ИСТОРИЯ СОЗДАНИЯ БОЕВЫХ РАКЕТ КБ «ЮЖНОЕ»
Материал подготовила Марина Драгунова

© «Науки и Техники»№ 11 2016 г., №№ 1, 4, 7,10 2017 г., № 1 2018 г.
naukatehnika.com

В случае несогласия с размещением данных материалов, напишите: ruzhany@narod.ru

Часть 3
БОЕВЫЕ РАКЕТЫ ТРЕТЬЕГО ПОКОЛЕНИЯ Глава 2

Боевые ракеты третьего поколения в КБ «Южное» разрабатывались в соответствии с принципами, предложенными М. К. Янгелем. Постановление Совета Министров СССР на разработку ракетного комплекса Р-36М с ракетой 15А14 вышло в сентябре 1969 г. В декабре 1969 г. был выполнен эскизный проект ракеты 15А14 с четырьмя видами боевого оснащения (легкая и тяжелая моноблочные, разделяющиеся и маневрирующие головные части).

Старт ракеты Р-36М из ШПУ

В ракетах третьего поколения предусматривался качественный скачок тактико-технических характеристик путем внедрения перспективных технических решений, таких как применение системы управления (СУ) с бортовой цифровой вычислительной машиной (БЦВМ), разделяющихся головных частей (РГЧ) с боевыми блоками (ББ) индивидуального наведения. М. К. Янгель сформулировал самую главную задачу для ракет третьего поколения — применить минометный старт. Эта идея вначале не нашла поддержки даже в собственном конструкторском бюро. Конструкторам и разработчикам было трудно представить ракету массой более 200 тонн (это несколько железнодорожных грузовых вагонов), которую выбрасывают, как из ствола пушки, на высоту пяти-шестиэтажного дома с последующим мгновенным запуском жидкостных двигателей в невесомости. Выслушав все замечания и возражения ведущих специалистов конструкторского бюро, М. К. Янгель не отступил от своего решения делать минометный старт для ракетного комплекса Р-36М.

Проект шахтной пусковой установки (ШПУ) в эскизном проекте ракетного комплекса Р-36М разрабатывался традиционным смежником КБ «Южное» — КБСМ (ЦКБ-34), главным конструктором которого был Евгений Георгиевич Рудяк. Он до конца остался противником минометного старта, несмотря на все попытки М. К. Янгеля его переубедить. Для реализации этого типа старта в наземных стартовых комплексах требовалось решить много новых технических задач. В ЦНИИМаше провели расчетно-теоретические и экспериментальные исследования пусковой установки ракеты 15А14, была разработана конструкция безоголовочной шахтной установки и предложена легкая компактная пневматическая система амортизации контейнера вместо предлагаемых многотонных пружин. Разработка проекта шахтной пусковой установки с применением нового типа старта была реализована КБ транспортного машиностроения (В. Н. Соловьев). Проект был одобрен, но Е. Г. Рудяк не согласился его реализовать. Пришедший ему на смену главный конструктор В. С. Степанов блестяще завершил разработку упрочненного перспективного стартового сооружения для ракетного комплекса Р-36М и его последующих модификаций. Тактико-технические характеристики нового стартового комплекса резко возросли по всем показателям, в частности защищенность от ядерного взрыва удалось повысить в десятки раз по сравнению с пусковой установкой комплекса «Шексна» и ОС-67.

Целый ряд конструктивных решений по ШПУ, таких как шахтный ствол из высокопрочного бетона марки 600–700, гладкая цилиндрическая шахта, поворотная крыша с пороховыми и гидравлическими приводами большой мощности, обеспечивающими открывание крыши не более чем за 10 с, система амортизации ТПК с ракетой на резинокордных пневмоамортизаторах и ряд другого оборудования не имели равных в СССР и в мире.

Одним из основных агрегатов для реализации минометного старта являлся транспортно-пусковой контейнер (ТПК). ТПК представлял собой огромную стеклопластиковую конструкцию. По своему назначению транспортно-пусковой контейнер исполнял роль артиллерийского ствола неведомых до сих пор циклопических размеров: диаметр более трех, а длина до сорока метров. Но самым необычным являлся снаряд внутри этого ствола — огромная, массой более двухсот тонн межконтинентальная баллистическая ракета стратегического назначения, которая двигалась в контейнере не собственным ходом, а по законам внутренней баллистики снарядов под действием газов, образуемых сгоранием порохового заряда в замкнутом пространстве контейнера.

Испытание БИ-4 ракеты Р-36М (15А14). Ракета движется в ТПК

Роль поршня для «выталкивания» ракеты выполнял специальный поддон. Он представлял собой сложную пространственную тонкостенную конструкцию диаметром, равным диаметру ракеты. Исходный объем, который начинал заполняться газами, образовывали два сферических сегмента. Один из них являлся днищем контейнера, на нем располагались пороховые аккумуляторы давления. Второй сегмент — днище поддона — выполнял роль поршня. Вместе верхнее и нижнее днища представляли фигуру чечевицеобразной формы. Рабочим телом, выталкивающим ракету из шахты, являлись газы, вырабатываемые пороховыми аккумуляторами давления. После выхода из шахты поддон отделялся, но это была очень большая масса металла, которая могла вывести шахту из строя при падении на нее. Для решения этой задачи тоже требовалось оригинальное конструкторское решение — и оно было найдено. После выхода ракеты из шахты поддон отделялся от нее пружинными толкателями и уводился в сторону с помощью установленных на нем пороховых ракетных двигателей. На боковой поверхности ракеты установлены кольцевые поперечные опоры для центрирования и амортизации ее в ТПК. После пуска эти кольца сбрасывались.

ТПК сыграл революционную роль и в технологии подготовки ракеты при постановке на боевое дежурство. Все, что ранее размещалось в оголовке шахты, становилось принадлежностью контейнера. На его внешней поверхности размещались система электропитания, блоки аппаратуры управления и пуска ракеты, другие системы, а также узлы крепления контейнера в люльке системы амортизации.

Поддон ракеты Р-36М (15А14) после отделения и увода на испытаниях БИ-2

Полукольца поперечных опор ракеты Р-36М (15А14) после отделения и сброса на испытаниях БИ-2

По старой технологии ракету транспортировали с завода-изготовителя на полигон в монтажно-испытательный корпус, в котором проводились сборка ступеней и комплексные проверки функционирования всех систем. Только после этого ее вывозили на старт, опускали в шахту, устанавливали и центрировали. По технологии минометного старта ракета устанавливалась в контейнер прямо на заводе-изготовителе. После необходимых проверок, в таком укомплектованном виде сборка транспортировалась прямо на стартовую позицию. Контейнер с ракетой опускался в шахту и подвешивался в системе амортизации. В результате отпадала необходимость в таком огромном по площади и высоте дорогостоящем здании, каким является монтажно-испытательный корпус. Применение такой схемы обслуживания значительно упростило и удешевило эксплуатацию ракетных комплексов.

Агрегат установки головной части и переходника ТПК

Одной из наиболее сложных была задача создания разделяющейся головной части (РГЧ) с индивидуальным наведением боевых блоков на цели. Все головные части ракеты оснащались комплексом средств преодоления противоракетной обороны (ПРО). Для ракеты 15А14 впервые были созданы квазитяжелые ложные цели, позволяющие имитировать характеристики боевых блоков практически по всем селектирующим признакам на внеатмосферном участке траектории и значительной части атмосферного. На нисходящем участке траектории движение боевых блоков имитировалось применением специального твердотопливного двигателя разгона, не имеющего аналогов в мировой практике, прогрессивно возрастающая тяга которого компенсирует силу аэродинамического торможения ложной цели. Ни одна система ПРО не могла противостоять Р-36М.

Испытание БИ-4 ракеты Р-36М (15А14). Ракета над ШПУ

Двухступенчатая ракета 15А14 была выполнена по тандемной схеме с последовательным разделением ступеней. Компоновочная схема ракеты разрабатывалась с максимально достижимой плотностью компоновки, практически были исключены «сухие» отсеки. Топливные отсеки ступеней ракеты 15А14 (и всех последующих модификаций) выполнялись сплошными с внутренними разделительными днищами между баками. Нижнее днище топливного бака горючего первой ступени было сделано вогнутым для обеспечения компактного размещения двигательной установки. Бак горючего второй ступени имел тороидальную форму, в его полость («в дырку от бублика») был помещен маршевый двигатель второй ступени. Благодаря этим конструктивным решениям удалось увеличить запас топлива на 11 % по сравнению с ракетой 8К69 и удержать при возросшей длине головных частей габаритную длину ракет в размерах, удовлетворяющих положениям договора ОСВ-1.

Днища поддона и ТПК образуют подракетный объем, в который запускаются ПАДы. Герметизация этого объема обеспечивается манжетами, установленными на шпангоутах днищ	На днище ТПК установлена резиновая диафрагма, которая перед запуском ПАДа с помощью порохового газогенератора выкладывается по поверхности днища поддона, вытесняя из подракетного объема воздух, что исключает возможность взрывного догорания газов ПАДов

Для старта используются два последовательно работающих ПАДа. ПАД-1 запускается по временной команде одновременно с разрывом связи «поддон — днище ТПК»	Оптимальный момент запуска ПАД-2 определяется с помощью двух блоков сигнализаторов давления, фиксирующих спад давления в камере ПАД-1 и формирующих команду на запуск ПАД-2	Момент запуска ПАД-2

Система управления ракеты 15А14 была разработана Конструкторским бюро электроприборостроения (бывшее ОКБ-692, г. Харьков) и стала первой автономной инерциальной системой управления на основе бортового цифрового вычислительного комплекса (БЦВК). Новая СУ позволяла управлять разведением и индивидуальным наведением ББ на цели, оперативно дистанционно перенацеливать ракеты по полетным заданиям, хранящимся на пусковой установке. За счет оптимизации программ выведения и разведения были повышены энергетические возможности ракеты, увеличена боеготовность ракетного комплекса примерно в 4 раза и повышена точность стрельбы примерно в 3 раза.

Схема ШПУ ракеты Р-36М

В процессе боевого дежурства бортовая вычислительная машина обеспечивала обмен информацией с наземными устройствами. Наиболее важные параметры технического состояния ракеты контролировались системой управления.

Для реализации минометного старта тяжелой жидкостной ракеты требовалось не только разработать новые узлы и агрегаты типа ТПК и поддона, но и необходим был новый подход к наземной экспериментальной отработке ракеты. Для экономии средств использовались не штатные ракеты для отработки, а весовые груз-макеты. Планировались поэтапные испытания нового старта, с последовательно возрастающей сложностью. Такие испытания были названы бросковыми (БИ). В январе 1970 г. начались бросковые испытания (БИ-1) ракеты 15А14 на испытательной базе Павлоградского механического завода. Последующие этапы бросковых испытаний — БИ-2, БИ-3, БИ-4 — проводились на Байконуре (НИИП-5). На втором этапе БИ-2 объектами испытаний были натурные макеты ракет и ТПК. Основные узлы, агрегаты и системы были выполнены в штатном варианте. Заправка ракет производилась имитаторами компонентов топлива, близкими по удельному весу штатным компонентам. По программе испытаний БИ-2 груз-макет ракеты выбрасывался с помощью ПАД на высоту 20 метров от верхнего среза контейнера. В то же время пороховые ракетные двигатели, расположенные на поддоне, отводили его в сторону. Поддон предохранял двигательную установку первой ступени от давления газов ПАД. Далее макет ракеты, потеряв скорость, падал недалеко от контейнера в бетонный лоток, превращаясь в груду металла.

Очень важным был этот период испытаний — решалась принципиальная задача реализации минометного старта применительно к тяжелой ракете. Успешное бросковое испытание (БИ-2), проведенное 22 октября 1971 г., подтвердило такую возможность.

Летные испытания ракеты с моноблочной головной частью начались 21 февраля 1973 г., в сентябре начали испытывать МБР 15А14, оснащенную несколькими боевыми блоками. К 1974 г. было проведено 35 испытательных пусков. Первый ракетный полк с ракетным комплексом Р-36М был поставлен на боевое дежурство 25 декабря 1974 г.

Кадры киносъемки первого испытания БИ-2 макета ракеты Р-36М (15А14)

Вариант ракеты 15А14 с РГЧ из восьми блоков вышел на испытания в 1975 г., испытания ракеты с РГЧ в трех видах боевой комплектации завершились в октябре 1975 г. После испытаний ракетный комплекс был принят на вооружение РВСН, но его совершенствование было продолжено. В частности, велись работы по совершенствованию головных частей.

Процесс установки ТПК с ракетой Р-36М (15А14) в ШПУ

У ракеты 15А14 оказалась долгая судьба. Всего через несколько месяцев после принятия на вооружение комплекса Р-36М с ракетой 15А14, 16 августа 1976 г. постановлением правительства КБ «Южное» была поручена разработка комплекса Р-36М с улучшенными тактико-техническими характеристиками. Модернизация проводилась для повышения эффективности боевого применения ракет при минимальных доработках и касалась в основном разделяющихся головных частей ракет и ступеней разведения. Первая и вторая ступени использовались без доработки. В 1976 г. эскизный проект этого комплекса были представлен Заказчику. Модернизированная ракета получила индекс 15А18. Развертывание ракет началось в 1979 г. Ракеты, находящиеся на боевом дежурстве, были переоснащены в 1980 г. без извлечения из ШПУ усовершенствованными разделяющимися головными частями с жидкостной ступенью наведения, созданными к этому времени для ракетного комплекса Р-36М УТТХ (с ракетой 15А18).

РН «Днепр» в ШПУ

К 1983 г. была произведена замена всех ракет 15А14 на 15А18. Общая численность развернутых ракет достигла 308 единиц. Это был «потолок», установленный достигнутым ранее между США и СССР соглашением о сокращении стратегических наступательных вооружений, которое в истории известно как Договор ОСВ-1.

Надежность и долговечность ракеты 15А18 превзошла все начальные прогнозы. После вступления в силу Договора ОСВ-1 ракеты должны были сниматься с дежурства и уничтожаться одним из трех способов — утилизацией, учебными пусками либо использоваться в качестве ракет-носителей для запуска малых спутников в космос. В конце 1990-х гг. КБ «Южное» предложило проект космического ракетного комплекса «Днепр» на основе МБР 15А18, обладающей высокими энергетическими возможностями, точностью выведения и высокой надежностью. При этом реализация проекта «Днепр» предусматривала выполнение всех положений договоров о сокращении стратегических наступательных вооружений — СНВ-1 (1991 г) и СНВ-2 (1993 г.). Кроме того, стоимость конверсии ракеты 15А18 в космическую ракету-носитель в десятки раз меньше стоимости создания нового носителя. Пуски РН «Днепр» начались в 1999 г. и производятся до настоящего времени.

Энергетические характеристики маршевых двигателей

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. Призваны временем. Т. 1. От противостояния к международному сотрудничеству/под общ. ред. С. Н. Конюхова. Днепропетровск: [б.и.], 2004. 768 с.: рис., табл., фотоил.

2. Призваны временем. Т. 2. Ракеты и космические аппараты Конструкторского бюро «Южное»/под ред. С. Н. Конюхова. Днепропетровск: [б.и.], 2004. 227 с.: ил.

3. Шестьдесят лет в ракетостроении и космонавтике/под ред. А. В. Дегтярева. Днепропетровск: Арт-Пресс, 2014.

4. Так это было… Книга о Юрии Александровиче Мозжорине. — М.: Междунар. программа образования, 2000.