустинский, Е.Г. Рудяк (наземное оборудование). При проектировании ракеты Р-16 использовался ряд решений, отработанных и проверенных на ракетах Р-12 и Р-14. Унификация агрегатов узлов и приборов, и в особенности маршевых двигательных установок, позволила провести разработку и создать ракету в значительно меньшие сроки, чем ракету Р-7.

Ракета Р-16 являлась первой в мире межконтинентальной двухступенчатой ракетой с двигателями на высококипящем окислителе. В качестве топлива на обеих ступенях ракеты использовались самовоспламеняющиеся высоко кипящие компоненты: окислитель АК-27И – смесь 27% азотного тетраксида и 73% азотной кислоты, горючее -несимметричный диметилгидразин (НДМГ).

МБР Р-16 – двухступенчатая ракета тандемной схемы с жидкостными ракетными двигателями, оснащенная моноблочной головной частью (рис. 2.3).

Летные испытания этой ракеты проводились с октября 1960 г. до конца 1961 г. В этом же году был поставлен на боевое дежурство первый ракетный полк с МБР Р-16, а ракетный комплекс Р-16 был принят на вооружение.

Основные характеристики ракеты:

Для МБР Р-16 отрабатывались три типа головных частей, имеющих ядерные заряды с различным тротиловым эквивалентом. Максимальная дальность полета ракеты зависела от применяемого типа головной части. Головная часть ракеты состояла из корпуса, ядерного снаряжения, наконечника и взрывательного устройства с автоматикой подрыва. Головные части всех типов, как «легкие», так и «тяжелые», имели коническую форму с полусферической вершиной. Корпус головной части покрывался теплозащитным покрытием. К корпусу второй ступени головная часть крепилась с помощью трех разрывных болтов, отделение головной части от корпуса ракеты осуществлялось за счет торможения второй ступени с помощью пороховых ракетных двигателей.

Первая ступень ракеты состояла из переходника (к которому четырьмя разрывными болтами крепилась вторая ступень ракеты), бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека с силовым кольцом.

Рис. 2.3. Р-16 (8К64)

Двигательная установка первой ступени состояла из основного (маршевого) двигателя, представлявшего собой блок из трех двухкамерных ЖРД, и рулевого двигателя с четырьмя поворотными камерами сгорания.

Система подачи топлива во всех двигателях – турбонасосная с питанием турбин продуктами сгорания основного топлива.

Камеры сгорания – стальные, цилиндрической формы, паяно-сварной конструкции с плоской форсуночной головкой и профилированным соплом. Турбонасосный агрегат состоял из турбины и двух центробежных насосов – окислителя и горючего, с двухсторонним входом и установленными на входах шнеками для создания подпора. Газ для турбонасосного агрегата вырабатывался при горении в газогенераторе основных компонентов топлива с избытком горючего. Все агрегаты двигателя собирались в единое целое с помощью рамы.

Основными недостатком подобных двигателей являлись: использование незамкнутой схемы привода турбонасосного агрегата, что не позволяло достигнуть высоких значений удельного импульса тяги двигателя, сложность схемы запуска и выключения двигателя вследствие использования пневмоклапанов, а также относительно большая масса конструкции двигателя.

Отметим также, что применение рулевых двигателей, обеспечивающих управление полетом ракеты и работу двигательной установки на режимах конечной ступени тяги, также повышает потери удельного импульса тяги и увеличивает массу конструкции всей двигательной установки.

Топливные баки первой ступени ракеты были выполнены по несущей схеме из панелей алюминиево-магниевого сплава и имели поперечный и продольный силовой набор, состоящий из шпангоутов и стрингеров.

Приборный отсек первой ступени располагался между баками окислителя и горючего. В нем размещались приборы системы управления и пять шаровых баллонов со сжатым газом, необходимым для наддува бака горючего и обеспечения работы двигательной установки. Бак окислителя первой ступени наддувался встречным (при полете ракеты) потоком воздуха.

Хвостовой отсек первой ступени являлся силовым элементом корпуса и представлял собой цилиндрическую оболочку, подкрепленную шпангоутами и стрингерами. Снаружи, в нижней части, хвостовой отсек имел четыре обтекателя. Внутри отсека располагалась маршевая двигательная установка, а под обтекателями – тормозные пороховне двигатели и четыре камеры сгорания рулевого двигателя. Кроме того, обтекатели, закрывающие камеры сгорания рулевого двигателя и расположенные на внешней поверхности хвостового отсека, выполняли роль стабилизаторов полета ракеты. Пороховые двигатели предназначались для торможения первой ступени ракеты при разделении ступеней на траектории полета.

Силовое кольцо служило для крепления маршевого двигателя к корпусу ракеты. На нем также закреплялись четыре кронштейна для установки ракеты на пусковое устройство.

Вторая ступень ракеты состояла из переходника, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Все конструктивные элементы второй ступени во многом аналогичны по устройству соответствующий элементам первой ступени, однако диаметр ее меньше. Исключением являлся бак окислителя второй ступени, который изготавливался из листового материала с применением химического фрезерования (технология изготовления подобных конструкций была отработана и впервые применена при производстве ракеты средней дальности Р-14).

Маршевая двигательная установка второй ступени состояла из одного двухкамерного блока, аналогичного двухкамерному блоку первой ступени, но имевшего удлиненные с большим расширением (высотные) сопла и рулевого четырехкамерного двигателя.

Рулевой двигатель второй ступени также аналогичен по устройству рулевому двигателю первой ступени, но его агрегаты имели меньшие размеры и тяговые характеристики (таблица 2.2).

Таблица 2.2

Основные характеристики двигателей ракеты Р-16

Давление в камерах сгорания маршевых двигательных установок достигало величины 7.5 МПа. Общий запас топлива на первой и второй ступенях ракеты составлял около 130 т, что соответствовало значениям относительного запаса топлива 0.92. Показатель энергомассового совершенства ракеты m_ПН около 0.016.

Система управления полетом ракеты автономная, инерциальная. Общая масса приборов системы управления 440 кг, из них 152 кг – масса приборов, размещенных на первой ступени, и 288 кг – на второй. Система управления состояла из автоматов угловой стабилизации, стабилизации центра масс (НС и БС), системы регулирования кажущейся скорости, автомата управления дальностью, систем одновременного опорожнения баков (только на второй ступени), программированных импульсов, а также источников питания и токораспределительных устройств.

Так же как на ракете Р-14, в приборном отсеке была установлена гиростабилизированная платформа. Пуск ракеты Р-16 осуществлялся автоматически. Запуск двигательной установки и функционирование систем ракеты в полете происходили в определенной последовательности. Вначале сжатыми газами наддувались топливные баки ступеней и пусковые бачки газогенераторов ЖРД первой ступени. Далее начинали раскручиваться турбонасосные агрегаты основного и рулевого двигателей первой ступени. Топливо подавалось в камеры сгорания, где происходило его самовоспламенение и двигатели выходили на режим номинальной тяги и ракета начинала вертикальный подъем.

В полете регулирование тяги маршевых двигательных установок ступеней осуществлялось системой регулирования кажущейся скорости. Система управления выводила ракету по заданной программе на наклонный участок траектории. В момент, близкий к выгоранию топлива первой ступени, система управления выдавала команду на разделение ступеней. По этой команде вначале выключался основной двигатель и снижалась тяга рулевого двигателя первой ступени. После этого включался рулевой двигатель второй ступени, подрывались пироболты скрепляющие первую и вторую ступени, и срабатывали пороховые тормозные двигатели первой ступени. За счет действия тормозных двигателей первой ступени ее корпус притормаживался, и она отделялась от второй ступени. При достижении относительного расстояния между ступенями в 10-15 м осуществлялся запуск основного двигателя маршевой двигательной установки второй ступени.

При достижении заданных параметров движения ракеты, обеспечивающих попадание головной части в цель, по предварительной команде выключался основной ЖРД второй ступени, а после выключения рулевого двигателя (главная команда) происходил подрыв пироболтов, соединяющих головную часть с корпусом, и одновременно включение пороховых тормозных двигателей второй ступени, обеспечивающих увод второй ступени с траектории полета головной части.

Первоначально, ракетный комплекс на базе МБР Р-16 проектировался как наземпый 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») включал в себя боевые стартовые позиции, на которых располагались по два стартовых устройства с общими комадным 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.

При пуске из полной готовности ракета дозаправлялась компонентами ракетного топлива, заправлялась сжатым газом и включалась система управления.

В 1960 г. были начаты работы по созданию комплекса с шахтными пусковыми установками. В январе 1962 г. был проведен первый пуск ракеты из шахтной пусковой установки, а в июле 1963 г. ракетный комплекс с такими пусковыми установками был принят на вооружение. Ракета для шахтных пусковых установок получила обозначение Р-16У. Эта ракета конструктивно почти не отличалась от ракеты Р-16. Отдельные внесенные в конструкцию ракеты изменения были обусловлены необходимостью проведения пусков как с наземных, так и шахтных пусковых установок, а также повышенными требованиями надежности и безопасности при эксплуатации. Так, в частности, была изменена автоматика, управляющая запуском двигательной установки первой ступени, наддув баков горючего первой ступени и баков окислителя и горючего второй ступени из баллонов высокого давления осуществлялся азотом, регулировка положения рулевых камер осуществлялась дистанционно, на корпусе ракеты были сделаны площадки для установки бугелей, фиксирующих положение ракеты в направляющих шахтной пусковой установки и т.д.⁵

___________________

⁵ По-видимому, проблемой безопасности пришлось заняться вплотную после событий 24 октября 1960 г.

Шахтный стартовый комплекс для МБР Р-16У (условное обозначение «Шексна-В») включал в себя боевые стартовые позиции, на которых располагались три шахтные пусковые установки, размещенные в линию на незначительном (десятки метров) расстоянии друг от друга, подземный командный пункт, хранилище горючего и окислителя, а также другие сооружения.

Основные геометрические размеры шахтной пусковой установки:

МБР Р-16У размещались внутри шахтного стартового сооружения на специальном поворотном пусковом устройстве с пристыкованными коммуникациями системы заправки.

В отличие от шахтных пусковых установок других ракетных комплексов шахтная пусковая установка МБР Р-16У обеспечивала движение ракеты в шахте по направляющим, вследствие чего стакан газоходов был выполнен поворотным и соединялся с пусковым устройством, а на ракете устанавливались две пары бугелей, входящих в направляющие пазы.

Ракетные комплексы с шахтными установками имели три степени боевой готовности: постоянную, повышенную и полную. Ракета заправлялась компонентами ракетного топлива только в полной боевой готовности. При проведении пуска из полной готовности ракета дозаправлялась компонентами топлива и сжатыми газами, включалась бортовая система управления и открывалось защитное устройство.

Как уже отмечалось ранее, при оценках шахтных комплексов с ракетами Р-12У и Р-14У, групповое расположение пусковых установок является неудачным, т.к. резко снижает (по сравнению с одиночными стартами) живучесть ракетного комплекса при ядерном воздействии противника. К этому следует добавить, что и защищенность ракет Р-16У в шахтных пусковых установках была относительно невысокой. И тем не менее создание первого ракетного комплекса с МБР, размещенными в шахтных пусковых установках, явилось значительным шагом в повышении важнейшей характеристики РК – их живучести. Она стала заметно выше, чем живучесть комплексов с открытыми стартами.

Боеготовность комплексов с МБР Р-16 (Р-16У) была существенно повышена по сравнению с боеготовностью комплекса с ракетой Р-7, в чем основную роль сыграл переход к высококипящему топливу. Кроме того, ракеты Р-16 и комплексы на их основе имели и ряд других достоинств по сравнению с первой МБР, а именно: они имели значительно меньшую массу ракет (почти в два раза), на них не использовались системы радиокоррекции траектории полета. Упрощение технологии производства и эксплуатации ракет позволило впервые в практике отечественного ракетостроения наладить серийное производство ракет, агрегатов технологического оборудования и строительство боевых стартовых позиций.

Однако, несмотря на очевидные достоинства, МБР Р-16 (Р-16У) и ракетный комплекс имели и существенные недостатки. Хранить ракету длительное время в заправленном состоянии было нельзя, и поэтому боеготовность комплексов была низкой – десятки минут и даже часы для разных степеней готовности и различных типов комплексов. Низкими были также точность попадания боеголовок и показатели энергомассового совершенства ракеты. Не в полной мере были использованы возможности повышения живучести комплекса, предоставляемые переходом к шахтному варианту базирования. Структура боевых порядков ракетных комплексов как наземного стационарного, так и шахтного базирования была сложной, а слабая автоматизация работ по подготовке ракеты к пуску требовала и разнообразного технологического оборудования и неэффективно задействовала личный состав в многочисленные расчеты.

При отработке ракеты Р-16 произошло трагическое событие. 24 октября 1960 г. при подготовке первого пуска ракеты, в момент нахождения полностью заправленного изделия на стартовом столе, прошла несанкционированная команда на запуск двигательной установки второй ступени, следствием чего было разрушение всей ракеты. Более 100 т самовоспламеняющегося топлива хлынули на землю. Погибло много ведущих специалистов, присутствовавших на стартовой площадке. И в их числе председатель Государственной комиссии по испытаниям ракеты Р-16 Главнокомандующий РВСН Главный маршал артиллерии Митрофан Иванович Неделин и Главный конструктор системы управления Б.М. Коноплев⁶. По имеющимся данным в результате этой одной из крупнейших в истории катастроф с ракетной техникой погибло самое большое число людей – 129 человек.

____________________

⁶ Очевидцы утверждают также, что сам Генеральный конструктор М.К.Янгель остался жив лишь потому, что отошел в безопасную зону чтобы покурить.

2.3. Межконтинентальная баллистическая ракета Р-9А

В те годы, когда в КБ М.К. Янгеля создавалась МБР на высококипящем топливе Р-16, в ОКБ-1 под руководством С.П. Королева велась работа над ракетой Р-9А. Разработка ракеты началась в мае 1959 г. Концентрируясь на главной своей задаче – разработке носителя Н-1 для высадки человека на Луну – С.П. Королев в максимальной степени использовал в процессе создания новой межконтинентальной ракеты устаревшие научно-технические и конструкторские наработки, реализованные ранее в ракетах Р-1, Р-2. Р-5М и Р-7. Подобный подход однозначно определил технический облик будущей межконтинентальной ракеты на основе использования низкокипящего кислородного окислителя. К созданию межконтинентальной ракеты Р-9А были привлечены имевшие к тому времени опыт разработки ракет больших дальностей и комплексов на их основе коллективы и организации, которыми руководили С.П. Королев, В.П. Глушко, Н.А. Пилюгин, В.И. Кузнецов, М.С. Рязанский, С.А. Косберг, С.Г. Кочерянц, А.Ф. Богомолов. В.П. Бармин.

МБР Р-9А – межконтинентальная, двухступенчатая с последовательным расположением ступеней ракета, с жидкостными ракетными двигателями, оснащенная моноблочной головной частью (рис.2.4). В качестве топлива на обеих ступенях ракеты использовались компоненты: окислитель – переохлажденный до температуры -186°С жидкий кислород, горючее – керосин Т-1.

Летные испытания ракеты проводились с апреля 1961 г. по февраль 1964 г. Первая попытка запуска Р-9 состоялась на полигоне Байконур 9 апреля 1961 г. – за три дня до взлета Юрия Гагарина, – закончилась взрывом (можно вообразить настроение С.П. Королева перед 12 апреля). Только в 1961 г. в результате возникших при пусках высокочастотных разрушениях двигателей (сильные пульсации давления в камере сгорания первой ступени), разработанных под руководством В.П. Глушко были выведены из строя три стартовых комплекса. 22 октября 1963 года на государственном испытательном полигоне №5 (космодром Байконур) в ракетной шахте Р-9А после серии заправочно-сливных операций вся атмосфера оказалась сильно загазована кислородом. Случайная искра привела к пожару, в результате которого погибло 8 испытателей во главе с командиром части подполковником Николаем Жаровым. Всего к февралю 1964 г. на Байконуре было проведено 54 испытательных пуска Р-9, в том числе со скоростным перезаряжанием пусковых установок.

Первые ракетные полки, вооруженные МБР Р-9А, были поставлены на боевое дежурство в 1964 г. Ракетный комплекс на базе ракеты Р-9А был принят на вооружение в 1965 г.

Основные характеристики ракеты:

Ракета состояла из первой и второй ступеней и головной части с ядерным снаряжением.

Для МБР Р-9А отрабатывалось два типа головных частей, имеющих ядерные заряды с различным тротиловым эквивалентом, максимальная дальность полета зависела от применяемого типа головной части. Головная часть соединялась со второй ступенью ракеты через специальный переходник с помощью пирозамков.

Отделение головной части осуществлялось после выключения маршевой двигательной установки второй ступени при помощи пневмотолкателя.

Рис. 2.4.

Первая и вторая ступени ракеты соединялись между собой с помощью открытой решетчатой фермы пирозамками.

Первая ступень ракеты состояла из открытой решетчатой фермы, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека, во внутреннем объеме которого размещалась жидкостная маршевая двигательная установка.

Решетчатая ферма предназначалась для связи первой и второй ступеней ракеты и обеспечения выхода газов при запуске маршевой двигательной установки второй ступени. Для защиты от газовой высокотемпературной струи двигательной установки второй ступени на верхнем днище бака окислителя первой ступени крепился газоотражательный конус, обеспечивающий отвод газовой струи и тепловую защиту бака окислителя первой ступени.

Топливные баки первой ступени выполнялись по несущей схеме и изготавливались из алюминиевомагниевого сплава. В баках отсутствовал внутренний силовой набор (стрингеры и шпангоуты), а их панели в целях предельного уменьшения массы баков обрабатывались химическим фрезерованием. Баки окислителя и горючего конструктивно аналогичны.

Приборный отсек располагался в межбаковом объеме первой ступени и служил для размещения приборов системы управления, обеспечивавших функционирование первой ступени при полете ракеты на активном участке. В нем также размещался воздушный баллон высокого давления, предназначавшийся для продувки магистралей горючего камер сгорания и газогенератора маршевого двигателя второй ступени перед его запуском.

Хвостовой отсек служил для размещения маршевого двигателя первой ступени и для защиты его от аэродинамических сил во время полета ракеты в плотных слоях атмосферы. Кроме того, он являлся также опорой при установке ракеты на пусковое устройство. На внешней поверхности хвостового отсека по плоскостям стабилизации размещались четыре пилона, которые прикрывали выходящие за внутренний объем отсека камеры сгорания маршевого двигателя и одновременно служили воздушными стабилизаторами.

Корпус второй ступени состоял из конической и цилиндрической частей. Коническую часть корпуса составляли переходник, бак горючего и бак окислителя с межбаковой обечайкой. Цилиндрическая часть образовывала хвостовой отсек, внутри которого размещался маршевый двигатель второй ступени.

Переходник обеспечивал соединение головной части с корпусом второй ступени. Для МБР Р-9А использовались два вида переходников, каждый из которых представлял собой обечайку в виде усеченного конуса, подкрепленную стыковочными шпангоутами и стрингерами. Переходник, предназначавшийся для крепления «тяжелой» головной части, имел обратную конусность и несколько большую длину. Соединение головной части с переходником осуществлялось с помощью двух пирозамков.

Бак горючего второй ступени был выполнен по несущей схеме и состоял из конической обечайки и двух сферических днищ. Обечайка бака не имела силового набора, а ее панели в целях уменьшения массы обрабатывались химическим фрезерованием по всей поверхности. На верхнем сферическом днище бака горючего устанавливался пневмотолкатель системы отделения головной части, работавший на газе наддува бака горючего.

Бак окислителя второй ступени имел форму сферы. На верхней полусфере бака приваривалась межбаковая обечайка, а к нижней – цилиндрическая силовая обечайка, к которой при помощи трех пирозамков крепился хвостовой отсек. Кроме того, к нижней полусфере приваривалась коническая силовая обечайка, предназначавшаяся для крепления рамы маршевого двигателя. В межбаковой обечайке бака окислителя размещалась основная аппаратура системы управления.

Хвостовой отсек предназначался для защиты маршевой двигательной установки второй ступени от действия аэродинамических сил в полете во время работы двигательной установки первой ступени и в течение нескольких секунд самостоятельного полета второй ступени, после чего хвостовой отсек сбрасывался. Корпус хвостового отсека состоял из трех панелей, связанных между собой по продольным стыкам рычажными замками. Надежный и безударный сброс панелей хвостового отсека обеспечивался поперечными пружинными толкателями. Сброс хвостового отсека уменьшал массу ступени, а следовательно, позволял получить большую дальность полета ракеты.

На панелях имелось четыре щитка, открывавшихся пружинными механизмами на угол 30° в момент разделения первой и второй ступеней ракеты. Щитки выполняли функции стабилизаторов второй ступени с момента разделения до сброса хвостового отсека и дополнительно способствовали сходу хвостового отсека с направляющих шпилек при его движении назад относительно второй ступени в момент сброса.

На обеих ступенях ракеты были установлены жидкостные ракетные четырехкамерные двигатели с общим турбонасосным агрегатом. Рабочим телом турбины служили продукты сгорания основных компонентов ракетного топлива. Такая система газогенерации исключала необходимость в третьем компоненте (например, перекиси водорода) и соответственно уменьшала стартовую массу ракеты. Для быстрого выхода двигателей на номинальный режим работы и воспламенения компонентов топлива служила система запуска, включавшая пиростартер турбонасосного агрегата (пороховые газы обеспечивали первоначальную раскрутку турбины) и пирозажигательное устройство, которые устанавливались в газогенераторах и камерах сгорания.

Маршевые двигательные установки обеспечивали ракете заданную скорость и управляли ее полетом. Камеры сгорания двигательной установки первой ступени выполнялись поворотными, каждая камера имела отдельный рулевой привод и отклонялась в плоскости, перпендикулярной к плоскости стабилизации, в которой расположена камера сгорания.

Камеры сгорания основного двигателя второй ступени устанавливались неподвижно, а роль рулевых двигателей выполняли поворотные сопла, работавшие на отработанном турбогазе.

Камеры сгорания двигательной установки первой ступени цилиндрические, паяно-сварной конструкции, с плоской форсуночной головкой и профилированным соплом. Давление в камерах сгорания достигало величины 8 МПа, удельный импульс тяги в пустоте для двигателя первой ступени 3107 м/с.

Турбонасосный агрегат состоял из одной турбины и двух центробежных насосов основных компонентов топлива со шнеками на входе в рабочие колеса.

Наддув бака горючего обеспечивался турбогазом, полученным в газогенераторе и отработавшим в турбине. Однако, поскольку для этой цели температура турбогаза была слишком высока, небольшое количество последнего подавалось в специальный теплообменник. В нем турбогаз охлаждался до требуемой температуры кислородом, поступавшим для наддува бака окислителя. Кислород за счет тепла турбогаза нагревался (газифицировался) и поступал в бак окислителя. Осуществление привода турбонасосного агрегата и наддува топливных баков с помощью продуктов сгорания основных компонентов топлива позволило упростить конструкцию двигателя и уменьшить его массу.

Камеры сгорания двигателя второй ступени цилиндрические, с плоской форсуночной головкой, полностью выполнялись из стали, за исключением бронзовой вставки в области критического сечения сопла. Двигатель второй ступени работал на большой высоте при очень малых давлениях окружающей среды, поэтому камера сгорания двигателя имела профилированное высотное сопло с большой степенью расширения и малым давлением на срезе. Давление в камере сгорания двигателя – до 7 МПа, давление на срезе сопла – 0.007 МПа. Это позволило достичь значения удельного импульса тяги – З300 м/с. Обеспечение работы турбонасосного агрегата двигателя, а также наддув баков горючего и окислителя, аналогичны первой ступени ракеты.

На двигательной установке второй ступени впервые в практике ракетостроения была конструктивно реализована схема использования турбогаза для управления полетом второй ступени ракеты и работы двигателя на режиме конечной ступени с малой тягой. Заметим, что подобные схемы существовали на более ранних образцах США МБР «Титан-1» (1960 г.) и «Титан-2» (1962 г.), но они предусматривали использование отработанного турбогаза, отводимого через реактивные отбросные сопла для управления полетом ракеты только по каналу крена.

Основной недостаток двигательных установок ступеней ракеты заключался в использовании незамкнутой схемы привода турбонасосных агрегатов.

Конструкция МБР Р-9А имела наружный желоб (мачту) бортовых коммуникаций, который служил для связи борта второй ступени с наземным технологическим оборудованием. Корпус мачты был выполнен в виде тонкостенной балки коробчатого сечения, внутри которого проходили заправочно-сливные трубопроводы горючего и окислителя, воздушные и дренажные трубопроводы пневмосистемы, а также кабели системы управления. Нижняя часть мачты шарнирно крепилась к пусковому устройству, а верхняя часть - пневмозамком к открытой ферме первой ступени. Отделение мачты от ракеты производилось до старта ракеты, при этом мачта откидывалась на угол 30° и удерживалась в таком положении гидравлическим демпфером.

Для создания момента, вызывающего отброс мачты, использовалось реактивное сопло, в которое при отбросе мачты подавался воздух высокого давления от наземного источника. При истечении воздуха через сопло возникала необходимая реактивная сила.

Применение отбрасываемой мачты позволяло уменьшить стартовую массу ракеты за счет массы отбрасываемых трубопроводов и кабелей и увеличить таким образом дальность полета ракеты.

На ракете Р-9А применялась комбинированная (инерциальная и радиокоррекция) система управлрления, аналогичная системе управления ракеты Р-7. Инерциальная система управления обеспечивала полет ракеты с момента пуска до отделения головной части. В инерциальной системе управления применялись приборы с форсированным разгоном гироскопов, система управления позволяла обеспечивать дистанционный контроль параметров ракеты. Система радиокоррекции предназначалась для управления полетом ракеты по направлению в течение последних секунд полета на активном участке траектории и для выработки предварительной и главной команд на выключение двигательной установки второй ступени при достижении ракетой параметров, обеспечивающих полет головной части на заданную дальность.

Подготовка и проведение пуска ракеты Р-9А протекали автоматически, с дистанционным контролем каждой команды, что позволило обеспечить достаточно высокую боевую готовность Р-9А (порядка 10 минут).

Запуск двигательной установки и функционирование систем ракеты в полете производились в следующей последовательности:

Перед пуском ракеты осуществлялись необходимые проверки, ракета заправлялась сжатым воздухом и компонентами топлива, после чего автоматически производился предстартовый наддув баков (баки окислителя наддувались воздухом, а баки горючего – азотом). По окончании наддува баков система управления переводилась на бортовое питание, и подавалась команда на отвод мачты (желоба бортовых коммуникаций).

После отвода мачты поджигались пиротехнические зажигательные устройства, установленные в камерах сгорания и газогенераторе маршевого двигателя первой ступени, и открывались главные клапаны окислителя и горючего. Компоненты топлива сначала самотеком, а затем под давлением поступали в камеры сгорания, где воспламенялись, и двигатель выходил на режим. Первоначальная раскрутка турбины производилась при помощи пиростартера.

После отрыва от пускового устройства ракета двигалась вертикально, после чего начинался программный разворот в плоскости наведения. Управление полетом осуществлялось поворотными камерами сгорания двигателя.

Во время полета производился наддув бака горючего охлажденным газогенераторным газом, отбиравшимся перед турбиной, и наддув баков окислителя газифицированным и подогретым кислородом, отбиравшимся из магистрали за насосом.

По достижении расчетной скорости от гироскопического датчика системы регулирования кажущейся скорости подавалась команда на разделение ступеней, по которой сначала запускался двигатель второй ступени, а затем выключался двигатель первой ступени. При достижении двигателем второй ступени тяги, большей, чем тяга двигателя первой ступени, подавалась команда на разрыв механической связи между первой и второй ступенью (раскрытие пирозамков). Вследствие, разности тяг и ускорений вторая ступень ракеты отделялась от первой. Таким образом, на МБР Р-9А была реализована схема «огневого» разделения ступеней, что существенно уменьшало гравитационные потери скорости характерные для схемы разделения ступеней, реализованной на МБР Р-16.

Управление полетом второй ступени осуществлялось поворотными соплами за счет выброса через них отработанного турбогаза. Через несколько секунд после разделения ступеней происходил сброс хвостового отсека второй ступени. Наддув баков окислителя и горючего обеспечивался аналогично наддуву баков первой ступени.

За несколько десятков секунд до конца активного участка полета бортовая аппаратура системы радиоуправления устанавливала связь с наземным пунктом и начиналась коррекция полета ракеты по направлению с помощью радиосистемы. Вместе с тем наличие в системе управления радиоканала не позволяло проводить групповой запуск ракет одного полка, поскольку радиотехнический комплекс мог обеспечить проведение следующего пуска только по завершению сеанса радиокоррекции для уже стартовашей ракеты после завершения ее активного участка.

По достижении ракетой скорости полета несколько меньшей, чем это требуется для полета на заданную дальность. радиосистема управления подавала предварительную команду на выключение двигателя, по которой двигатель переходил на конечную ступень тяги.

Тяга двигателя уменьшалась – основные камеры сгорания выключались, продолжали работать только поворотные сопла.

По достижении ракетой такого соотношения между величиной и направлением скорости и координатами конца активного участка траектории, при котором обеспечивалось минимальное отклонение точки падения головной части от цели, радиосистема управления выдавала главную команду на выключение двигателя. По этой команде двигатель выключался полностью.

В случае отказа в работе системы радиоуправления выключение двигателя осуществлялось в одну ступень по команде от датчика системы регулирования кажущейся скорости при достижении ракетой заданной скорости.

После выключения двигателя подавалась команда на отделение головной части, на которой раскрывались пирозамки, крепившие головную часть к переходнику второй ступени, и под действием пневмотолкателя головная часть отделялась от второй ступени.

В целях предотвращения столкновения корпуса второй ступени с головной частью отработавшая ступень разворачивалась вокруг своего центра масс под действием истекающих через специальное сопло газов наддува бака горючего.

После отделения полет головной части происходил независимо от второй ступени. Стабилизация головной части при входе в плотные слои атмосферы обеспечивалась конической формой головной части и передним расположением центра масс.

С 1959 г. разрабатывалась МБР Р-9, для которой предусматривался только наземный открытый старт. После 1960 г. в проектные материалы были внесены изменения и начата разработка модернизированной МБР Р-9А, пригодной для пуска как с наземных стационарных, так и из шахтных пусковых установок. Для ракеты Р-9А были разработаны три варианта боевых стартовых комплексов: наземный стационарный – «Десна-Н», полуавтоматизированный – «Долина» и шахтный – «Десна-В». Основной задачей при создании ракетных комплексов на базе МБР Р-9А было возможно большее повышение их боеготовности и для этого сделано было все, что можно было сделать при использовании топлива на основе жидкого кислорода.

Наземный полуавтоматизированный стартовый комплекс «Долина» имел в своем составе две пусковые установки (каждая со стационарным установщиком), заглубленный командный пункт управления, обвалованные хранилища горючего и окислителя, хранилища ракет и пристартовый пункт радиоуправления.

Ракеты находились в хранилищах на специальных самоходных тележках. При переводе комплекса в повышенную боевую готовность к ракете пристыковывалась головная часть, а в камеры первой ступени устанавливались зажигательные устройства (на второй ступени они устанавливались на заводе-изготовителе ракет). В полной боевой готовности ракета находилась в вертикальном положении на старте с пристыкованными коммуникациями. Заправка ракеты компонентами топлива производилась перед стартом при дистанционном контроле процесса заправки с командного пункта с максимально возможной скоростью заполнения топливом баков. И хотя ракеты должны были нести боевое дежурство в незаправленном состоянии, предполагалось, что время заправки будет незначительным ввиду высокой текучести сжиженного кислорода, что позволяло сократить время заправки в 10 раз – с тридцати до трех минут. И при этом использовать вместо специальных насосов заправки сжатый газ. Интервал между пусками ракет с одной пусковой устаковки составлял 2,5 часа между пусками с соседних пусковых установок – 9 мин.

Боевой стартовый комплекс «Десна-Н» отличался от комплекса «Долина» тем, что процесс установки ракеты на пусковое устройство не был автоматизирован.

Шахтный стартовый комплекс «Десна-В» включал в себя боевые стартовые позиции, на которых располагались три шахтные пусковые установки, размещенные в линию на незначительном расстоянии друг от друга, подземный командный пункт, подземные хранилища окислителя и горючего и пункт радиоуправления с выдвижными антеннами. Шахтная пусковая установка состояла из шахтного стартового сооружения, защитного устройства (крыши), поворотного пускового устройства и стального стакана газоходов.

Основные характеристики шахтной пусковой установки:

__________________

⁷ На ракетных комплексах Р-16 и Р-9А не был реализован минометный старт и поэтому глубина шахты почти в полтора раза превышает длину ракеты.

Ракета находилась в шахтной пусковой установке с пристыкованными головной частью, а также электрическими и заправочными коммуникациями. В камерах сгорания первой ступени устанавливались зажигательные устройства.

Заправка ракеты компонентами топлива производилась автоматически после получения команды на пуск.

Одновременно с заправкой ракеты проводилась подготовка к работе аппаратуры пункта радиоуправления и выдвижение из шахтных колодцев антенных устройств.

Самые горячие приверженцы С.П. Королева утверждают, что МБР Р-9А представляла собой выдающуюся по своему совершенству ракету на низкокипящем окислителе, а также что при создании этой ракеты был использован ряд прогрессивных технических решений, в результате чего она имела довольно высокий для первых МБР показатель энергомассового совершенства – более 0,02.

В результате разработки МБР Р-9А удалось:

1. Существенно снизить стартовую массу ракеты. По сравнению с МБР Р-16 при одинаковой массе полезной нагрузки и сравнимой дальности пуска ракета Р-9А имела стартовую массу на 60 т меньше.
2. На ракете отработан принцип уменьшения массы конструкции за счет сброса элементов, выполнивших свое функциональное назначение (отстыковка и сброс пневмогидравлических коммуникаций и кабельных линий связи второй ступени с наземным технологическим оборудованием, отделение в полете хвостового отсека второй ступени).
3. Впервые в практике ракетостроения использовались поворотные камеры сгорания маршевых двигателей и отработанный турбогаз для управления полетом ракеты.
4. Существенно была повышена точность стрельбы ракеты (по сравнению с МБР Р-16) за счет применения комбинированной системы управления.
5. Предельно повышена боеготовность комплекса путем использования автоматизированных систем заправки ракеты топливом и форсированной раскрутки гироскопов.
6. Конструкция ракеты обеспечивала ее боевое применение в составе как наземных стационарных, так и в шахтных ракетных комплексах.

Однако, несмотря на определенные конструктивные достоинства МБР Р-9А, решающим в ее неудачной судьбе явилось то, что в качестве КРТ использовался жидкий кислород. Комплекс на базе этой ракеты практически не сыграл никакой роли в оснащении РВСН. Трудно давать оценки решениям, которые принимались несколько десятилетий назад, однако ясно, что создание комплекса с ракетой Р-9А было ошибкой. Известно, что параллельно с Р-9А КБ возглавляемое С.П. Королевым разрабатывало космический носитель Н-1 со стартовой массой превышающей 2000 т, судьба которого тоже оказалась драматичной.

И хотя Р-9 установлена у входа в музей Вооруженных Сил, в ее «биографии» сохраняются «темные пятна». Например, хорошо известны фотографии трехступенчатой ракеты похожей на Р-9 на параде на Красной Площади.

По одной версии, в целях дезинформации противника были изготовлены огромные фанерные первые ступени (таким образом настоящая первая ступень оказывалась «второй») и такой «колосс на глиняных ногах» демонстрировался зарубежным корреспондентам (см. «Аргументы и факты» №15 -1998 г. Операция «Континент»).

По второй версии, проводились проектно-исследовательские работы, целью которых было изучение возможности создания глобальной ракеты начатые ОКБ-1 в 1961 г. Разработка глобальной ракеты ГР-1 была санкционирована постановлением Совета Министров СССР от 24 сентября 1962 г. Ракета предназначалась для поражения целей на любой дальности и с любого направления, что должно было решить задачу прорыва создаваемой в США системы ПРО, прикрывающей основное направление (северное) ракетного удара с территории СССР.

Глобальная ракета должна была обеспечивать выведение ГЧ на цель посредством ее торможения в соответствующей точке траектории.

ГР-1 представляла собой трехступенчатую ракету на жидком криогенном топливе. При ее создании в значительной степени использовались наработки по ракете Р-9А. Предполагалось также, что для ГР-1 могли бы использоваться те же стартовые позиции и наземное оборудование, что и для ракеты Р-9А. ГР-1, получившая индекс, 8К713, должна была при стартовой массе 117 т нести заряд мощностью 2,2 Мт и обеспечивать точность попадания 5 км по дальности и 3 км по боковому отклонению при неограниченной дальности.

Разработка ГР-1 была прекращена в 1964 г., поскольку предпочтение было отдано орбитальному варианту ракеты Р-36 (8К69). Поскольку ракета ГР-1 не достигла стадии летных испытаний, она не получила названия в системе обозначений Министерства обороны США. Однако в результате ошибочного отождествления ракет ГР-1, демонстрировавшихся на парадах на Красной площади, с испытывавшимися, но не демонстрировавшимися МБР УР-200, во многих источниках ГР-1 именуют как SS-X-10.

Рис. 2.5.

2.4. Межконтинентальная баллистическая ракета Р-36

Основными недостатками комплексов с ракетами Р-16 и Р-9А были низкая боевая готовность, сложность эксплуатации и недостаточная живучесть в условиях возможного ядерного нападения. На их устранение были направлены усилия разработчиков нового поколения МБР Советского Союза – МБР Р-36, УР-100 (РС-10) и РС-12. Все новые комплексы предполагалось размещать в позиционных районах с одиночными шахтными пусковыми установками (типа «ОС»), разнесенными на такие расстояния, чтобы две пусковые установки не могли быть поражены одним ядерным взрывом. С учетом той степени инженерной защищенности пусковой установки, которую предполагалось реализовать, расстояние между пусковыми установками составляло несколько километров. Новое поколение ракетных комплексов должно было обеспечить по сравнению с комплексами, существовавшими до того, значительное сокращение времени на подготовку и пуск ракет, повышение их надежности, точности, уменьшение численности личного состава, обслуживающего ракетный комплекс, увеличение межрегламентного периода и улучшение эксплуатации ракетного вооружения. Для достижения этих целей требовалось решить многие технические проблемы, значительно изменить конструкцию и характеристики всех основных систем комплексов. Основной же из этих проблем на пути к достижению высоких боевых и эксплуатационных характеристик комплексов и ракет, являлось обеспечение длительного хранения ракет в заправленном состоянии.

В 1962 г. началась разработка ракетного комплекса с ракетой Р-36. Эта ракета относилась к МБР «тяжелого» класса. Головным КБ по созданию комплекса с ракетой Р-36 и самой ракеты было КБ «Южное», возглавляемое М.К. Янгелем. Стартовая позиция с шахтными пусковыми установками разрабатывалась в КБ Е.Г. Рудяка.

Отметим, что в период создания МБР Р-36 термин «ракета тяжелого класса» определялся абсолютным значением стартовой массы. В настоящее время термин «тяжелая БР» означает ракету (договор СНВ-1), стартовая масса которой более 106 т или забрасываемый вес которой более 4,35 т.

Летные испытания ракеты Р-36 проводились с сентября 1963 г. по май 1966 г. Первые ракетные полки, вооруженные МБР Р-36, начали ставится на боевое дежурство в конце 1966 г., а ракетный комплекс с ракетой был принят на вооружение в июле 1967 г.

Основные характеристики ракеты:

При проектировании ракеты использовался ряд конструкторских решений, отработанных и проверенных на ракете Р-16 (Р-16У). В производстве ракеты использовалось значительное число технологий, реализованных на ранних образцах ракет КБ «Южное». Схема ракеты приведена на рис 2. 6.

Межконтинентальная двухступенчатая управляемая баллистическая ракета Р-36 была предназначена для поражения важнейших стратегических объектов, а также наиболее крупных административно-политических и военно-промышленных центров противника, защищенных средствами противоракетной обороны. Отметим, что эта ракета являлась первой межконтинентальной ракетой, на которой размещались средства преодоления ПРО.

В качестве топлива на обеих ступенях использовались самовоспламеняющиеся высококипящие компоненты: окислитель – азотный тетраксид (АТ), горючее – несимметричный диметилгидразин (НДМГ).

МБР Р-36 оснащалась тремя типами головных частей, две из которых были моноблочными, различающимися массой и тротиловым эквивалентом («легкая» и «тяжелая» моноблочные головные части). Третьим типом боевого оснащения ракеты была разделяющаяся головная часть типа «MRV» с простым разбросом боевых блоков. В составе головной части использовалось три неуправляемых боевых блока (некоторые источники указывают, что тротиловый эквивалент каждого боевого блока достигал 2 Мт).

МБР Р-36 выполнялась по тандемной схеме и состояла из головной части, приборного отсека первой и второй ступени и жидкостных маршевых двигательных установок. Первоначально ракета проектировалась с комбинированной системой управления полетом, однако в ходе летных испытаний было установлено, что автономная система управления вполне обеспечивала заданную точность стрельбы. Поэтому на вооружение ракета Р-36 была принята без системы радиоуправления, что существенно упростило конструкцию стартового комплекса, эксплуатацию ракеты и снизила, соответственно, их стоимость.

Первая ступень ракеты состояла из переходника, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека.

Двигательная установка первой ступени представляла собой маршевый двигатель, состоявший из основного двигателя и рулевого с четырьмя поворотными камерами сгорания. Основной двигатель представлял собой блок их трех двухкамерных ЖРД. Таким образом конструктивно-компоновочная схема двигательной установки первой ступени ракеты в точности повторяла компоновку двигательной установки первой ступени ракеты Р-16 (Р-16У). Кроме этого, на ракете Р-36 использовались также, как и на ракете Р-16, двигатели открытой схемы, т.е. без дожигания газогенераторного газа. С одной стороны подобное обстоятельство положительным образом сказалось в процессе проектирования ракеты. т. к. снижало его стоимость и уменьшало сроки разработки. Однако, вместе с тем использование двигательной установки открытой схемы снижало удельный импульс тяги, что неблагоприятно сказывалось на энергомассовом совершенстве МБР.

Система подачи компонентов топлива в камеры сгорания маршевого двигателя и газогенератор – турбонасосная. Рабочим телом турбины турбонасосного агрегата являлись продукты сгорания основных компонентов топлива в жидкостном газогенераторе. Отбор компонентов топлива на питание жидкостного газогенератора турбины производился от магистралей высокого давления после насосов.

Отработанные газы после турбины турбонасосного агрегата через выхлопные патрубки (отбросные сопла) выбрасывались в окружающее пространство. Первоначальная раскрутка турбины турбонасосного агрегата обеспечивалась пороховыми газами специального пиростартера (схема, которая была реализована на МБР Р-9А).

Переходник первой ступени предназначался для соединения первой и второй ступеней ракеты с помощью четырех разрывных болтов и являлся силовым элементом корпуса первой ступени.

Топливные баки окислителя и горючего служили не только емкостями для компонентов топлива, но и являлись силовыми, несущими элементами корпуса, воспринимавшими все нагрузки, которые возникают при наземной эксплуатации и в полете, для обеспечения статической устойчивости ракеты в полете бак окислителя (окислитель имеет большую плотность, чем горючее) располагался перед баком горючего.

Топливные баки первой ступени выполнялись из алюминиевомагниевого сплава АМГ6 и изготавливались из прессованных оребренных панелей, подкрепленных поперечным силовым набором. Баки окислителя и горючего имели сферические днища. Между баками окислителя и горючего размещался приборный отсек, который также являлся силовым элементом корпуса ракеты. Он выполнялся в виде тонкостенной оболочки, подкрепленной поперечным и продольным силовым набором. Приборный отсек предназначался для размещения части приборов системы управления ракеты, обеспечивавших функционирование первой ступени в полете.

Хвостовой отсек представлял собой цилиндрическую оболочку, подкрепленную продольными поперечным силовым набором, предназначался для размещения маршевой двигательной установки первой ступени. Основной двигатель размещался во внутреннем объеме хвостового отсека, а рулевой четырехкамерный двигатель – под обтекателями по плоскостям стабилизации ракеты. В хвостовом отсеке устанавливались также четыре пороховых ракетных двигателя, предназначавшихся для торможения первой ступени в процессе разделения ступеней ракеты.

Таким образом, конструктивно-компоновочная схема первой ступени ракеты в общем повторяла компоновку первой ступени МБР Р-16 (Р-16У). что характеризовало невысокое совершенство конструкции первой ступени ракеты.

На ракете применялась достаточно совершенная, позволяющая снизить массу конструкции ракеты, система наддува топливных баков, использующая в качестве рабочего тела наддува продукты сгорания основных компонентов топлива (напомним, что подобные системы впервые использовались на МБР Р-9А). Бак окислителя первой ступени наддувался газами от жидкостного газогенератора системы наддува. Отбор компонентов топлива для питания жидкостного газогенератора производился от системы окислителя и горючего после насосов рулевого двигателя. Бак горючего первой ступени наддувался продуктами газогенерации турбонасосного агрегата рулевого двигателя, обогащенными продуктами разложения горючего (вследствие этого снижалась температура смеси) в смесителе двигателя. Предстартовый наддув топливных баков первой ступени обеспечивался газом высокого давления, содержавшимся в шаровых баллонах, размещенных на борту ракеты.

Вторая ступень ракеты обеспечивала разгон головной части до определенной скорости, соответствующей заданной дальности стрельбы. Она состояла из приборного, топливного и хвостового отсеков, а также маршевой двигательной установки ступени. Приборный отсек служил для размещения основной части приборов системы управления (общий вес приборов автономной инерциальной системы управления составлял 752 кг). Отсек выполнялся в форме усеченного конуса, на внешнюю поверхность которого наносилось теплозащитное покрытие, предохранявшее корпус отсека от аэродинамического нагрева в полете.

Приборный отсек имел два торцевых шпангоута, выполненных из магниевого сплава. На переднем торцевом шпангоуте размещались фитинги, в которые устанавливались разрывные болты, связывающие приборный отсек с головной частью. Задним торцевым шпангоутом приборный отсек с помощью стыковочных болтов крепился к топливному отсеку.

Топливный отсек служил не только емкостью для компонентов топлива – окислителя и горючего, но и был выполнен по несущей схеме, являлся силовым отсеком корпуса ракеты и представлял собой емкость, разделенную внутри промежуточным сферическим средним днищем. Верхняя часть топливного отсека служила баком окислителя, а нижняя – баком горючего. Топливный отсек изготовлялся из алюминиево-магниевых сплавов.

Нижняя часть топливного отсека второй ступени (бак горючего) выполнялась из прессованных и химически фрезерованных панелей с продольными ребрами жесткости. Химическому фрезерованию подвергались обечайка, среднее и заднее днища топливного отсека (за исключением мест сварки и отбортовки), что уменьшало толщину исходного материала и обеспечивало минимальный вес конструкции топливного отсека. Верхняя полость топливного отсека (бак окислителя) была выполнена из гладких нагартованных листов алюминиво-магниевого сплава.

Конструкция топливного отсека второй ступни, совмещавшего нижнее днище бака окислителя с верхним днищем бака горючего, являлась первым примером реализации в отечественном ракетостроении принципа плотной компоновки отсеков ракеты, обеспечивавшего минимальную массу конструкции ракеты.

Хвостовой отсек второй ступени предназначался для размещения маршевого двигателя ступени и представлял собой цилиндрическую несущую оболочку, подкрепленную продольным и поперечным силовым набором. Размещение двигателя аналогично размещению двигателя первой ступени: внутри отсека расположен основной двухкамерный ЖРД, а на внешней поверхности под обтекателями по плоскостям стабилизации – четырехкамерный рулевой. Внутри хвостового отсека располагаются также пороховые ракетные двигатели, обеспечивавшие отделение головной части от корпуса второй ступени путем торможения последней после достижения заданного значения скорости и выключения маршевой двигательной установки.

Маршевая двигательная установка второй ступени включала в себя неподвижно установленный основной двухкамерный ЖРД, аналогичный по конструкции двухкамерному блоку первой ступени, но имевшему большую высотность сопла и большее давление газов в камере сгорания. Удельный импульс тяги основного двигателя достигал 3112,5 м/с. Рулевой двигатель второй ступени также близок по конструкции к рулевому двигателю первой ступени.

Запуск основного и рулевого двигателей второй ступени обеспечивался пиростартерами: система подачи компонентов топлива в камеры сгорания и газогенератор – турбонасосная. В качестве рабочего тела турбины как и на первой ступени использовались основные компоненты топлива. Наддув баков горючего и окислителя производился так же, как и на первой ступени, продуктами газогенерации.

Отметим, что уже на каждой ступени ракеты для уменьшения гарантийных запасов топлива устанавливалась система одновременного опорожненная баков.

Функционирование двигательных установок ракеты Р-36 на активном участке траектории полета не отличается от схемы функционирования двигателей ракеты Р-16 (Р-16У). Система разделения ступеней и отделения головной части идентична конструктивно-компоновочной схеме системы разделения ступеней и отделения головной части ракеты Р-16.

Характерной особенностью МБР Р-36 являлась возможность нахождения ее в заправленном состоянии в течение нескольких лет. Длительное хранение компонентов топлива в баках ракеты обеспечивалось специальной гидравлической системой, которая была предназначена для изоляции внутренних полостей топливных баков от окружающей атмосферы.

Гидравлическая система обеспечивала сохранение стабильных физикохимических свойств окислителя и горючего за счет максимально возможной герметизации топливных систем. При этом важнейшие элементы автоматики двигательной установки ракеты защищались от воздействия компонентов топлива и их паров специальными мембранами и устройствами, работавшими по принципу гидрозатвора.

Таким образом, в результате проектирования и создания МБР Р-36 были достигнуты следующие результаты:

При увеличении стартовой массы ракеты Р-36 по сравнению с ракетой Р-16 (Р-16У) на 43 т (около 33 %) было достигнуто увеличение массы полезной нагрузки более чем в 2.5 раза. Показатель энергомассового совершенства ракеты для одного из видов боевого оснащения («тяжелый» моноблок) достиг величины 0,031. Это обеспечивалось применением более эффективного окислителя – азотного тетраксида – и улучшением конструктивного совершенства за счет создания единого топливного отсека второй ступени.

Обеспечено длительное хранение компонентов ракетного топлива в баках ракеты за счет применения специальной гидравлической системы предохранения баков.

Созданы различные типы боевого оснащения, в тем числе разделяющаяся головная часть с простым разбросом боевых блоков.

Обеспечена возможность поражения целей различного типа, прикрытых средствами противоракетной обороны.

Одной из интереснейших и уникальных разработок КБ «Южное» под руководством М.К. Янгеля была ракета Р-36орб, представлявшая собой двухступенчатую жидкостную ракету (на базе ракеты Р-36) с орбитальной головной частью. Энергетические возможности созданной ракеты Р-36 позволяли при некотором несущественном снижении массы головной части обеспечить вывод ее на круговую или слабо эллиптическую орбиту вокруг Земли. В этом случае орбитальная головная часть, кроме боевого заряда, содержала тормозную двигательную установку, систему управления, а также запасы топлива, которые обеспечивали коррекцию и стабилизацию орбитальной головной части на траектории полета и тормозной импульс для спуска ОГЧ с орбиты.

Летные испытания орбитальной ракеты Р-36орб проводились с 1965 по 1968 гг. Первый боевой ракетный комплекс с орбитальной ракетой был поставлен на боевое дежурство в 1969 г. и в этом же году принят на вооружение.

Разработка ракеты Р-36орб и ввод ее в состав группировки Ракетных войск значительно расширяли их боевые возможности.

Орбитальные ракеты по сравнению с баллистическими обеспечивали следующие преимущества:

• неограниченную дальность полета, позволяющую поражать цели, недосягаемые для баллистических межконтинентальных ракет;
• возможность поражения одной и той же цели с двух взаимно противоположных направлений;
• меньшее время полета орбитальной головной части по сравнению со временем полета головной части баллистических ракет (при пуске орбитальной ракеты по кратчайшему направлению);
• невозможность прогнозирования района падения боевого заряда ОГЧ при движении на орбитальном участке;
• возможность обеспечения удовлетворительных точностей попадания в цель при очень больших дальностях пуска.

Орбитальным ракетам присущи и недостатки:

Во-первых, их достоинства сомнительны с точки зрения стратегической стабильности, поскольку практически неразличимы такие операции, как перевод ракетных частей в высшие степени готовности (вывод на орбиту специальных ГЧ) и начало боевых действий. Т.е. ответная сторона имела право произвольно трактовать факт запуска ракет.

Во-вторых, сокращение времени доставки заряда к целям противника является мнимым, поскольку нанесение удара возможено только в том случае, если плоскость орбиты фазирована, т.е. занимает определенную ориентацию по отношению к цели. Время такого фазирования может составлять несколько часов.

В-третьих, противоречит Договору о неразмещении ядерного оружия в космосе. И если любые спутники не подлежат уничтожению средствами ПКО противника в силу того, что они пользуются правом свободного прохода, аналогичному морскому праву, то боевая орбитальная часть представляет по существу боевой летательный аппарат и в случае пролета над территорией противника может быть атакована.

В силу сказанного орбитальные ракетные комплексы были запрещены Договором ОСВ-1.

Основное преимущество орбитальной ракеты Р-36орб заключалось в ее способности эффективно преодолевать противоракетную оборону противника.

Вместе с тем орбитальные ракеты не получили широкого применения и их доля в группировке Ракетных войск была незначительна.

Это объяснялось отсутствием у потенциального противника континентальной системы противоракетной обороны, а только при ее наличии имеет смысл создавать орбитальные головные части. Кроме того, при определенной массе полезной нагрузки орбитальной ракеты масса боезаряда составляла 30-35% от общей массы ОГЧ (у боевых блоков баллистических ракет 70-80%). а точность попадания головной части в цель была несколько меньшей, чем у баллистических ракет. Указанные причины снижали эффективность поражения как точечных, так и площадных целей.

При проектировании и разработке ракетных комплексов с МБР Р-36 особое внимание обращалось на максимальное упрощение стартовых позиций, исключение из цикла подготовки ракеты к пуску операций по заправке компонентами топлива, обеспечение дистанционного контроля основных параметров ракеты и систем в процессе боевого дежурства, подготовки к пуску и дистанционный пуск ракеты.

В начале разработки ракеты Р-36 предполагалось иметь три типа стартовых комплексов: наземный автоматизированный, шахтный групповой унифицированный (аналогичный комплексу для МБР Р-16У «Шексна») и шахтный типа «ОС».

В 1964 г. задание на разработку комплекса было скорректировано и начато проектирование стартового комплекса «ОС». Шахтный стартовый комплекс этого типа для МБР Р-36 имел в своем составе 6 рассредоточенных боевых стартовых позиций, на каждой из которых размещалась одиночная шахтная пусковая установка. Вблизи одной из боевых стартовых позиций размещался командный пункт боевого ракетного комплекса с ракетами Р-36, связанный линиями системы боевого управления и связи со всеми стартовыми позициями.

Шахтная пусковая установка МБР Р-36 состояла из оголовка и вертикального ствола с нижней частью шахты. Пусковая установка перекрывалась специальным защитным устройством (крышей) сдвижного типа, обеспечивавшим герметизацию ствола шахты и защиту ракеты от поражающих факторов ядерного взрыва.

В оголовке стартового сооружения размещались источники электроснабжения, аппаратура и оборудование технологических и технических систем. Состав оборудования обеспечивал длительное хранение ракет в заправленном состоянии, а также дистанционное проведение операций по подготовке к пуску и пуск ракеты.

В нижней части вертикального ствола шахты располагалось пусковое устройство с газоотражателем. Оно предназначалось для установки и крепления к нему пускового стакана и отвода газового потока при пуске ракеты в газоходы.

Основные характеристики шахтной пусковой установки:

Оборудование пусковой установки предназначалось для размещения ракеты в вертикальном положении, обеспечения прямолинейного вертикального движения ее, по направляющим при загрузке и пуске, а также защиты ракеты от воздействия газового потока работающих ЖРД.

Рис. 2.6. 15А18 (РС-20Б)

В верхней части шахтного ствола располагались газоотводящие устройства, а в нижней – рассекатели газовых потоков.

Пусковой стакан являлся ведущей конструкцией и обеспечивал безударный выход ракеты при пуске по направляющим, расположенных в одной диаметральной плоскости стакана. Скольжение ракеты по направляющим обеспечивалось бугелями, закрепленными на первой ступени ракеты.

В отличие от шахтной пусковой установки МБР Р-16У «Шексна» пусковой стакан для ракеты Р-36 являлся неповоротным и не имел устройств и механизмов азимутального наведения, что значительно упрощало конструкцию пусковой установки. Разворот ракеты в заданную плоскость стрельбы после выхода ее из пусковой установки осуществлялся системой управления полетом ракеты.

Первый пуск ракеты из шахтной пусковой установки на полигоне Байконур состоялся в 1963 г.

Подготовка к пуску и пуски ракет со стартовых позиций могли проводиться дистанционно – с командного пункта боевого ракетного комплекса или автономно с каждой стартовой позиции из оголовка пусковой установки. Время подготовки и проведения дистанционного пуска МБР Р-36 составляло 5 мин.