Глава 2. Баллистические ракеты второго поколения

2.1. Управляемые баллистические ракеты средней дальности Р-12 и Р-14Создание 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 Р14. Общий вид этих ракет приведен на рис. 2.1 и 2.2.

табл. 2.1 Основные характеристик ракет:

Характеристика Р-12 Р-14 Максимальная дальность полета, км 2000 4500

Стартовая масса, т 41.7 86.3 Масса головной части, т 1.6 1.5 Длина ракеты, м 22.1 24.4 Диаметр корпуса ракеты, м 1.65 2.4 Мощность ядерного боезаряда, Мт 2.3 2.3 Точность стрельбы (предельное отклонение), км

5.0 5.0

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 км

. 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

=1. Отделение головной части ракеты Р-12 осуществлялось с помощью

к

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.

На ракете использовался четырехкамерный (с общим ТНА) ЖРД, работавший на топливе: окислитель АК-27И (73% HNO

, 27% N

O

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.

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.

рис. 2.2. 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 ТМ185 на несимметричный диметилгидразин (НДМГ) позволила существенно (почти на 10%) повысить удельный импульс и исключить использование пускового горючего (т.к. НДМГ самовоспламеняется с окислителем АК27И).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 высококипящие 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: Максимальная дальность полета, км Стартовая масса, т Масса головной части, т Длина ракеты, м Диаметр корпуса ракеты первой ступени, м второй ступени, м мощность ядерного боезаряда, Мт Точность стрельбы (предельное отклонение), км

11 000...13 000 140.6 1.5 ... 2.2 34 , 3

3.0 2.4 5.0 10.0

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 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).

Основные характеристики двигателей ракеты Р-16 Таблица 2.2 Характеристики ДУ 1-ой ст

марш. рул. ДУ 2-ой ст марш. рул.

Тяга на Земле. кН 2265 288.5 710 41.5

Характеристики ДУ 1-ой ст марш. рул.

Тяга в Пустоте. кН Удельный импульс (на Земле). м/с Удельный импульс (в пустоте), м/с

2660 2420 2840

380 2310 2680

ДУ 2-ой ст марш. рул.

900 2370 2870

49.2 2060 2460

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 ступевами 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 лринят 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 Р14. 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.

Шахтный стартовый комплекс для МБР Р-16У (условное обозначение "Шексна - В") включал в себя боевые стартовые позиции, на которых

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

 

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: Глубина шахтной пусковой установки Внутренний диаметр шахтного сооружения Внутренний диаметр стакана Тил защитного устройства

45.6 м 8.3 м 4.64 м плоское, сдвижное

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.Коноплев

. По имеющимся данным в результате этой одной из крупнейших в истории катастроф с ракетной техникой погибло самое большое число людей - 129 человек.

2.3. Межконтинентальная баллистическая ракета Р-9АВ 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.

 

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

 

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: Максимальная дальность полета, км Стартовая масса, т Масса головной части, т Длина ракеты, м Диаметр корпуса ракеты, м мощность ядерного боезаряда, Мт Точность стрельбы (предельное отклонение), км

10 000...12 000 80.4 1.6 ... 2.1 24 , 3 2.68 5.0 5.0

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 елстемы 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 хвсстовой 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 стык<