конструкторские коллективы пошли по пути широкого использования наработок

по ракетам Р-12 и Р-14.

При подготовке к первому пуску на полигоне Байконур 24 октября 1960

года из-за прохождения преждевременной команды от токораспределителя

произошел запуск двигательной установки второй ступени, что привело к

взрыву. В результате погибли находившиеся на стартовой позиции большая

часть боевого расчета, председатель государственной комиссии главком РВСН

М.И. Неделин и ряд конструкторов и руководящих работников от министерств.

Второй пуск Р-16 состоялся 2 февраля 1961 года. Несмотря на то, что

ракета упала на трассе полета из-за потери устойчивости, разработчики

убедились в жизнеспособности принятой схемы. Напряженная работа позволила

закончить летные испытания ракеты, запускаемой с наземной пусковой

установки, к концу 1961 года. 1 ноября три первых ракетных полка в г.

Нижний Тагил и п. Юрья были подготовлены к заступлению на боевое дежурство.

Начиная с мая 1960 года, проводились опытно-конструкторские работы,

связанные с реализацией пуска модифицированной ракеты Р-16У из шахтной

пусковой установки. В январе 1962 года на полигоне Байконур был проведен

первый пуск ракеты из ШПУ. 5 февраля 1963 года началась постановка на

боевое дежурство первого ракетного полка (г. Нижний Тагил), вооруженного

БРК с этими МБР, а 15 июля этого же года этот комплекс был принят на

вооружение РВСН.

Ракета Р-16 была выполнена по схеме <тандем> с последовательным

разделением ступеней. Первая ступень состояла из переходника, к которому

посредством четырех разрывных болтов крепилась вторая ступень, бака

окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека с силовым

кольцом. Топливные баки несущей конструкции. Для обеспечения устойчивого

режима работы ЖРД все баки имели наддув. При этом бак окислителя наддувался

в полете встречным потоком воздуха, а бак горючего - сжатым воздухом из

шаровых баллонов, размещенных в приборном отсеке.

Двигательная установка состояла из маршевого и рулевого двигателей,

укрепленных на одной раме. Маршевый двигатель был собран из трех одинаковых

двухкамерных блоков и имел суммарную тягу на земле 227 т. Рулевой двигатель

имел четыре поворотные камеры сгорания и развивал тягу на земле 29 т.

Система подачи топлива во всех двигателях - турбонасосная с питанием турбин

продуктами сгорания основного топлива.

Вторая ступень, служившая для разгона ракеты до скорости,

соответствовавшей заданной дальности полета, имела аналогичную конструкцию,

но была выполнена короче и в меньшем диаметре. Ее ДУ во многом была

заимствована от первой ступени, что удешевляло производство, но в качестве

маршевого двигателя устанавливался только один блок. Он развивал тягу в

пустоте 90 т. Рулевой двигатель отличался от аналогичного двигателя первой

ступени меньшими размерами и тягой (5 т). Все ракетные двигатели работали

на самовоспламеняющихся при контакте компонентах топлива: окислителе АК-27И

и горючем - несимметричном диметилгидразине (НДМГ).

Р-16 имела защищенную автономную инерциальную систему управления. Она

включала автоматы угловой стабилизации, стабилизации центра масс, систему

регулирования кажущейся скорости, систему одновременного опорожнения баков,

автомат управления дальностью. В качестве чувствительного элемента СУ

впервые на советских межконтинентальных ракетах была применена

гиростабилизированная платформа на шарикоподшипниковом подвесе. Приборы

системы управления располагались в приборных отсеках на первой и второй

ступенях. КВО при стрельбе на максимальную дальность 12000 км составило

около 2700 м. При подготовке к старту ракета устанавливалась на пусковое

устройство так, чтобы плоскость стабилизации находилась в плоскости

стрельбы.

МБР Р-16У конструктивно почти не отличалась от Р-16. Для обеспечения

старта из ШПУ была изменена автоматика работы двигательной установки первой

ступени. На корпусе ракеты были сделаны площадки для установки бугелей,

фиксирующих ее положение в направляющих шахтной пусковой установки. Баки

горючего стали наддуваться азотом.

МБР Р-16 оснащалась отделяемой моноблочной головной частью двух типов,

отличавшихся мощностью термоядерного заряда (порядка 3 Мт и 6 Мт). ГЧ

конической формы с полусферической вершиной крепилась к корпусу второй

ступени с помощью трех разрывных болтов. Ее отделение осуществлялось за

счет торможения второй ступени при срабатывании тормозных пороховых

ракетных двигателей. От мощности головной части зависела максимальная

дальность полета, колебавшаяся в пределах от 11000 до 13000 км.

МБР Р-16 стала базовой ракетой для создания группировки

межконтинентальных ракет РВСН. Наземный стартовый комплекс включал боевую

позицию с двумя пусковыми устройствами, одним общим командным пунктом и

хранилищем ракетного топлива. Пуск ракеты осуществлялся после ее установки

на пусковой стол, заправки компонентами ракетного топлива и сжатыми газами,

проведения операций по прицеливанию. Все эти операции занимали довольно

много времени. Чтобы его сократить были введены четыре степени технической

готовности, характеризовавшиеся определенным временем до возможного старта,

которое было необходимо затратить для выполнения ряда операций по

предстартовой подготовке и запуску ракеты. В высшей степени готовности МБР

Р-16 могла стартовать через 30 минут.

Р-16У была развернута в гораздо меньших количествах, так как на

строительство шахтных комплексов требовалось больше времени, чем для ввода

в строй РК с наземными ПУ. На каждой стартовой позиции располагались три

ШПУ, размещенные в линию на расстоянии десятков метров друг от друга,

подземный командный пункт, хранилища компонентов топлива, а также другие

сооружения. В отличии от других БРК с шахтными пусковыми установками ШПУ Р-

16У обеспечивала движение ракеты по направляющим. Ракета размещалась внутри

на специальном поворотном устройстве с пристыкованными коммуникациями

системы заправки. Для БРК с МБР Р-16У устанавливалось три степени боевой

готовности.

Как и все ракеты первого поколения эти МБР не могли долго находиться в

заправленном состоянии. В постоянной готовности они хранились в укрытиях

или шахтах с пустыми баками и требовалось значительное время для приведения

их в готовность к пуску. По времени приведения в боевую готовность

советские МБР уступали американским ракетам и на много. Низкая живучесть

советских ракетных комплексов практически исключала возможность нанесения

ответного удара. К тому же уже в 1964 году стало ясно, что эта ракета

морально устарела.

Для своего времени Р-16 была вполне надежной и достаточно совершенной

ракетой. До 1965 года было развернуто 186 пусковых установок для Р-16 и Р-

16У. На вооружении МБР этого типа состояли до середины 70-х годов.

Последние ракеты наземных пусковых установок ликвидировали в 1977 году.

Старт одной из них в июне 1966 года наблюдал на полигоне Байконур президент

Франции Ш. де Голль, находившийся в СССР с официальном визитом.

Межконтинентальная баллистическая ракета Р-9А.

С появлением у американцев ракетной системы <Минитмен> руководство

Советского Союза явственно осознало уязвимость и техническое отставание

своих МКР. В этих условиях решено было ускорить принятие на вооружение МБР

Р-9А. Постановлением СМ СССР от 31 мая 1959 года ОКБ-1 С.П. Королева

поручалось создать межконтинентальную ракету, пригодную для массового

развертывания в частях, а главное, которая должна была иметь тактико-

технические характеристики намного лучше, чем Р-7.

Р-9А стала последней боевой ракетой, разработанной под

непосредственным руководством С.П. Королева. Летом 1960 года на полигоне

Байконур был проведен показ ракетной техники для руководства страны.

Присутствовал и Н.С. Хрущев. Сергей Павлович представлял две свои ракеты

жидкостную Р-9 и твердотопливную РТ-1. Хрущев молча выслушал доклад

Королева и своего мнения не высказал. Присутствующим конструкторам,

руководителям промышленности и Ракетных войск ясности относительно

дальнейшей судьбы этих ракет реакция Никиты Сергеевича не прибавила. И

только по настоянию военных разработка Р-9 была продолжена.

Начало летно-конструкторских испытаний Р-9 (на первом пуске 9 апреля

1961 года присутствовал Королев) успешным не назовешь. В первое время

сказывалась недоведенность маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД)

первой ступени, работавшего на кислородно-керосиновом топливе. Его

поставили на ракету под сильным давлением академика В.П. Глушко. Только в

1961 году, при запусках экспериментальных ракет, в результате возникавших

высокочастотных разрушений двигателей, были выведены из строя три стартовых

комплекса. Следует отметить, что альтернатива была, так как в ОКБ А. Исаева

и Н. Кузнецова разрабатывали двигатели для первой ступени этой ракеты. Но

Глушко использовал свои связи в верхах и добился выгодного для себя

решения. В конце концов неполадки в двигательной установке первой ступени

устранили, но, как потом выяснилось, не в полной мере. Ее надежность

оставалась не на должном уровне, что подтвердилось при эксплуатации в

войсках. Так при проведении учебно-боевого пуска одним из ракетных полков

произошел взрыв ракеты.

Испытания затянулись. Так как ракетные комплексы с наземными стартами

к этому времени уже считались морально устаревшими и не отвечали

предъявляемым к ним требованиям по степени защищенности и боеготовности,

решено было доработать ракету для шахтной пусковой установки (ШПУ), создать

которую еще предстояло. Конструкторам требовалось повысить надежность

ракеты и, главное, решить проблему от которой зависела сама возможность

нахождения <девятки> на боевом дежурстве. Речь шла о способах длительного

хранения больших количеств жидкого кислорода для заправки баков ракет. В

результате была создана система, обеспечивавшая потери кислорода не более 2-

3 % в год.

Летные испытания завершились в только феврале 1964 года, а 21 июля

1965 года на вооружение РВСН был принят ракетный комплекс с шахтными и

наземными пусковыми установками и ракетой Р-9А. 14 и 15 декабря 1964 года

началась постановка на боевое дежурство первых четырех ракетных полков с

наземными стартами (по два в г. Козельске и г. Плесецке), а 26 декабря -

первого ракетного полка с ШПУ в Козельске.

Двухступенчатая ракета Р-9А выполнена по схеме <тандем> с

последовательным делением ступеней. Конструктивной особенностью ракеты

можно считать малую длину второй ступени. Первая ступень состояла из

открытой решетчатой фермы, бака окислителя, приборного отсека, бака

горючего и хвостового отсека. Топливные баки выполнялись по несущей

конструкции.

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. Бак горючего был выполнен по несущей схеме, а бак окислителя - в

форме сферы.

На первой ступени стоял четырехкамерный маршевый ЖРД РД-111 с

качающимися камерами сгорания, развивавший тягу 141 т. На второй ступени

установили четырехкамерный ЖРД РД-461 конструкции С. Косберга. Он обладал

рекордным по тому времени удельным импульсом тяги среди кислородно-

керосиновых двигателей и развивал тягу в пустоте 31 т. Наддув баков в

полете и работа приводов турбонасосных агрегатов обеспечивалась с помощью

продуктов сгорания основных компонентов топлива, что позволило упростить

конструкцию двигателей и уменьшить их массу.

<Девятка> отличалась сравнительно коротким участком работы

двигательной установки первой ступени, вследствие чего разделение ступеней

происходило на высоте, где влияние скоростного напора на ракету еще

значительно. На ракете был реализован горячий способ разделения ступеней,

при котором двигатель второй ступени запускался в конце этапа работы

Страницы: 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13