Р-9А — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Р-9А

Ракета Р-9 у Центрального музея Вооруженных Сил
Общие сведения
Страна СССР СССР
Индекс 8К75
Классификация НАТО SS-8 Sasin
Назначение МБР
Разработчик ОКБ-1
Основные характеристики
Количество ступеней 2
Длина (с ГЧ) 24,19 м
Диаметр 2,68 м
Стартовая масса 80.4 т
Забрасываемый вес 1700 — 2200 кг
Вид топлива жидкое, керосин/жидкий кислород
Максимальная дальность 12 500 — 16 000 км
Точность, КВО 5 км (предельное отклонение)
Тип головной части моноблочная
Количество боевых блоков 1
Мощность заряда 1,65 / 2,3 / 5 Мт
Система управления инерциальная
Способ базирования шахтный
История запусков
Состояние снята с вооружения
Места запуска Байконур
Принята на вооружение 12 июля 1965 (21 июля)
Первый запуск 09.04.1961
Снята с вооружения 1976
Первая ступень
Маршевый двигатель 8Д716 (РД-111)
Тяга 141,24 / 162,73 т
Удельный импульс 227,4 / 311,4
Время работы 105 с
Вторая ступень
Маршевый двигатель 11Д55 (РД-461, РО-9)
Тяга 30,5 + 0,5 т
Удельный импульс 330
Время работы 159 с

Р-9А (Индекс ГРАУ — 8К75, по классификации МО США и НАТО — SS-8 Sasin) — советская двухступенчатая,

ru.wikipedia.org

Р-9А / 8К75 — SS-8 SASIN

ДАННЫЕ НА 2014 г. (стандартное пополнение)
Ракета Р-9А / 8К75 — SS-8 SASIN
Ракета Р-9Б / 8К76

Межконтинентальная баллистическая ракета (МБР). После разработки новых типов ядерных зарядов уменьшенной массы, а так же новых более эффективных типов ЖРД в апреле 1958 г. совет главных конструкторов обратился к Правительству СССР с предложением о создании МБР Р-9 на топливе кислород-керосин со стартовой массой около 100 т. Первоначально рассматривалось два проекта ракеты — Р-9А с использованием топлива кислород-керосин и Р-9Б с топливом керосин-азотная кислота. К окончательной разработке ОКБ-1 был принят вариант ракеты Р-9А — основными причинами были высокие энергетические возможности и низкая токсичность компонентов топлива.

Разработка ракеты начата ОКБ-1 (генеральный конструктор — С.П.Королев) по Постановлению Совмина СССР от 13 мая 1959 г. Планируемый срок сдачи ракеты на вооружение — 1961 г. При эскизном проектировании рассматривалось пять принципиальных схем ракеты, обеспечивающих требуемые характеристики при максимально возможной простоте, мобильности и минимально возможной массе конструкции. Эскизный проект ракеты был завершен в октябре 1959 г. К этому времени были выданы и согласованы задания всем смежным организациям, выпущен комплект рабочих чертежей, изготовлена технологическая оснастка и начато изготовление отдельных агрегатов ракеты. В эскизном проекте было также предусмотрено дальнейшее совершенствование характеристик ракеты Р-9.

Летно-конструкторские испытания ракеты начаты на полигоне Байконур пуском 9 апреля 1961 г. — аварийный, взрыв первой ступени. Первый успешный и второй вообще пуск состоялся 21 августа 1961 г. (25 июля 1961 г. по данным Андреева). На первом этапе испытания ракеты велись первым испытательным управлением полигона Байконур, позже испытания были перенесены на площадку №70 полигона.

Серийное производство ракеты велось в г.Куйбышев на авиазаводе №1 (позже — завод «Прогресс») начиная с 1963 г. (ист. — Гудилин). 14 и 15 декабря 1964 г. начата постановка на боевое дежурство первых четырех ракетных полков с ракетами Р-9А с наземным стартом (по два полка в Козельске и Плесецке). 26 декабря 1964 г. поставлен на боевое дежурство первый полк с ракетами в ШПУ (Козельск). 21 июля 1965 г. МБР Р-9А / 8К75 по результатам третьего этапа летно-конструкторских испытаний (источник) принята на вооружение. Всего за все время на вооружении состояло максимум 29 пусковых установок с МБР Р-9А. Последний комплекс с ракетой Р-9А снят с вооружения в 1976 г.


Установка ракеты Р-9А / 8К75 на стартовый стол. Стартовый комплекс «Десна-Н», Байконур, 1961-1963 г.г. (http://www.energia.ru).

Пусковые установки: старт ракеты — горячий, на маршевом двигателе первой ступени. Разработка наземного оборудования велась ГСКБ «Спецмаш», главный конструктор — В.П.Бармин.

— наземный пусковой комплекс «Десна-Н» — разработчик — ГСКБ «Спецмаш». Пуск осуществлялся с двухскатного стартового стола. Первый этап ЛКИ показал, что комплекс не соответствует требованиям к стартовому комплексу. Комплекс не рекомендован к принятию на вооружение. Пуски со стартового комплекса велись в ходе ЛКИ до 22.02.1963 г. (первый пуск с комплекса «Долина»).


Транспортировка ракеты Р-9А / 8К75 на стартовый стол. Стартовый комплекс «Десна-Н», Байконур, 1961-1963 г.г. (http://www.energia.ru).


Ракета Р-9А / 8К75 на стартовом столе, Байконур, 1961-1963 г.г. (http://www.energia.ru).


— наземный пусковой комплекс «Долина» — разработчик — головной — ОКБ-1. Разработка комплекса начата после отказа от стартового комплекса «Десна-Н», одновременно разработана новая переходная рама ракеты. Пуск осуществлялся со стартового стола (вариант 2) — использовался новый тип стартового стола — четырехскатный. В ЦКБ транспортного машиностроения было создано эффективное устройство, управляемое одним оператором, способное установить ракету на пусковой стол за 30 сек. Впервые в ОКБ-1 была создана и изготовлена на заводе «Красная Заря» автоматизированная система подготовки ракеты к старту, причем принятые в ней классические решения использовались в дальнейшем для ряда новых ракет-носителей. Первый пуск со стартового комплекса — 22.02.1963 г.

Процесс запуска: самоходная тележка с ракетой, выйдя из монтажно-испытательного корпуса и достигнув упоров на пусковом устройстве, соединялась с подъемно-установочным устройством, которое поднимало ее в вертикальное положение, автоматически стыковало все коммуникации и закрепляло ракету на пусковом столе. Затем следовала скоростная заправка компонентами ракетных топлив, подготовка системы управления и прицеливание. Для связи второй ступени с землей использовался желоб бортовых коммуникаций (ЖБК) — кабельную мачту одноразового применения, которая являлась частью ракеты.


— шахтный пусковой комплекс «Десна-В» — разработчик  — ГСКБ «спецмаш». На штатной стартовой позиции оборудовались две ШПУ, подземный командный пункт, пункт радиоуправления и технологическое оборудование для поддержания запаса жидкого кислорода. Т.к. радиотехническая система обеспечивала наведение одновременно только одной ракеты, то старты МБР могли осуществляться только последовательно. По предложению В.П.Мишина была создана система непрерывной подпитки ракет жидким кислородом, что обеспечивало высокую степень боеготовности ракет. Первый пуск из стартового комплекса «Десна-В» выполнен 27 сентября 1963 г.
Ракета Р-9А / 8К75:
Конструкция: двухступенчатая ракета с последовательным расположением ступеней. Разделение ступеней горячее — двигатель второй ступени включается до завершения работы двигателя первой ступени. Ступени соединяются ферменным переходным отсеком, верхняя часть первой ступени имеет усиленную теплоизоляцию. Габариты ракеты были выбраны исходя из возможности транспортировки ее в собранном виде в одном железнодорожном вагоне и использования сварочно-штамповочного оборудования ракеты Р-7 для производства блоков ракеты Р-9.

Принципиальной особенностью ракеты было включение в ее состав переходной рамы пускового стола. Благодаря этому резко уменьшился объем работ на старте, т.к. стыковка всех связей «Земля-борт» теперь производилась на технической позиции, после пристыковки к ракете переходной рамы, а на старте оставалось пристыковать существенно меньшее количество коммуникаций «Земля-переходная рама». Для связи второй ступени с землей использовался желоб бортовых коммуникаций (ЖБК) — кабельную мачту одноразового применения, которая являлась частью ракеты. Через ЖБК проходили коммуникации заправки блока Б компонентами ракетных топлив и газами, а также электрические цепи. Расстыковка коммуникаций ракеты и ЖБК и его отброс происходили непосредственно перед стартом ракеты. Конструкция ракеты предусматривала обслуживание на стартовой позиции в вертикальном положении без применения каких-либо специальных приспособлений и без открытия люков. Заправка обоих ступеней (блоков А и Б) производилась на пусковом столе. На блоке А трубопроводы и кабели для связи с наземным оборудованием были проложены снаружи по борту ракеты и через разъёмные колодки и штекеры выводились на срез обтекателей камер двигателя блока А. После отказа от стартового комплекса «Десна-Н» под общим руководством ОКБ-1 разработан нвоый стартовый комплекс и новая переходная рама.

Конструкция первой ступени (блок А): в головной части ферменный переходный отсек, далее — несущий бак окислителя, межбаковый приборный отсек, несущий бак горючего, хвостовой отсек с ЖРД ступени. Наддув баков ступени и привод ТНА двигателя осуществлялись продуктами сгорания основных компонентов топлива. Ступень была оснащена аэродинамическими стабилизаторами которые состояли из пилона и съемной части. В процессе эксплуатации прекратилось использование съемной части стабилизаторов.

Конструкция второй ступени (блок Б): вторая ступень состояла из цилиндрической и конической частей. Цилиндрическая часть представляла собой хвостовой отсек с размещенным там ЖРД ступени. Коническая часть включала в себя переходник, бак горючего (несущий, конической формы) и бак окислителя (подвесной, сферической формы) с межбаковой обечайкой. Из-за короткого участка работы ЖРД первой ступени (из-за высокой энергетики) разделение ступеней происходило в атмосфере и «по-горячему». Соответственно на первом этапе ЖРД второй ступени работал на 50% мощности и из-за малого удлиненния ступень была аэродинамически неустойчива, что вызвало необходимость размещения в хвостовой части ступени стабилизирующих аэродинамических щитков. Наддув баков ступени и привод ТНА двигателя осуществлялись продуктами сгорания основных компонентов топлива. Позже, на базе конструкции второй ступени была создана третья ступень — Блок И — ракет-носителей 11А57 («Восток») и 8К78 («Молния»).

Отделяемая головная часть крепилась к переходнику второй ступени двумя пироболтами. Отделение ГЧ осуществлялось пневмотолкателем после выключения ЖРД второй ступени за счет использования паров наддува бака горючего второй ступени.


Система управления и наведение: система управления инерциальная с каналом радиокоррекции. Главный конструктор — Н.А.Пилюгин. Применение ракеты возможно как с каналом радиокоррекции так и без него — точность при этом ухудшается. Стартовая позиция с ШПУ оборудовалась пунктом радиотехнического управления (радиокоррекции). Пункт коррекции одновременно мог управлять только одной ракетой, т.е. старты МБР могли осуществляться только последовательно. Подготовка и проведение пуска осуществлялось автоматически. Наибольшее время при подготовке пуска требовалось на раскрутку гироскопов системы управления ракеты.

Впервые проверочно-пусковое оборудование ракеты могло производить автоматический контроль большинства параметров системы управления. Так же в системе управления впервые был использован разработанный научной школой профессора Б.И.Назарова (Военная академия им. Дзержинского) принцип форсированного разгона гироскопов, что дало возможность существенно сократить время подготовки системы управления ракеты к пуску. Для обеспечения устойчивости полета ракеты в системе угловой стабилизации впервые применены датчики угловых скоростей (источник).

Особенностью ракеты был относительно короткий активный участок полета. Основная причина — высокоэнергетическое топливо.

Двигатели:
Двигательная установка ракеты разрабатывалась с учетом проведения скоростной заправки баков топливом (кислород — керосин), пребывания ракеты в заправленном состоянии в течение 24 часов, дистанционного управления операциями на старте, максимальной автоматизации подготовки к старту, запуска двигателя 1-й ступени как автоматически, по сигналу окончания заправки баков компонентами, так и вручную, в нужное время без вскрытия люков и без доступа обслуживающего персонала к агрегатам и приборам ракеты.

— 1 ступень — 4-камерный ЖРД РД-111 / 8Д716 разработки КБ В.П.Глушко. На конкурсной основе разработка ЖРД для ступени велась так же в КБ А.Исаева и Н.Д.Кузнецова (велась разработка ЖРД НК-9 для 1-й ступени ракеты Р-9М, но разработка была прекращена из-за отсутствия экспериментальной базы). Во время работы ЖРД управление полетом ракеты осуществлялось поворотом камер маршевого ЖРД с помощью оригинального центрального привода работающего на керосине отбиравшемся с турбонасосного агрегата (ТНА) ЖРД. Разработка двигателя НК-9 для ракеты  Р-9 начата в мае 1959 г. по техзаданию ОКБ-1. Двигатель НК-9 являлся однокамерным, выполненным по замкнутой схеме с дожиганием окислительного газогенераторного газа. Установка из 4-х двигателей НК-9 называлась 8Д717 и была использована на ракете ГР-1.
Тяга двигателя:
— у земли — 141,24 т
— в пустоте — 162,73 т
Удельный импульс:
— у земли — 227,4 ед
— в пустоте — 311,4 ед
Тип подачи топлива — ТНА
Окислитель — переохлажденный кислород (применение такого типа жидкого кислорода обеспечивало длительное хранение горючего в наземной емкости)
Горючее — керосин Т-1
Масса ЖРД — 1700 кг
Время работы ЖРД — 105 с

— 2 ступень — 4-камерный ЖРД РД-461 / РД-0106 (источник) / РО-9 / 8Д715 разработки КБ С.А.Косберга (ныне — КБХА, г.Воронеж) с рекордным удельным импульсом. При работе ЖРД управление полетом осуществлялось поворотными рулевыми камерами двигателя, рабочее тело — отработанный турбинный газ.
Тип ЖРД — четырехкамерный открытой схемы с рулевыми камерами
Тяга двигателя — 30,5 т (в пустоте)
Удельный импульс — в пустоте — 330 ед
Тяга управляющих сопел — 0.5 т
Тип подачи топлива — ТНА
Окислитель — переохлажденный кислород
Горючее — керосин Т-1
Масса ЖРД — 435 кг


ТТХ ракеты:
Длина — 24.19 м / 24.227 м (по разным данным — вероятно с БЧ разного типа)
Длина 1 ступени — 14,79 м
Длина 2 ступени — 9,4 м
Диаметр корпуса — 2.68 м

Масса стартовая — 80.4 т (Р-9А, на момент принятия на вооружение)
Масса сухая без БЧ — 9 т
Масса переходной рамы:
— первых экземпляров ракеты — 4.5 т
— доработанного варианта — 1.5 т

Дальность действия:
— минимальная прицельная — 3000-3500 км
— с тяжелой БЧ — 12500 км (Р-9А, на момент принятия на вооружение)
— с легкой БЧ — 16000 км («предельная дальность»)
— минимальная — 3000-3500 км (источник)
Отклонение от точки прицеливания:
— система управления автономная инерциальная + радиокоррекция:
                 — по дальности — до 8 км (для 90% пусков) и до 12 км (для остальных 10%) (ист. — Гудилин)
                 — по азимуту — до 5 км (для 90% пусков) и до 8 км (для остальных 10%) (ист. — Гудилин)
— система управления автономная инерциальная:
                 — по дальности — до 20 км (ист. — Гудилин)
                 — по азимуту — до 10 км (ист. — Гудилин)
Время активного участка полета — не менее 264 сек
Время предстартовой подготовки:
— комплекс «Десна-Н» — до 2 часов
— комплекс «Долина» — 20 мин
— нормативное — 21 мин
— фактическое — 5 мин
Время подготовки ракеты на технической позиции — 16 часов

Типы БЧ: моноблочная боевая часть, варианты:
— легкая БЧ — изначально созданная для ракеты Р-9А / 8К75
Тротиловый эквивалент — 1,65 Мт (ист. — Гудилин)
Масса БЧ — 1700 кг

— тяжелая БЧ — изначально создавалась для ракеты 8К77, но в процессе подготовки ракеты Р-9А / 8К75 к летным испытаниям было принято решение использовать эту БЧ на ракете (ист. — Гудилин). Именно с этой БЧ ракета Р-9А принята на вооружение в 1965 г. (источник).
Тротиловый эквивалент — 5 Мт
Масса БЧ — 2200 кг

Модификации:
— Р-9А / 8К75 — базовый вариант МБР Р-9А, ракета на топливе кислород-керосин.

— Р-9Б / 8К76 — проект ракеты Р-9 с использованием высококипящих компонентов топлива — керосин-азотная кислота. При создании ракеты предполагалась кооперация с КБ М.К.Янгеля и использование ЖРД конструкции А.М.Исаева. 
Двигатели — на первой ступени установка из 4 х ЖРД ОКБ А.М.Исаева тягой по 40 т

— Р-9М — проект усовершенствованного варианта ракеты Р-9А создание которого предусматривалось эскизным проектом ракеты Р-9А. Использование новых двигателей при сохранении массо-габаритных характеристик ракеты позволяло или увеличить дальность действия на 2700 км или уменьшить массу ракеты на 13 т (ист. — Гудилин).
Двигатели:
— 1 ступень — ЖРД НК-9 замкнутой схемы с улучшенными ТТХ разработки ОКБ Н.Д.Кузнецова
— 2 ступень — ДУ 4 х ЖРД на базе создаваемого в ОКБ-1 двигателя блока «Л» РН «Молния» (типа Р-7)

— 8К77 — проект варианта ракеты с использованием двигателей Р-9М в комбинации с экранно-вакуумной теплоизоляцией для обеспечения бОльших сроков боевого дежурства в заправленном состоянии. За счет применения более мощных двигателей предполагалось оснащение ракеты БЧ большей массы и мощности. Данная БЧ была позже использована на ракете 9К75. Из-за сложности реализации технического решения экранно-ваккумной изоляции проект не был осуществлен (ист. — Гудилин).

— 8К75ПД («предельная дальность») — максимально облегченный вариант МБР Р-9 с легкой БЧ для демонстрационного испытания на максимально большую дальность (ист. — Андреев…).

Статус — СССР
— 1964 г. 14 и 15 декабря — начата постановка на боевое дежурство первых четырех ракетных полков с ракетами Р-9А с наземным стартом — по два полка в Козельске и Плесецке.

— 1964 г. 26 декабря — поставлен на боевое дежурство первый полк с ракетами в ШПУ в Козельске.

— 1965 г. 21 июля — МБР Р-9А / 8К75 принята на вооружение. Всего за все время на вооружении состояло 26 пусковых установок с МБР Р-9А.

Развертывание МБР Р-9А в составе РВСН:

Год МБР на боевом
дежурстве
Плесецк Байконур Козельск Тюмень Омск Примечание
1962            
1963 2            
1964
11            
1965
26   с 1965 г. на боевое дежурство встала 51-я ОИИЧ с 3 ШПУ
       
1966
29   3 ШПУ 51-я ОИИЧ        
1967
29   3 ШПУ 51-я ОИИЧ        
1968
26   3 ШПУ 51-я ОИИЧ        
1969
26   3 ШПУ 51-я ОИИЧ        
1970
26   3 ШПУ 51-я ОИИЧ        
1971
21   51-я ОИИЧ снята с дежурства        
1972
21            
1973
21            
1974
21            
1975
19            
1976
           

Пуски ракеты Р-9А / 8К75:

№ пуска Дата пуска Полигон Ракета Описание
01 09.04.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5
Е10308
Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (1) пуск. Взрыв первой ступени (по одним данным). На 153 секунде полёта резкий спад режима работы ЖРД блока «Б», на 258,53 секунде ДУ была выключена по сигналу реле давления ОКТ, на 263,64 секунде — отделение ГЧ. Вторая ступень и ГЧ упали в 3745 километрах от стартовой позиции (источник).
02 21.04.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10309 Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет 300 м, отклонение вправо 640 м (источник).
03 25.04.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-02Т Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (2) пуск. Прогар огневой стенки 2-й камеры сгорания, на 1,65 секунде — потеря устойчивости, на 3,85 секунде произошёл резкий спад режима работы ДУ. МБР упала рядом со стартовой позицией, повредив подземные сооружения старта и находящиеся в них оборудование и коммуникации (источник).
04 29.05.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10310 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (3) пуск. Из-за ненормальной работы ЖРД второй ступени в конце АУТ недолёт составил 35,17 км, отклонение влево — 13,15 км (источник).
05 02.06.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-01Т Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (4) пуск. На 29,8 секунде полёта отказ ДУ 1-й ступени. Ракета упала в 6,3 км от старта (источник).
06
25.07.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10312 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Успешный пуск.
07
30.07.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-25 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Успешный пуск.
08
03.08.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10313 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (5) пуск. При запуске двигателя первой ступени из-за высокочастотных пульсаций произошел взрыв на 0.3 сек полета. Старт разрушен.
09
10.09.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10311 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (6) пуск, отказ системы питания на 26.3 сек полета, падение ракеты в 4 км от старта.
10
19.09.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10314 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет (7) 930 км из-за преждевременного отключения двигателя второй ступени из-за выкручивания регулировочного болта ПРМ (источник).
11
26.09.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10315 Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет 1040 м, отклонение вправо 840 м.
12
06.10.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-21 Успешный пуск по точке прицеливания «Акватория» (Тихий океан) на максимальную дальность.
13
08.10.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-22 Пуск по точке прицеливания «Акватория» (Тихий океан) на максимальную дальность. Аварийный пуск (8) — разрушение двигателя первой ступени.
14
12.10.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-23 Успешный пуск по точке прицеливания «Акватория» (Тихий океан) на максимальную дальность.
15
26.10.1961 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-24 Пуск по точке прицеливания «Акватория» (Тихий океан) на максимальную дальность. Аварийный пуск (9) — разрушение двигателя первой ступени.
16 21.03.1962 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10317 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (10) пуск. Преждевременное израсходование запаса горючего и выключение ДУ 2-й ступени на 230,5 секунде, из-за повышенного расхода горючего. Изделие упало северо-восточнее Татарска Новосибирской области (источник).
17 22.03.1962 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е10316 Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет 800 м, отклонение влево 50 м.
18 18.04.1962 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-20 Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет — 140 м, отклонение влево 350 м.
19 20.04.1962 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Е15001-19 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (11) пуск. На 23,6 секунде полёта отказ ЖРД 8Д716 из-за разрушения топливной магистрали. Ракета упала в 10 км от старта  (источник).
20 23.04.1962 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 ?? Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет — 610 м, отклонение вправо — 820 м (источник).
21 09.06.1962 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Т10329
производство завода №88
Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет — 140 м, отклонение вправо — 920 м (источник).
22 14.06.1962 Байконур, площадка №51, в/ч 25741, ПУ №5 Т10328
производство завода №88
Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет — 100 м, отклонение влево — 490 м (источник).
23 19.06.1962 Байконур, площадка №75, комплекс «Десна-Н», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №13 Е15001-27
производство завода «Прогресс»
Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет  — 3420 м, отклонение вправо — 900 м (источник).
24 21.06.1962 Байконур, площадка №75, комплекс «Десна-Н», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №13 Е15001-27
производство завода «Прогресс»
Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет — 2700 м, отклонение вправо — 3500 м (источник).
25 21.07.1962 Байконур, площадка №75, комплекс «Десна-Н», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №13 Т10330 Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет — 3190 м, отклонение вправо — 80 м (источник).
26 24.07.1962 Байконур, площадка №75, комплекс «Десна-Н», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №13 Т10331 Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 3 (1,5-часовая). Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет — 1570 м, отклонение вправо — 80 м (источник).
27 29.07.1962 Байконур, площадка №75, комплекс «Десна-Н», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №13 Т10332 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (12) пуск. Падение блоков «А» и «Б» в 575 и 625 км от старта, соответственно, из-за отключения батареи электропитания на 97,5 секунде (источник).
28 22.10.1962 Байконур, площадка №75, комплекс «Десна-Н», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №13 Т15001-01
производство завода «Прогресс»
Задачи: исследование надёжности СУ, надёжности радиоуправления и оценка точности измерения параметров движения. Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (13) пуск. На 2,3 секунде полёта разрушение 1-й камеры ЖРД 8Д716, ракета упала в 20 км от старта (источник).
29 28.10.1962 Байконур, площадка №51, ПУ №5 Т15001-05 Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (14) пуск. Пуск в рамках операции «К» («К4») для определения воздействия высотного ядерного взрыва на радиосвязь и аппаратуру. Разрушение 2-й камеры ЖРД 8Д716, ракета поднялась на 20 м, упала рядом со стартом, выведя его из строя.
30 11.02.1963 Байконур, площадка №75, комплекс «Десна-Н», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №12 Т15001-33
производство завода «Прогресс»
Задачи: Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 1 (15-тиминутная). Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет — 50 м, отклонение вправо — 780 м (источник).
31 14.02.1963 Байконур, площадка №75, комплекс «Десна-Н», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №12 Т15001-10
производство завода «Прогресс», первая серийная партия 1962 г. выпуска
Задачи: Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 1 (15-тиминутная). Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (15) пуск. Ракета поднялась на 190 м, упала на стартовый стол и сгорела. Вероятная причина: срабатывание пироклапана из-за замыкания контактов в штекерах Ш131, Ш331 из-за попадания постороннего металлического предмета (источник).
32 22.02.1963 Байконур, площадка №75, комплекс «Долина», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №14 Т15002-04
производство завода «Прогресс», вторая серийная партия 1962 г. выпуска
Задачи: Отработка технологического графика подготовки и пуска из готовности № 1 (15-тиминутная). Первый пуск со стартового комплекса «Долина». Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет — 160 м, отклонение влево — 580 м (источник).
33
11.03.1963
Байконур, площадка №75, комплекс «Долина», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №14 Е15001-34
производство завода «Прогресс»
Пуск из готовности № 1 (15-минутная). Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (16) пуск. Негерметичность в магистрали горючего двигателя 8Д715  2-й ступени на 107,25 секунде полёта, что привело к снижению давления в камере сгорания на 50 %. 2-я ступень и головная часть упали в 781 км от стартовой позиции (источник).
34
14.03.1963
Байконур, площадка №75, комплекс «Долина», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №14 Е15002-35
производство завода «Прогресс»
Пуск из готовности № 1 (15-минутная). Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет — 120 м, отклонение вправо — 460 м (источник).
35 20.05.1963 Байконур, площадка №75, комплекс «Долина», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №14 Т10344 Пуск из готовности № 3. Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет — 940 м, отклонение влево — 410 м (источник).
36 13.06.1963 Байконур, площадка №75, ОИИЧ-51 (в/ч 44083) Т15001-05
производство завода «Прогресс», первая серийная партия 1963 г. выпуска
Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (17) пуск. Разрушение ракеты из-за превышения расчётных нагрузок, в результате отказа автомата стабилизации на 48-й секунде полёта. Ракета упала в 12 км от стартовой позиции (источник).
37 24.07.1963 Байконур, площадка №75, ОИИЧ-51 (в/ч 44083) Т15001-06
производство завода «Прогресс», первая серийная партия 1963 г. выпуска
Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (18) пуск. Потеря устойчивости по каналу рыскания из-за отказа автомата стабилизации на 52-й секунде полёта, в результате — выдача команды на автоподрыв ГЧ. Ракета упала в 65 км от стартовой позиции (источник).
38 12.09.1963 Байконур, площадка №75, комплекс «Долина», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №14 Т15002-03 Пуск из готовности № 1 по 12-тиминутному графику.
Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Недолет — 20 м, отклонение влево — 1310 м (источник).
39 17.09.1963 Байконур, площадка №75, комплекс «Долина», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ПУ №14 Т15002-07 Пуск из готовности № 1 по 12-тиминутному графику.
Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет — 740 м, отклонение вправо — 80 м (источник).
40
27.09.1963 Байконур, площадка №70, комплекс с ШПУ «Десна-В», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ШПУ №11
?
Первый пуск шахтного стартового комплекса «Десна-В». Пуск из готовности № 1 по 20-тиминутному графику. Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка). Перелет — 630 м, отклонение вправо — 190 м (источник).
41
18.10.1963
Байконур, площадка №70, комплекс с ШПУ «Десна-В», ОИИЧ-51 (в/ч 44083), ШПУ №11 ?
Пуск из готовности № 1 по 20-тиминутному графику. Пуск по полигону Кура (Камчатка). Аварийный (19) пуск. Выход ДУ на пониженный режим, из-за негерметичности магистрали высокого давления горючего. Поломка коромысла клапана слива. Потеря ракетой устойчивости по каналам вращения и рыскания на 21-й секунде полёта. Ракета упала в 740 км от стартовой позиции (источник).
         
  24.10.1963 Байконур, площадка №70, комплекс с ШПУ «Десна-В», ОИИЧ-51 (в/ч 44083)
? При подготовке к пуску ракеты при заправке ракеты окислителем кто-то из персонала поднял давление в канале заправки до 132% от предельно допустимого. Во время спуска в лифте на 8-й уровень ШПУ из-за искры произошел взрыв кислородонасыщенной атмосферы. Уничтожено ШПУ, 8 человек погибли. С тех пор 24 октября на полигоне Байконур считается «черным днем» — в этот же день во время взрыва МБР Р-16 погиб маршал Неделин (источник).
         

2 февраля 1964 г. Байконур, площадка №70, комплекс с ШПУ «Десна-В», ОИИЧ-51 (в/ч 44083)
Завершающий пуск программы ЛКИ. Всего произведено около 50 пусков ракеты.

Источники:
Андреев С.В. Баллистические ракеты. Самара, ООО «Книга», 2011 г.
Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Ракетно-космические системы. М., 1996 г.
Р-9А.2013 г. (источник).
Ракета Р-9. 2010 г. (источник).

militaryrussia.ru

Р-9А (8К75) — межконтинентальная баллистическая ракета

Межконтинентальная ракета Р-9 стала последней из принятых на вооружение боевых ракет, использующих криогенное топливо. Предложения главных конструкторов о разработке новой МБР Р-9 на топливе кислород-керосин с начальной массой около 100 тонн (т.е. почти в три раза меньше чем у Р-7) были направлены в правительство в апреле 1958 г. Постановление Совета Министров о разработке ракеты Р-9 было принято 13 мая 1959 г. Головным разработчиком было определено ОКБ-1 С.П. Королева.

Видео шахтного комплекса ракеты Р-9А

Конструктивно Р-9 представляла собой двухступенчатую МБР с поперечным делением ступеней. Топливные баки первой ступени имели обычную цилиндрическую форму и изготовлялись из панелей алюминий-магниевого сплава, обработанных методом химического фрезерования. Вторая ступень имела цилиндрическо-коническую форму со сферическим баком окислителя и несущим коническим баком горючего. На ракете использовалось «горячее» разделение ступеней, поэтому первая и вторая ступень соединены ферменным переходником.

Первая ступень была оборудована 4-камерным ЖРД открытой схемы, разработанным в ОКБ-456. На второй ступени был установлен 4-камерный двигатель разработки ОКБ-154, также выполненный по открытой схеме. Управление полетом на участке работы первой ступени впервые осуществлялось с помощью качающихся камер сгорания маршевого двигателя. Управление полетом второй ступени обеспечивалось управляющими соплами, работающими на отработанном выхлопном газе турбонасосного агрегата.
Кроме этого, для обеспечения аэродинамической устойчивости второй ступени в первые секунды ее самостоятельного полета на ее хвостовом отсеке размещались 4 аэродинамических щитка, открывавшихся в момент разделения ступеней. Необходимость применения стабилизаторов была обусловлена малой длительностью активного участка первой ступени. По этой причине отделение первой ступени происходило на высоте, где влияние аэродинамических сил еще было существенным. Сам хвостовой отсек второй ступени также отделялся через несколько секунд после отделения первой ступени. На ракете Р-9А впервые был реализован наддув топливных баков продуктами сгорания основных компонентов топлива, что устранило необходимость установки специальных баллонов с газом наддува.

Первоначально ракета Р-9А имела комбинированную систему управления с радиотехническим каналом. Инерциальная система обеспечивала полет на всем активном участке, а система радиокоррекции предназначалась для управления полетом в течение последних десятков секунд активного участка. Впоследствии, однако, от использования радиотехнического канала отказались. Система управления ракеты впервые позволяла осуществлять дистанционный контроль параметров ракеты. Для повышения боеготовности в ней также впервые применялись приборы с форсированным разгоном гироскопов.
Ракета могла оснащаться головными частями двух типов, легкой и тяжелой, для стрельбы на разные интервалы дальностей. Обе головные части имели коническую форму с полусферическим затуплением и соединялись с ракетой коническими переходниками, причем переходник для тяжелой ГЧ, имевшей большие габариты, имел обратную конусность и большую длину.

Первоначально ракета разрабатывалась в варианте с открытым наземным стартом, но в 1960 г. была начата разработка стартового комплекса с шахтными пусковыми установками. Всего было разработано три варианта стартовых комплексов — наземные «Десна-Н» и «Долина» и шахтный «Десна-В».
В состав комплекса «Десна-Н» входили две пусковые установки, заглубленный командный пункт, хранилища ракет и компонентов топлива и пристартовый пункт радиоуправления. Комплекс «Долина» был аналогичен по составу, но оснащался автоматизированной системой подготовки старта, позволявшей осуществить запуск в течение 20 минут. За это время производились вывоз ракеты из хранилища, ее установка на наземное стартовое сооружение, заправка, подготовка системы управления и прицеливание. Минимальный интервал между пусками ракет с соседних пусковых установок составлял 9 минут, а между повторными пусками с одной ПУ—2.5 часа.
Шахтный комплекс «Десна-В» состоял из трех шахтных ПУ, расположенных в одну линию неподалеку друг от друга, подземного командного пункта, подземных хранилищ компонентов топлива и сжатых газов и пункта радиоуправления. Шахтные пусковые установки комплекса имели глубину 36 м, внутренний диаметр 7.8 м при внутреннем диаметре стакана газоходов 5.5 м. В комплексе «Десна-В» впервые была решена задача старта кислородных ракет непосредственно из шахты.

Особенностью комплекса Р-9А было применение кислорода, переохлажденного до температуры -186°С. Для хранения запаса кислорода на стартовой позиции был создан специальный комплекс средств, обеспечивающий малые потери кислорода на испарение (2-3% в год) и его ускоренную заправку в баки ракеты при получении команды на пуск. Время заправки ракеты компонентами укладывалось в общее время подготовки ракеты к пуску из готовности № 1, которое определялось временем подготовки приборов системы управления и, прежде всего, временем раскрутки гироскопов. Ракета могла находиться в готовности № 1 до 1 года, а в заправленном состоянии —до 24 часов. Летные испытания ракеты проводились на 5-м НИИП (Байконур). Они начались 9 апреля 1961 г., сначала на приспособленном стартовом комплексе, затем продолжились на экспериментальном боевом комплексе «Десна-Н» (наземный) до 14 февраля 1963 г. и завершились на боевых комплексах «Долина» (наземный) и «Десна-В» (шахтный) 2 февраля 1964 г. Отработка была связана с большими трудностями, в основном связанными с двигателями. Из 32 первых пусков 15 окончились авариями. Всего в рамках АКИ было произведено 54 пуска ракет 8К75.

21 июля 1965 г. ракета с наземными и шахтными комплексами «Долина» и «Десна-В» была принята на вооружение. Комплекс «Десна-Н» был отвергнут, т.к. на нем технологический цикл подготовки к пуску занимал не менее 2 часов.
Первые ракетные полки, оснащенные ракетами Р-9А, были поставлены на боевое дежурство в декабре 1964 г. (4 полка с ракетами наземного базирования и один полк с ракетами шахтного базирования) Развертывание комплекса имело весьма ограниченные масштабы. По западным данным, всего было развернуто 23 пусковых установки ракет Р-9А (в 1963-1964 гг.). Ракеты Р-9А были сняты с вооружения в 1976 г.

Фото стартовой позиции ракеты Р-9А на Байконуре

Тактико-технические характеристики ракеты Р-9А

Начало разработки 13 мая 1959 г.
Организация-разработчик
ОКБ-1
Изготовитель завод № 88 (г. Калининград),
с 1963 г.-завод «Прогресс» (г. Куйбышев)
Летные испытания
9 апреля 1961 г.-февраль 1964 г. («Десна-Н”),
с 22 февраля 1963 г. («Долина»),
с 27 сентября 1963 г. («Десна-В»)
Постановка на дежурство 14 декабря 1964 г. (наземная ПУ),
26 декабря 1964 г. (шахтная ПУ)
Принята на вооружение 21 июля 1965 г
Количество ступеней 2
Топливо жидкое с криогенным компонентом
Тип пусковой установки наземная ПУ «Десна-Н»,
автоматизированная наземная ПУ “Долина»,
шахтная ПУ «Десна-В» с газодинамическим стартом
Количество и мощность боевых блоков легкая и тяжелая ГЧ; 1 х 5 Мт
Масса головной части/ забрасываемый вес 1650-2095 кг
Максимальная дальность 12500 км
Система управления автономная инерциальная,
автономная инерциальная с радиокоррекцией
Точность ПО 20 км по дальности и 10 км по боковому
отклонению (автономная СУ), ПО 8 км по
дальности и 5 км по боковому отклонению
(с радиокоррекцией)
Длина 24.3 м
Максимальный диаметр 2.68 м
Стартовая масса 80.4 т
Масса топлива 71.1 т
Окислитель жидкий кислород
Горючее керосин Т-1
Тяга ДУ (ур. моря/вакуум) 1600 /1627 кН (первая ступень)
1600 /1627 кН (первая ступень) — / 3107 м/с (первая ступень),
— / 3300 м/с (вторая ступень)
Время подготовки к пуску 8-10 мин («Десна-В»), 20 мин («Долина»)

Двигатель первой ступени ракеты Р-9А

Двигатель второй ступени ракеты Р-9А

Сборочный цех ракет Р-9А


Добавить комментарий

oruzhie.info

безнадежно опоздавшее совершенство (часть 2) » Военное обозрение

Через какие тернии пришлось пройти создателям последней кислородной межконтинентальной ракеты Советского Союза
Ракета Р-9 на постаменте у Центрального музея Вооруженных сил в Москве. Фото с сайта http://kollektsiya.ru

Насколько прорывной оказалась технология применения центрального привода в системе управления движением ракеты, настолько же отсталыми выглядели на этом фоне аппаратные интриги и проблемы взаимоотношений между главными конструкторами, которые едва не привели к провалу проекта Р-9. Причиной тому стали прежде всего принципиальные разногласия и заметные личные противоречия между Сергеем Королевым и Валентином Глушко, отвечавшим за двигатели первой ступени «девятки». Причем проявляться они начали задолго до того, как проект Р-9 вышел на стадию эскизного.


Сопла двигателя первой ступени ракеты Р-9А, разработанного в ОКБ-456 академика Валентина Глушко. Фото с сайта http://cosmopark.ru

«Он не может и не знает»

Причиной тому стал все тот же жидкий кислород: Валентин Глушко, сумевший построить кислородные двигатели для ракеты Р-7, категорически возражал против повторения этой работы для Р-9. По одной из версий, причина такого отношения крылась в давлении, которое Сергей Королев оказал на руководство СССР и Минобороны, добиваясь включения глушковского КБ в кооперацию смежников по «девятке», тогда как сам Глушко стремился кооперироваться с КБ Михаила Янгеля и работать над двигателем на высококипящих компонентах. По другой версии, причиной всему стали неудачи, преследовавшие Глушко в период работы над двигателем для Р-9. Вспоминает академик Борис Черток:

«В августе 1960 года в Загорске начались огневые испытания ракеты Р-16. Двигатели Глушко на несимметричном диметилгидразине и азотном тетраксиде работали устойчиво. В то же время новые кислородные двигатели на стендах в ОКБ-456 для Р-9 начинала трясти и разрушать «высокая частота».

Неприятности, сопровождавшие начальный период отработки кислородных двигателей для Р-9, сторонники Глушко объясняли принципиальной невозможностью на данном этапе создания мощного кислородного двигателя с устойчивым режимом. Даже не желавший открыто включаться в споры Исаев в приватной беседе со мной сказал примерно следующее: «Дело не в том, что Глушко не хочет. Он просто не может и не знает пока, как сделать устойчивым процесс на кислороде в камерах таких больших размеров. И я не знаю. И, по-моему, никто пока не понимает истинных причин появления высокой частоты».

По поводу выбора компонентов топлива Королев и Глушко никак не могли прийти к согласию. Когда была получена информация о том, что в «Титане-1» американцы используют жидкий кислород, Королев и на Совете главных, и в переговорах по «кремлевке» говорил, что это подтверждает правильность нашей линии при создании Р-9. Он считал, что мы не ошиблись, выбрав Р-9А на кислороде, а не Р-9Б на высококипящих компонентах, на чем настаивал Глушко.

Однако в конце 1961 года появилась информация, что та же фирма «Мартин» создала ракету «Титан-2», предназначенную для поражения важнейших стратегических объектов. Автономная система управления «Титана-2» обеспечивала точность стрельбы 1,5 км при дальности 16 000 км! В зависимости от дальности головная часть комплектовалась зарядом мощностью от 10 до 15 мегатонн.


Схема заправки ракеты Р-9 компонентами жидкого топлива в шахтной пусковой установке типа «Десна В». Фото с сайта http://nevskii-bastion.ru

Ракеты «Титан-2» размещались в одиночных шахтных пусковых установках в заправленном состоянии и могли стартовать через минуту после получения команды. Американцы отказались от кислорода и использовали высококипящие компоненты. Одновременно поступили данные о снятии «Титана-1» с вооружения в связи с невозможностью сокращения времени готовности из-за использования жидкого кислорода. Теперь уже злорадствовал Глушко.

Отношения между Королевьм и Глушко никогда не были дружескими. Конфликт по выбору двигателей для Р-9, начавшийся в 1958 году, в последующем привел к обострению и личных, и служебных отношений, от чего страдали как они оба, так и общее дело».

В итоге КБ Валентина Глушко все-таки довело до серии двигатели для первой ступени Р-9 на жидком кислороде, хотя этот процесс занял больше времени и потребовал больше сил, чем ожидалось. Причем винить в этом одних только двигателистов будет совершенно несправедливо. Достаточно сказать, что к тому моменту, когда пришло время провести испытания двигателя 8Д716, он же Р-111, выяснилось, что в техзадании на его разработку почему-то не было указано, что работать ему предстоит на переохлажденном кислороде — и двигатель готовили к работе с обычным жидким кислородом, температура которого была как минимум на десяток градусов выше. В итоге на этой почве разразился еще один аппаратный скандал, не улучшивший и без того накаленную атмосферу, в которой создавалась ракета.

Примечательно, что время в итоге подтвердило правоту Сергея Королева — но уже после его смерти. После того, как Валентин Глушко в 1974 году возглавил ЦКБЭМ, в которое трансформировалось ОКБ-1, на созданной в стенах этого бюро сверхтяжелой ракете «Энергия» применялись только двигатели на жидком кислороде. Впрочем, это все-таки была космическая, а не межконтинентальная ракета…


Установка ракеты Р-9 на стартовый стол наземной площадки на полигоне Тюра-Там. Фото с сайта http://www.energia.ru

Волшебный берет для первого запуска

Самое интересное, что несмотря на все эти аппаратные противоречия и технические трудности, ракета Р-9 была готова к первым летным испытаниям в назначенный срок. Первый старт «девятки» назначили на 9 апреля 1961 года с полигона Байконур, а целью стал камчатский полигон Кура, на который уже не первый год нацеливали все вновь создаваемые и уже стоящие на вооружении ракеты при испытательных и контрольных пусках. Из воспоминаний Бориса Чертока:

«В марте 1961 года для примерки Р-9 впервые установили на стартовый стол и мы получили возможность любоваться ею. Строгие и совершенные формы еще загадочной «девятки» резко отличались от «семерки», познавшей все тяготы полигонной жизни, опутанной многоэтажными стальными фермами обслуживания, заправочными и кабельными мачтами. Р-9 действительно сильно выигрывала по сравнению со своей старшей сестрой по стартовой массе. При дальности, равной или даже большей, чем у Р-7А, в ее головной части умещался заряд мощностью 1,65 мегатонн. Напомню, что «семерка» несла 3,5 мегатонны. Но такая ли уж большая разница — городу превратиться в пепел от попадания 80 или 175 бомб Хиросимы?

Красота и строгость форм «девятки» дались не даром. Борьба с лишними килограммами сухой массы велась непримиримо. Мы боролись за километры дальности жесткой весовой политикой и совершенствованием параметров всех систем. Глушко, несмотря на страх перед самовозбуждением колебаний «высокой частоты», увеличил давление в камерах по сравнению с «семеркой» и спроектировал двигатель РД-111 для «девятки» очень компактным».

Увы, первый запуск оказался неудачным: ракета ушла со стартового стола как положено, но затем на 153 секунде полета произошел резкий спад режима работы двигателя блока «Б», а еще через полторы минуты двигатель отключился. Как выяснилось в тот же день, причиной неудачи был один-единственный клапан, отвечавший за поступление газа в общий турбонасосный агрегат, распределявший его между четырьмя камерами сгорания. Эта неисправность привела к срабатыванию реле давления, определяющего окончание компонентов топлива, и двигатель, образно говоря, лишили питания.

Но это могла быть не единственная неисправность, которая способна была вызвать неудачный пуск. Еще одну удалось устранить одному из главных специалистов по Р-9, присутствовавшему на пуске, и весьма нетривиальным способом. Рассказывает Борис Черток:

«Подготовка к первому пуску ракеты проходила с большой задержкой. В наземной автоматике управления заправкой обнаружили ошибки, которые мешали набору готовности. С пятичасовой задержкой наконец вышли на пятнадцатиминутную готовность. Воскресенский (Леонид Воскресенский, испытатель-ракетчик, один из ближайших сподвижников Сергея Королева. — Прим. авт.), стоявший у перископа, вдруг объявил:

— Дать всем службам пятнадцатиминутную задержку. Повернувшись к нам, он сказал, что есть заметная течь кислорода из фланцевого соединения у стартового стола.

-Я выйду осмотрю. Осташев (Аркадий Осташев, ведущий испытатель ракет и ракетно-космических комплексов ОКБ-1. — Прим. авт.) со мной, остальным из бункера не выходить!


Р-9 на стартовом столе наземной площадки на полигоне Тюра-Там (Байконур). Фото с сайта http://www.energia.ru

Я и Мишин наблюдали через перископ. Двое, не торопясь, шли к окутанному белыми парами стартовому столу. Воскресенский, как всегда, в своем традиционном берете.

— Леня и тут своей походочкой бравирует, — не выдержал Мишин.

Воскресенский в чрезвычайных ситуациях не спешил, шагал выпрямившись, не глядя под ноги, своеобразной, только ему свойственной походкой. Не спешил он потому, что в поединке с еще одним неожиданным дефектом сосредотачивался и обдумывал предстоящее решение.
Осмотрев парящее соединение, Воскресенский и Осташев, не спеша, скрылись за ближайшей стенкой стартового сооружения. Минуты через две Воскресенский снова появился в поле зрения, но уже без берета. Теперь он шагал решительно и быстро. На вытянутой руке он нес что-то и, подойдя к столу, приложил это «что-то» к парящему фланцу. Осташев тоже подошел, и, судя по жестикуляции, оба были довольны принятым решением. Постояв у стола, они повернулись и пошли к бункеру. Когда шагающие фигуры отошли от ракеты, стало ясно, что течь прекратилась: клубящихся белых паров больше не было. Вернувшись в бункер без берета, Воскресенский занял свое место у перископа и, ничего не объясняя, повторно объявил пятнадцатиминутную готовность.

В 12 часов 15 минут ракета окуталась пламенем, разбрасывающим стартовый мусор, и, взревев, резко ушла навстречу солнцу. Первая ступень отработала положенные ей 100 секунд. Телеметристы по громкой связи доложили: «Прошло разделение, сброшен переходной отсек».
На 155-й секунде последовал доклад: «Сбои, сбои!.. В сбоях видна потеря стабилизации!»

Для первого пуска и это было неплохо. Проверены первая ступень, ее двигатель, система управления, центральный привод, запуск двигателя второй ступени, горячее разделение, сброс хвостового отсека второй ступени. Дальше пришел обычный доклад, что пленки срочно увозят в МИК на проявку.

— Пойду поищу берет, — как-то неопределенно сказал Воскресенский, направляясь к «нулевой» отметке.

Кто-то из солдат, присоединившихся к поиску, нашел берет метрах в двадцати от стартового стола, но Воскресенский не стал его надевать, а нес в руке, даже не пытаясь засунуть в карман. На мой немой вопрос он ответил:

— Надо бы простирнуть.

От Осташева мы узнали подробности импровизированного ремонта кислородной магистрали. Укрывшись за ближайшей стенкой от паров кислорода, Воскресенский снял свой берет, бросил его на землю и … помочился. Осташев присоединился и тоже добавил влаги. Затем Воскресенский быстро отнес мокрый берет к подтекающему фланцу и с виртуозностью опытного хирурга точно приложил его к месту течи. За несколько секунд прочная ледяная корка-заплата «заштопала» кислородную подпитку ракеты».


Схема наземной стартовой площадки типа «Долина». Фото с сайта http://nevskii-bastion.ru

С земли и из-под земли

Из 41 пуска Р-9, входивших в первый этап летно-конструкторских испытаний ракеты, аварийными оказались 19 — то есть чуть меньше половины. Для новой техники, да еще такой сложной, как межконтинентальная баллистическая ракета, это был очень хороший показатель. Кстати, уже второй испытательный пуск, который провели 24 апреля 1961 года, вскоре после всемирно знаменитого старта Юрия Гагарина, оказался успешным. Ракета стартовала строго по графику, все двигатели отработали как надо, ступени разделились вовремя, и головная часть благополучно долетела до Камчатки, где и упала на полигоне Кура. При этом недолет до цели составил всего 300 метров, а отклонение — чуть больше 600.

Но доработать и заставить летать саму «девятку» — этого было мало. Нужно было еще и обеспечить ее стартовыми позициями. А вот с этим возникли определенные трудности. Первый вариант наземного пуска, называвшийся «Десна-Н», по итогам испытаний признали не соответствующим тактико-техническим требования заказчика и не рекомендовали к принятию на вооружение. В частности, слишком тяжелой и неудобной в эксплуатации оказалась переходная рама, которая создавалась как средство ускорения предстартовой подготовки и входила в состав самой ракеты. Именно к этой раме еще на технической позиции пристыковывались все переходные связи «земля-борт», а на стартовом столе оставалось подключить лишь переходники от рамы к оборудованию стола. Увы, даже с использованием такого новшества технологический цикл подготовки ракеты составлял два часа — а речь-то шла уже о минутах!


Общий вид шахтной пусковой установки для ракет Р-9 типа «Десна-В». Фото с сайта http://www.energia.ru

Гораздо более удачным вышла шахтная стартовая позиция для Р-9, носившая кодовое название «Десна-В». Первый запуск ракеты из такой шахты состоялся 27 сентября 1963 года, и оказался вполне успешным. И старт, и весь полет ракеты прошли в полном соответствии с программой, а боеголовка попала в цель на Куре с перелетом 630 метров и отклонением 190 метров. Кстати, именно в шахтном варианте старта была реализована еще одна новаторская идея Василия Мишина, предложившего создать ракету на переохлажденном кислороде — непрерывная подпитка стоящей на боевом дежурстве Р-9 этим компонентом. В итоге потери жидкого кислорода удалось свести до 2-3% в год — невероятный показатель для такого вида ракет! А главное, удалось за счет этого представить к принятию на вооружение систему, которая обеспечивала пребывание ракеты в состоянии готовности номер один (то есть не заправленную всеми компонентами топлива) в течении одного года при условии, что на ней — без снятия со старта! — периодически проводились положенные регламентные работы. Если же поступала команда на пуск, то по нормативам на полную технологическую подготовку уходило 20 минут, при чем основная часть времени тратилась на раскрутку гироскопов системы наведения.

Впрочем, и с наземным стартом тоже удалось решить проблему, создав вполне удачную пусковую установку «Долина». Тут применили совершенно небывалое для тех лет, но ставшее в дальнейшем классическим решение по максимальной автоматизации процесса подготовки и установки ракеты на стартовый стол, которое теперь занимало всего полминуты. Соответствующая автоматизированная система была разработана в самом ОКБ-1 и изготовлена на заводе «Красная заря». Процесс запуска на площадке «Долина» выглядел так: самоходная тележка с ракетой выходила из монтажно-испытательного корпуса и шла до пускового устройства. Дойдя до упоров, она соединялась с подъемно-установочным устройством, а то поднимало ее в вертикальное положение, автоматически стыковало все коммуникации и закрепляло ракету на пусковом столе. После этого — и тоже в автоматическом режиме, без участия расчета! — производилась скоростная заправка компонентами ракетных топлив, подготовка системы управления и прицеливание. Примечательным была и система, которая обеспечивала связь второй ступени с землей: для этого на ракете прямо с завода устанавливалась одноразовая кабельная мачта, называвшаяся желобом бортовых коммуникаций.


Схема расположения объектов, входящих в подземную пусковую площадку для ракет Р-9 типа «Десна-В». Фото с сайта http://nevskii-bastion.ru

Жертва большой политики

21 июля 1965 года межконтинентальная баллистическая ракета Р-9А (то есть модификация с двигателями, работающими на жидком кислороде в качестве окислителя) была принята на вооружение. Но долгой жизни ракете не было суждено: кислородные межконтинентальные ракеты уже сходили со сцены, и Р-9 была последней из них. Последней — и, вероятно, именно поэтому одной из лучших.

Вот как описывает ее человек, знающий «семерки» и «девятки» досконально — ведущий конструтор Р-7 и Р-9, а затем генеральный директор и генеральный конструктор Самарского государственного научно-производственного ракетно-космического центра «ЦСКБ-Прогресс» Дмитрий Козлов:

«Наша межконтинентальная «девятка» была меньше по размерам и легче по весу (80 тонн против 86), чем одноступенчатая ракета средней дальности Михаила Янгеля Р-14, хотя и превосходила ее почти вчетверо по дальности поражения противника!.. Она обладала мощной, но компактной термоядерной «головой» в 5-10 мегатонн и достаточно высокой по тем временам точностью поражения: круговое вероятное отклонение не более 1,6 км. Техническую готовность к пуску удалось довести в шахтном варианте до 5 минут, что было втрое лучше, чем у американского «Титана».

При этом «девятка» обладала целым набором уникальных качеств, которые делали ее одной из лучших в своем классе. За счет выбранных компонент ракетного топлива она была нетоксична, двигатели ее были высокоэнергетичными, а само топливо — достаточно дешевым. «Особым преимуществом Р-9А перед другими ракетными системами являлся относительно короткий участок работы двигателя первой ступени, — отмечал Дмитрий Козлов. — С появлением у США систем засечки пусков межконтинентальных баллистических ракет по мощному факелу двигателей это стало несомненным достоинством «девятки». Ведь чем меньше время существования факела, тем сложнее системам противоракетной обороны среагировать на такую ракету».


Ракета Р-9А в экспозиции музея на базе Учебного центра Военной академии РВСН им. Петра Великого (Балабаново, Калужская область). Фото с сайта http://warfiles.ru

Но даже на пике развертывания группировки ракет Р-9А в составе Ракетных войск стратегического назначения не стояло на вооружении больше 29 пусковых установок. Полки, вооруженные «девятками», дислоцировались в Козельске (шахтные пусковые установки «Десна-В» и наземные пусковые установки «Долина»), Тюмени (наземные пусковые установки «Долина»), Омске (шахтные пусковые установки «Десна-В») и первом из пусковых районов боевых ракет — объекте «Ангара», будущем космодроме «Плесецк», где использовались наземные пусковые установки «Долина». Располагались пусковые установки обоих типов и на испытательном полигоне «Тюра-Там», он же Байконур.

Первый полк — в Козельске — заступил на боевое дежурство 14 декабря 1964 года, днем позже к нему присоединился полк в Плесецке, а последние ракеты Р-9А были сняты с вооружения в 1976 году. Главный конкурент — янгелевская Р-16 — пережила их всего на год, прослужив до 1977-го. Трудно сказать, какими в действительности были причины, по которым эти ракеты, хорошо зарекомендовавшие себя, снимались с боевого дежурства. Но формальный повод был железный: это делалось в рамках договора ОСВ-1, подписанных Леонидом Брежневым и Ричардом Никсоном…

topwar.ru

Проект «Долина» — История «Долины»

История проекта «Долина»

Главной особенностью Холодной войны была гонка вооружений между государствами — членами Варшавского договора и НАТО. Несмотря на свою разорительность, она привела к существенным научным открытиям во многих технологических и военных областях.

Само это понятие означает постоянное наращивание противоборствующими сторонами военной мощи, развитие ее не только эволюционным, но и революционным путем, т.е. созданием принципиально новых видов оружия. Некоторые особенно революционные прорывы были сделаны в области ядерного оружия и ракетной техники, что привело к космической гонке.

С появлением у американцев ракетной системы «Минитмен» руководство Советского Союза явственно осознало уязвимость и техническое отставание своих МКР.

Основываясь на достигнутом к началу 1958 года прогрессе в создании более экономичных двигателей и головных частей с ядерным зарядом значительно меньшей массы, Совет главных конструктов направил в Правительство СССР предложение о разработке новой межконтинентальной баллистической ракеты Р-9 на ракетном топливе кислород-керосин с начальной массой около 100 тонн.

После дополнительных проработок ОКБ-1 предложило разработать 2 варианта ракеты, отличающихся используемыми компонентами топлива и двигательными установками: Р-9А (на низкокипящих компонентах топлива керосин — жидкий кислород) и Р-9В (на высококипящих компонентах топлива керосин — азотная кислота).

Учитывая, что время готовности к пуску у обоих вариантов системы примерно одинаковое, а эксплуатационные качества, включая безопасность работы с ракетой, предпочтительнее у компонентов керосин-кислород, ОКБ-1 настояло на принятии к дальнейшей разработке ракеты Р-9А.

От ракеты, как боевого оружия, требуется максимально возможное время пребывания в готовности № 1 и минимальное время подготовки к пуску. Решение этих задач облегчается при хранении ракеты длительное время в заправленном состоянии, однако для кислородной ракеты это было практически исключено. Следовало добиться того, чтобы время заправки ракеты Р-9 не превышало общее время подготовки ракеты. Таким образом, исключалась необходимость длительного хранения ракеты в заправленном состоянии.

В Постановлении правительства на разработку ракеты Р-9 от 13 мая 1959 года специально отмечалось, что в качестве окислителя должен применяться переохлажденный кислород. Это позволяло обеспечить хранение кислорода в наземной емкости и заправку его в ракету практически без потерь за время, не превышающее времени подготовки приборов системы управления к пуску (главным «ограничителем» выступало время подготовки гироскопов).

Тактико-техническими требованиями на ракету Р-9 предусматривалось создание двух типов наземных комплексов: «Десна-Н» — при наземном пуске и «Десна-В» — при шахтном.

Летные испытания ракеты Р-9 начались 9 апреля 1961 года. Весь технологический цикл подготовки пуска составлял почти 2 часа. Все это привело к тому, что стартовый комплекс «Десна-Н» был признан не соответствующим тактико-техническим требованиям и не рекомендован для принятия на вооружение. Необходимо отметить, что комплекс «Десна-Н» был отвергнут не из-за грубых конструктивных просчетов. Высокие боевые и эксплуатационные характеристики ракеты Р-9А, подтвержденные ЛКИ, требовали создания совершенного стартового комплекса с высокой боевой готовностью.

ОКБ-1 стало головной организацией, главным идеологом нового комплекса наземного оборудования для ракеты Р-9.

22 февраля 1963 года был успешно проведен первый пуск ракеты с нового стартового комплекса «Долина». Поражало то, что автоматизация обеспечивала почти полное отсутствие боевого расчета. Самоходная тележка с ракетой, выйдя из монтажно-испытательного корпуса и достигнув упоров на пусковом устройстве, соединялась с подъемно-установочным устройством, которое поднимало ее в вертикальное положение, автоматически стыковало все коммуникации и закрепляло ракету на пусковом столе.

Затем следовала скоростная заправка компонентами ракетных топлив, подготовка системы управления и прицеливание. На все уходило 20 минут вместо 2 часов на комплексе «Десна-Н».

После завершения летно-конструкторских испытаний ракета Р-9А с шахтным («Десна-В») и наземным («Долина») стартовыми комплексами была принята на вооружение 21 июля 1965 года.

Боевые ракетные комплексы с ракетой Р-9А находились на боевом дежурстве более 15 лет и получили высокую оценку в войсках.

dolina.my1.ru

Межконтинентальная баллистическая ракета Р-9А(8К75) | Ракетная техника

]]>]]> Основываясь на достигнутом к началу 1958 года прогрессе в создании более экономичных двигателей и головных частей с ядерным зарядом значительно меньшей массы, Совет главных конструктов направил в апреле 1958 года в Правительство СССР предложение о разработке новой межконтинентальной баллистической ракеты Р-9 на ракетном топливе «кислород-керосин» с начальной массой около 100 т. С.П. Королеву стоило больших усилий уговорить Совет главных подписать эти предложения. В.П. Бармин и Н.А. Пилюгин сильно сомневались в реальности заявляемой стартовой массы (например, Р-16 была на 30 тонн тяжелее), В.П. Глушко поначалу не соглашался на разработку кислородного двигателя с тягой 140 тонн и настаивал на применении высококипящих компонентов топлива. Когда в 1958 года была получена информация о том, что в новейшей МБР ]]>Titan I]]> американцы, как и в МБР ]]>Atlas]]>, используют жидкий кислород в качестве окислителя, то это на первый взгляд подтверждало правильность выбора кислорода, а не высококипящих компонентов. Ракета Titan I базировалась в ШПУ и имела готовность к пуску после заправки 15 минут. Это пока было недоступно ни одной из советских ракет. Однако в конце 1961 года появилась информация, что новейшие МБР ]]>Titan II]]> на высококипящих компонентах, размещенные в одиночных ШПУ в заправленном состоянии, могли стартовать через 1,5-2 минуты после получения команды. Одновременно поступили данные о планируемом снятии ракет Titan I и Atlas с вооружения. Теперь на «коне» были сторонники В.П. Глушко и высококипящих КРТ. Поскольку на тот момент было не вполне ясно, какая из пар компонентов обеспечит лучшие условия эксплуатации в войсках и меньшее время подготовки к пуску, после дополнительных проработок ОКБ-1 предложило разработать два варианта ракеты, отличающихся используемыми компонентами топлива и двигательными установками: Р-9А (на низкокипящих компонентах топлива «керосин-жидкий кислород») и Р-9Б (на высококипящих компонентах топлива «керосин-азотная кислота»). Все определялось сложностью систем для поддержания компонентов топлива в готовности к заправке, токсичностью компонентов, временем, необходимым для заправки ракеты, и временем раскрутки гироприборов перед пуском. Учитывая, что время готовности к пуску у обоих вариантов системы примерно одинаковое, а эксплутационные качества, включая безопасность работы с ракетой, предпочтительнее у компонентов «керосин-кислород», ОКБ-1 настояло на принятии к дальнейшей разработке ракеты Р-9А.

От ракеты, как боевого оружия, требуется максимально возможное время пребывания в готовности № 1 и минимальное время подготовки к пуску. Решение этих задач облегчается при хранении ракеты длительное время в заправленном состоянии, однако для кислородной ракеты это было практически исключено. Следовало добиться того, чтобы время заправки ракеты Р-9А не превышало общее время подготовки ракеты. Таким образом, исключалась необходимость длительного хранения ракеты в заправленном состоянии. В Постановлении Правительства СССР на разработку ракеты Р-9А от 30 мая 1960 года специально отмечалось, что в качестве окислителя должен применяться переохлажденный кислород. Первым высказал идею об использовании переохлажденного жидкого кислорода В.П. Мишин. Если вместо минус 183°С, близких к точке кипения кислорода, понизить его температуру до минус 200-210°С, то, во-первых, он займет меньший объем, во-вторых, резко уменьшатся потери на испарение, в-третьих можно будет осуществить скоростную заправку (кислород, попадая в теплый бак, не будет бурно вскипать, как это обычно происходит). Это позволит обеспечить хранение кислорода в наземной емкости и заправку его в ракету практически без потерь за время, не превышающее времени подготовки приборов системы управления к пуску. Это позволяло обеспечить хранение кислорода в наземной емкости и заправку его в ракету практически без потерь за время, не превышающее времени подготовки приборов системы управления к пуску (главным «ограничителем» выступало время подготовки гироприборов). Выбранное решение было абсолютно верным, и его правильность подтвердило время — в дальнейшем на советских ракетах (в том числе на «лунной царь-ракете» Н-1/11А52 и универсальной тяжелой РН «Энергия»/11К25) применялись переохлажденные компоненты топлива. Длительность пребывания ракеты Р-9А в заправленном состоянии составляла 24 часа, но ракета могла стоять на боевом дежурстве не заправленная компонентами ракетного топлива. Все системы и агрегаты ракеты Р-9А могли обеспечить её пребывание в готовности №1 в течение 1 года при условии периодического проведения (без снятия со старта) регламентных работ.

При эскизном проектировании были рассмотрены пять принципиальных схем ракеты, обеспечивающих требуемые характеристики при максимально возможной простоте, мобильности и минимально возможной массе конструкции. Это было достигнуто принятием целого ряда конструктивно-компоновочных решений, например, применением открытых ферменных отсеков для сочленения ступеней ракеты, сбрасываемого хвостового отсека II ступени, использование паров наддува бака горючего II ступени для отделения ГЧ и т.д. Габариты ракеты выбирались из возможности транспортировки ее в собранном виде в одном железнодорожном вагоне и использования сварочно-штамповочного оборудования ракеты Р-7 для производства блоков ракеты Р-9А.

Разработка ракеты Р-9А началась в ОКБ-1 под руководством С. Королева после выхода Постановления Правительства страны от 30 мая 1960 года и приказа Госкомитета СССР по оборонной технике от 22 ноября 1961 года. Проектирование и разработка системы управления ракеты Р-9 проводилась в НИИАП под руководством главного конструктора Н.А. Пилюгина. Командные приборы разрабатывались под руководством В.И. Кузнецова в НИИ-944, а система радиоуправления — в НИИ-885 под руководством М.С. Рязанского. Главным конструктором по наземному комплексу был назначен В.П. Бармин (ГСКБ «Спецмаш»). Двигатель I ступени был разработан в ОКБ В.П. Глушко, а двигатель II ступени — в ОКБ С.А. Косберга. Боезаряд разрабатывался в КБ-11 (г. Арзамас-16) под руководством С.Г. Кочарянца. Эскизный же проект ракеты Р-9А был завершен еще в октябре 1959 г., в нем было предусмотрена возможность дальнейшего совершенствования характеристик ракеты. Для этой цели разрабатывались новые двигатели НК-9 (ОКБ Н.Д. Кузнецова) для 1-ой ступени (с улучшенными характеристиками за счёт использования замкнутой схемы) и для 2-ой ступени — двигатель на базе создаваемого в ОКБ-1 двигателя «блока Л» для РН «Молния». При применении новых двигателей и сохранении стартовой массы ракеты максимальная дальность могла быть увеличена на 2700 км. При сохранении же заданной дальности и массы ГЧ масса ракеты уменьшалась на 13 т. Ракета получила индекс Р-9М. Однако ОКБ Н.Д. Кузнецова не смогло своевременно организовать работу по новому двигателю, а В.П. Глушко скоро добился решения оставить для ракеты Р-9А в качестве единственного варианта для 1-ой ступени разрабатываемый им двигатель. Стоит отметить, что возникшие при создании МБР Р-9А противоречия между С.П. Королевым и В.П. Глушко во взглядах на дальнейшее применение высококипящих и низкокипящих компонентов топлива привели в дальнейшем к открытому расколу между ними, что стало одной из важнейших (но не единственной) причин провала советской «лунной программы» — ОКБ Н.Д. Кузнецова, не имевшее достаточного опыта, не смогло на том этапе создать достаточно надежных и одновременно мощных кислородно-керосиновых РД для РН Н-1. От применения на сверхтяжелом носителе Н-1 ЖРД на высококипящих компонентах топлива, на чем настаивал В.П. Глушко, решено было отказаться по экологическим соображениям — в случае неудачного старта (а все 4 попытки запуска Н-1 окончились неудачей) территория полигона рисковала на долгий срок превратиться в безжизненную пустыню. В дальнейшем сам В.П. Глушко изменил свои взгляды — он возглавил в 1974 году ЦКБЭМ — бывшую «фирму С.П. Королева» — и на созданной в дальнейшем под его руководством самой мощной в мире сверхтяжелой ракете «Энергия» применялись только ЖРД с окислителем «кислород» на обеих маршевых ступенях и горючим «керосин» (1-я ступень) и «водород» (2-я ступень).

]]>]]>Для МБР Р-9А предусматривалось создание двух типов стартовых комплексов: наземный — «Десна-Н» и шахтный — «Десна-В». Параллельно с проектированием ракеты продолжались научно-исследовательские и опытные работы по проблеме получения, транспортировки и хранения переохлажденного жидкого кислорода и уменьшения его потерь. Проблема оказалась столь серьезной, что в качестве советника был привлечен известный специалист по физике сверхнизких температур академик П.Л. Капица. За счёт применения принципиально новых видов изоляции емкостей с жидким кислородом (порошковая, экранно-вакуумная теплоизоляция и т.п.) и выбора оптимальной конструкции баков ракеты и емкостей хранения кислорода, новых конструкционных материалов, внедрения переохлаждения, удалось сократить потери кислорода от испарения с 15% на начальном этапе работ до 0,05-0,2% (т.е. в 75-300 раз) перед выходом ракеты на лётные испытания. Для обеспечения длительного хранения ракеты в заправленном состоянии прорабатывалась возможность установки экранно-вакуумной теплоизоляции на кислородных баках (индекс ракеты 8К77). В качестве двигателей предлагалось использовать двигатели варианта ракеты Р-9М. Применение этих высокоэнергетических двигателей позволяло при сохранении рабочего запаса топлива оснастить ракету более тяжёлой и соответственно более мощной ГЧ. Но этот вариант развития не получил, в связи с большими осложнениями при изготовлении защитной оболочки (сталь толщиной 0,5 мм) для экранно-вакуумной теплоизоляции (сложности со сваркой и её креплением). Для поддержания вакуума в больших объемах потребовались специальные насосы. Советская промышленность в то время их не выпускала. С.П. Королев добился решения ВПК об организации производства таких насосов по образцу фирмы «Philips». Конечно, фирма об этом ничего не знала. Была создана специальная газовая холодильная машина, которая, будучи установлена на емкости с жидким кислородом, конденсировала испарившийся из емкости кислород и возвращала его обратно в жидком состоянии. Замена существовавших видов изоляции (мипоры, шлаковаты) на порошки (аэрозоль, перлит и др.), которыми заполнялось пространство между емкостью и наружным кожухом, и вакуумирование этого пространства превращало емкость для хранения кислорода в большой термос и резко сокращало теплоприток к емкости кислорода, а, следовательно, и его потери от нагревания и испарения. Это сходство ещё более усиливалось при использовании ЭВТИ, которая представляла собой маты из листов блестящей тонкой фольги (около 100 штук), разделенных друг от друга редкой стеклотканью. Блестящая поверхность фольги резко уменьшала передачу тепла к емкости с кислородом, а вакуум в теплоизолирующем пространстве емкости довершал дело. Для создания системы вакуумирования на многочисленных объектах хранения кислорода был спроектирован и создан специальный форвакуумный насос в сочетании с двумя адсорбционными насосами с применением нового синтетического материала — цеолита, предварительно охлаждаемого жидким кислородом или азотом. Такая конструкция позволила довести вакуум с уровня 5×10-2 мм рт.ст. до 1×10-3-1×10-4. Это также потребовало освоения новой технологии сварки для получения полной герметичности многометровых сварных швов емкостей хранения, создания методики и аппаратуры контроля их качества. Все описанные выше мероприятия сводили к минимуму испарения криожидкости. Так впервые в отечественной практике была решена проблема хранения жидкого кислорода практически без потерь. Вместе с тем исследования показали, что есть дополнительные возможности повышения эффективности применения переохлажденного жидкого кислорода. При температуре минус 203-210°С сильно возрастает его текучесть. Это позволяло резко сократить время заправки (с 25-30 до 3-8 мин), при этом вместо насосов можно было использовать сжатый воздух, который выдавливал кислород из емкости хранения в баки ракеты с расходом до 700 т/ч. Для переохлаждения жидкого кислорода применялась передвижная установка, в которой использовался принцип эжекции и уноса паров с поверхности жидкого кислорода за счёт перепада давления в эжекторе. В докладных записках на имя министра общего машиностроения Д.Ф. Устинова и заместителя Председателя Госплана СССР В.М. Рябикова в мае 1961 г. С.П. Королев изложил основные итоги работ по кислородной тематике. Таким образом, можно отметить, что работы над ракетой Р-9А позволили серьезно расширить фронт работ по криогенной тематике в нашей стране в целом и добиться серьезных результатов. Полученные результаты потребовали коренной перестройки процессов получения, хранения, транспортировки и заправки криожидкостей. Была принципиально перестроена промышленная база, в дальнейшем вышло соответствующее Постановление Правительства СССР, в 1972 г. создана крупнейшая союзная научно-промышленная организация по этой проблеме — НПО «Криогенмаш» (г. Балашиха, Московской области), объединившая научные и производственные коллективы.

]]> ]]>

Принципиальной особенностью ракеты было включение в ее состав переходной рамы пускового стола. Благодаря этому резко уменьшился объем работ на старте, т.к. стыковка всех связей «земля-борт» теперь производилась на технической позиции, после пристыковки к ракете переходной рамы, а на старте оставалось пристыковать существенно меньшее количество коммуникаций «земля-переходная рама». Другой особенностью комплекса ракеты Р-9А явилось системное решение проблем, связанных с длительным хранением жидкого кислорода. Была создана система переохлаждения, длительного хранения и скоростной заправки ракеты переохлажденным жидким кислородом и решена проблема его длительного хранения без потерь. Однако на этапе ЛКИ выявились недостатки наземного стартового комплекса «Десна-Н». В частности, при этом выявились недостатки компоновки и конструкции отдельных узлов пускового стола и переходной рамы. Переходная рама оказалась очень громоздкой и тяжелой, ее масса достигала 4,5 т и составляла 50% массы сухой ракеты. Технологический цикл подготовки пуска был недостаточно автоматизирован, что удлиняло процесс подготовки к пуску, требовало квалифицированного боевого расчёта. Сложным и длительным оказался процесс установки ракеты на пусковой стол, недостаточно быстрой была заправка компонентами топлива, время подготовки пуска составляло почти 2 ч. Все это привело к тому, что стартовый комплекс «Десна-Н» не был рекомендован для принятия на вооружение.

В мае 1962 г. было принято решение о необходимости создания более совершенного стартового комплекса. Необходимо отметить, что комплекс «Десна-Н» был отвергнут не из-за грубых конструктивных просчетов — высокие боевые и эксплутационные характеристики ракеты Р-9А, подтвержденные ЛКИ, требовали создания еще более совершенного стартового комплекса с более высокой боевой готовностью, т.е. требовалось подходить к ракете и стартовому комплексу как к единому целому. ОКБ-1 стало головной организацией и главным идеологом создания нового комплекса наземного оборудования для ракеты Р-9А. Была разработана и изготовлена новая переходная рама, с массой в 3 раза меньше прежней. В ЦКБ транспортного машиностроения было создано эффективное устройство, управляемое одним оператором, способное установить ракету на пусковой стол за 30 сек. На основе последних достижений криогенной техники была создана система переохлаждения, длительного хранения без потерь и скоростной заправки ракеты переохлажденным жидким кислородом, разработана (в ГСКБ «Спецмаш») система скоростной заправки горючим (керосином Т-1) с насосной подачей горючего. Впервые в ОКБ-1 была создана и изготовлена на заводе «Красная Заря» автоматизированная система подготовки ракеты к старту (АСПС), причем принятые в ней классические решения использовались в дальнейшем для ряда новых ракет-носителей. АСПС представляла собой единую автоматическую систему, охватывающую весь комплекс автоматических систем управления отдельными агрегатами и системами стартового комплекса. АСПС также управляла операциями по полуавтоматическому сливу компонентов топлив из баков ракеты при несостоявшемся пуске, съемом ракеты с ПУ. Агрегаты и системы АСПС управлялись с центрального пульта подготовки автоматически или, при наличии необходимости, вручную. Удалось довести время готовности Р-9А к пуску, считая от горизонтального положения, до 20 мин. Новый стартовый комплекс получил название «Долина». Дальнейшее сокращение времени готовности к пуску ограничивалось временем раскрутки гироприборов (до 60000 об/мин.). На этот процесс требовалось 15 мин. Для ракеты Р-9А необходимо было создать также шахтный вариант стартового комплекса. Никакого опыта по созданию такого комплекса ни в стране, ни за рубежом не было. В США для ракет ]]>Atlas F]]> и ]]>Titan I]]> аналогичного класса предусматривалось только хранение ракеты в шахте — для пуска её поднимали на поверхность Земли. Из шахты пускать ракету опасались, так как подготовка и запуск двигателей были связаны с испарением жидкого кислорода и, следовательно, загазованностью шахты кислородом, что могло привести к взрыву. Нужно было время для исследований и экспериментов. Однако обстановка требовала ускоренного строительства защищенных стартовых комплексов. Решили исследования и эксперименты проводить одновременно с проектированием и строительством экспериментального шахтного стартового комплекса на Байконуре. Его головным разработчиком стало ГСКБ «Спецмаш» (Главный конструктор В.П. Бармин).

Для скорейшего начала испытаний было принято решение соорудить временную стартовую позицию в 300 м от стартовой площадки ракеты Р-7 (площадка № 1). Временной стартовой позиции Р-9А присвоили номер 71. Это давало возможность использовать существующие монтажно-испытательный корпус (МИК), заправочное, наземное, электросиловое оборудование, коммуникации связи и прочие удобства первой площадки. Летные испытания ракеты Р-9А начались 9 апреля 1961 г. с неудачи. На 155-й сек. полета отказал двигатель 2-ой ступени. Запуск можно считать частично успешным — в полете были проверены первая ступень, ее двигатель, система управления, центральный привод, запуск двигателя второй ступени, горячее разделение, сброс хвостового отсека второй ступени. Причины последовавшей остановки двигателя 2-ой ступени ракеты были установлены в тот же день. Среди обломков был найден клапан, по вине которого прекратилась подача газа в ТНА и установлена причина его отказа. Клапаны для последующих пусков были срочно доработаны. Второй пуск 21 апреля 1961 г. с площадки № 71 прошел успешно — ГЧ дошла до Камчатки (полигон «Кура»). 25 апреля был проведен третий пуск. Через 3,85 сек. одна из четырех камер резко пошла «на упор», затем давление в ней упало, ракета начала оседать и упала у самого старта, начался пожар. Вскоре была установлена причина аварии — разрушение камеры сгорания, произошедшее, вероятно, вследствие возникновения высокочастотных колебаний давления. В течение 1961 г. на испытания было затрачено 15 ракет. Последний пуск с 71-й площадки произвели 3 августа 1961 г., на этот раз Р-9А только приподнялась и через 0,3 сек. «села» на старт и сгорела. Второй этап ЛКИ проходил с марта по ноябрь 1962 г., было проведено 14 пусков. Из них 9 сочли удачными. Большая часть аварийных пусков Р-9А относилась на счет двигательных установок (в полете возникали высокочастотные колебания, приводившие к разрушению двигателей) и приборов системы управления.

Работы на полигоне Байконур по созданию комплекса «Долина» шли небывалыми темпами — в мае 1962 г. было принято решение о необходимости модернизации комплекса «Десна-Н», а уже в конце сентября на площадке №75 было закончено строительство и монтаж нового стартового комплекса «Долина». 22 февраля 1963 г. был успешно проведен первый пуск ракеты с данного стартового комплекса. Наблюдателей того времени поражало то, что автоматизация обеспечивала почти полное отсутствие боевого расчета. Самоходная тележка с ракетой, выйдя из монтажно-испытательного корпуса и достигнув упоров на пусковом устройстве, соединялась с подъемно-установочным устройством, которое поднимало ее в вертикальное положение, автоматически стыковало все коммуникации и закрепляло ракету на пусковом столе. Затем следовала скоростная заправка компонентами ракетного топлива, подготовка системы управления и прицеливание. На все уходило 20 минут вместо 2 часов на комплексе «Десна-Н». Шахтный стартовый комплекс «Десна-В» для ракеты Р-9 строился на площадке №70, на нем проверялись все расчётные данные и сама возможность пуска ракеты, заправленной кислородом и керосином, из шахты. При пуске из шахты отрабатывались монтажная и эксплуатационная документации, технология строительства шахтных пусковых установок и т.д. 27 сентября 1963 года был проведен первый пуск ракеты из шахты. Он прошел успешно. Однако без жертв при испытаниях ракеты, увы, не обошлось — 24 октября 1963 года в ШПУ ракеты Р-9А на полигоне Байконур произошел крупный пожар, погибло 8 человек (в истории полигона 24 октября вообще стало «черной датой» — 24 октября 1960 года при подготовке к испытаниям ракеты Р-16 произошел взрыв и пожар, в результате которых сразу погибли 74 человека, более десятка человек умерли чуть позже от ран). Для окончательного решения вопроса о возможности принятия Р-9 на вооружение был назначен третий этап ЛКИ — т.н. «совместные ЛКИ», имея в виду, что основную работу проводили штатные военные расчеты, а представители промышленности выполняли в основном роль наблюдателей. С 11 февраля 1963 г. по 2 февраля 1964 г, было пущено 25 ракет, из них 17 достигли цели. На три этапа ЛКИ в течение 3-х лет было затрачено 54 ракеты. После завершения летно-конструкторских испытаний ракета Р-9А с шахтным («Десна-В») и наземным («Долина») стартовыми комплексами была принята на вооружение РВСН 21 июля 1965 года. Её серийное производство в 1963 г. передано на Куйбышевский завод «Прогресс». Опыт, полученный при пусках, и непрерывное повышение культуры серийного производства на заводе «Прогресс» сделали свое дело — при контрольных отстрелах серийных ракет в период с 15 мая 1964 г. по 16 декабря 1968 г. из 16 ракет 14 дошли до цели.

14 и 15 декабря 1964 г., соответственно, началась постановка на боевое дежурство первых четырех ракетных полков с наземными стартами, по два под г. Козельск (28-я гвардейская Краснознаменная ракетная дивизия) и на полигоне Плесецк, а 26 декабря — первого ракетного полка с ШПУ под г. Козельск. БРК с ракетой Р-9А находились на боевом дежурстве более 10 лет и получили высокую оценку в войсках. Однако к моменту постановки на боевое дежурство Р-9А уже не в полной мере удовлетворяла требованиям, предъявляемым к новейшим боевым стратегическим ракетам того времени. Она относилась к МБР первого поколения и, превосходя по боевым, техническим и эксплуатационным характеристикам американские МБР аналогичного класса Titan I и Atlas F (к моменту начала постановки Р-9А на боевое дежурство они уже снимались с вооружения, все американские МБР первого поколения были полностью сняты с вооружения к концу июня 1965 г.) и отечественные ракеты ]]>Р-7А]]> и ]]>Р-16У]]>, она уступала новейшим американским МБР ]]>Titan II]]> и ]]>Minuteman IA/IB/II]]> по показателям живучести, точности стрельбы и времени подготовки к пуску. К тому же ракетные комплексы с Р-9А оказались достаточно дорогими в эксплуатации, что не могло не сказаться на масштабах их развертывания (всего на боевое дежурство было поставлено 27 единиц под Козельском, Омском (20-я ракетная дивизия) и Тюменью (22-я ракетная дивизия), а также на полигонах Плесецк и Байконур). Р-9А стала последней боевой ракетой в группировке РВСН на кислородно-керосиновом топливе. Она была снята с вооружения РВСН в 1977 году.

На Западе ракета 8К75 (Р-9А) получила обозначение SS-8 «Sasin».

Состав

]]>]]>Р-9А (см. ]]>схему]]>) представляла собой двухступенчатую ракету с последовательным разделением ступеней. 1-ая ступень состояла из открытой решетчатой фермы, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. На 1-ой ступени стоял четырехкамерный маршевый ЖРД РД-111 (8Д716) с качающимися камерами сгорания, развивавший тягу 141 т и разработанный под руководством В.П. Глушко. Управление камерами двигателя 1-ой ступени осуществлялось впервые разработанным центральным гидравлическим приводом, использующим в качестве рабочей жидкости керосин, отводимый после ТНА двигателя. Каждая из четырех камер отклонялась на ±6 град. относительно нейтрального положения, чем обеспечивалось управление полетом ракеты. Двигатель является дальнейшим развитием двигателя РД-107 ракеты Р-7. Давление в камерах по сравнению с РД-107 повысилось до 80 атм. (на 20 атм.). Благодаря этому двигатель РД-111 получился очень компактным при тяге на 75% выше, чем у РД-107. Однако высокое давление стало одной из причин возникновения высокочастотных колебаний приводивших на этапе испытаний к частым авариям. В отличие от РД-107, для привода ТНА не требовалась перекись водорода. Турбогаз вырабатывался в газогенераторе за счет сжигания небольшой части топлива. Первичная раскрутка ТНА производилась пороховым стартером. 2-ая ступень состояла 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. Бак горючего был выполнен по несущей схеме, а бак окислителя — в форме сферы (см. ]]>схему]]>).

На 2-ой ступени установили четырехкамерный ЖРД РД-0106 (8Д715) конструкции С.А. Косберга. Управление ракетой осуществлялось 4-мя поворотными соплами, использовавшими отработанный турбогаз ТНА. Наддув баков в полете и работа ТНА обеспечивалась с помощью продуктов сгорания основных компонентов топлива, что позволило упростить конструкцию двигателей и уменьшить его массу. После соответствующей доработки 2-ая ступень заняла место 3-ей ступени ракеты «Восток», получив наименование «блок И» (модернизированная РН получила название «Восход», «Молния», «Союз» для различных модификаций и видов полезной нагрузки). Двигательная установка ракеты разрабатывалась с учетом проведения скоростной заправки баков ракеты топливом, пребывания ракеты в заправленном состоянии в течение 24 ч, дистанционного управления операциями на старте, максимальной автоматизации подготовки к старту, запуска двигателя 1-й ступени как автоматически, по сигналу окончания заправки баков компонентами, так и вручную, в нужное время, без вскрытия люков и без доступа обслуживающего персонала к агрегатам и приборам ракеты. Устойчивость ракеты была достигнута применением стабилизаторов на 1-ой ступени. Каждый из 4-х стабилизаторов состоял из двух частей: пилона, жёстко связанного с корпусом, и съемной консоли. При транспортировке консоли снимались. Р-9А отличалась сравнительно коротким участком работы ДУ 1-ой ступени, вследствие чего разделение ступеней происходило на высоте, где влияние скоростного напора на ракету еще значительно и короткая по длине 2-ая ступень была аэродинамически неустойчива. Для повышения устойчивости на поверхности обтекателя хвостового отсека 2-ой ступени установили аэродинамические щитки. Разделение ступеней происходило по «горячей» схеме, для чего предусматривалась открытая силовая рама. После разделения обтекатель хвостового отсека сбрасывался, таким образом, ракета облегчалась еще на 800 кг.

На ракете устанавливалась комбинированная система управления, имевшая инерциальную систему и канал радиокоррекции. Ее приборы размещались в межбакововом отсеке. Круговое вероятное отклонение точки падения ГЧ при стрельбе на дальности свыше 12000 км при использовании радиоканала составляло 1,6 км. Со временем от радиотехнической подсистемы отказались, при этом КВО несколько ухудшилось. Для Р-9А были разработаны два варианта моноблочных термоядерных головных частей: штатная «легкая» и «тяжелая». Штатная «легкая» имела мощность 1,65 Мт, с ней достигалась дальность 14000 км. «Тяжелая» ГЧ имела мощность 2,5 Мт и могла быть доставлена на расстояние 12500 км. ГЧ крепилась к переходнику 2-ой ступени с помощью двух пирозамков. Ее отделение осуществлялось пневмотолкателем после выключения маршевого ЖРД 2-ой ступени. Для работы пневмотолкателя использовались газы наддува бака горючего 2-й ступени. Техническая готовность Р-9А к пуску из положения №1 составляла 10 мин.

Принципиальной особенностью ракеты Р-9А для наземного комплекса было включение в её состав переходной рамы пускового стола. Дело в том, что для подготовки ракеты к пуску требовалось произвести подстыковку к ракете большого количества (до 50-ти) наземных гидро-, пневмо-, и электрокоммуникаций. Было предложено создать переходную раму пускового стола с размещением на ней основной массы узлов стыковки наземных систем с ракетой. Еще одним нововведением был желоб бортовых коммуникаций (ЖБК). В этом желобе, протянувшемся по образующей от 2-ой ступени до стартового стола, были проложены гидравлические и электрические коммуникации, необходимые для связи ракеты с «землей» до самых последних секунд. Обычно многочисленные трубки и кабели, связывающие ракету с наземным оборудованием, являются частью конструкции ракеты и летят вместе ней уже ненужным грузом. На ракете Р-9А все, что не нужно в полете, перенесли в ЖБК, который отстреливался от ракеты перед отрывом от стола. Экономия составила, по заверениям создателей ракеты, «сотни килограммов». Ракета Р-9А, предназначенная для пуска из шахты, не имела переходной рамы, а ЖБК имел измененную конструкцию и перед стартом не отбрасывался, а отстыковывался от ракеты и отводился к стенке стакана.

Комплекс «Десна-В» состоял из трёх шахт (см. ]]>схему]]>), расположенных в одну линию, недалеко друг от друга, командного пункта, хранилищ компонентов топлив и сжатых газов, пункта радиоуправления и технологического оборудования, необходимого для поддержания запаса жидкого кислорода. Все сооружения были заглублены и соединены между собой ходами сообщения. Автономное электропитание обеспечивалось дизель-электростанцией. Под пусковым столом, размещенным на глубине 25 м, располагались три этажа для заправочного оборудования. Внутри бетонного сооружения шахты размещался стальной стакан диаметром около 8 м. Зазор между шахтой и стаканом служил газоходом для струй двигателя ракеты при пуске. Подготовка и проведение пуска ракеты Р-9А протекали автоматически, с дистанционным контролем каждой команды. Так как радиотехническая система обеспечивала наведение только одной ракеты, старт ракет при ее использовании можно было осуществить только последовательно.

По поводу строительства ШПУ для Р-9А между ОКБ-1 и руководством РВСН возникли разногласия. ОКБ предлагало размещать по одной шахте рядом с каким-либо населенным пунктом. Это обеспечивало экономию средств на строительстве специальных военных городков со всеми бытовыми службами в отдаленных и труднодоступных районах. Кроме того, по мнению представителей ОКБ-1, значительные грузопотоки к местам строительства в глухих районах страны неизбежно привлекли бы к себе внимание разведки вероятного противника, тогда как одношахтный вариант у населенных пунктов мог быть легко законспирирован. Но военное руководство, получив решающую поддержку Хрущева, настояло на принятии варианта расположения ШПУ подальше от густонаселенных мест. Наземный полуавтоматизированный стартовый комплекс «Долина» имел в своем составе 2 ПУ (каждая со стационарным установщиком), заглубленный КП, обвалованные хранилища компонентов топлива, хранилища ракет и пристартовый пункт радиоуправления. Комплекс «Долина» обеспечивал почти полное отсутствие боевого расчета на стартовой позиции. Самоходная тележка с ракетой, выйдя из монтажно-испытательного корпуса и достигнув упоров на ПУ, соединялась с подъемно-установочным устройством, которое поднимало ее в вертикальное положение, автоматически стыковало все коммуникации и закрепляло ракету на пусковом столе (благодаря переходной раме пускового стола и ЖБК объем работ на старте резко уменьшился). Конструкция ракеты предусматривала обслуживание на стартовой позиции в вертикальном положении без применения каких-либо специальных приспособлений и без открытия люков. Затем следовала скоростная заправка компонентами ракетных топлив, подготовка системы управления и прицеливание. Предстартовые проверки бортовых систем практически сводились к предпусковому включению и регулированию. Все операции максимально совмещались по времени. На все уходило не более 20 мин.

Тактико-технические характеристики

Дальность стрельбы, км 12500-14000
Стартовая масса, т 80.4
Габариты, м:
            — длина
            — диаметр корпуса максимальный

24.3
2.68
Забрасываемая масса, т 1.6-2
Мощность ГЧ, Мт 1.65-2.5
КВО, км 1.6
Масса топлива, т 71
Масса незаправленной ракеты, т 9
Двигатель 1-й ступени:
            — тяга у Земли, тс
            — тяга в вакууме, тс
            — удельный импульс у Земли, кгс•с/кг
            — удельный импульс в вакууме, кгс•с/кг
            — время работы, с
            — масса, т

141
163
270
311
105
1.48
Двигатель 2-й ступени:
            — тяга в вакууме, тс
            — время работы, с

31
165

Источники

  1. Голованов Я.К. Королев. Факты и мифы. — М.: Наука, 1994
  2. Губанов Б.И. Триумф и трагедия «Энергии». В 4 т. — Н.Н.: 2000
  3. Карпенко А.В., Уткин А.Ф., Попов А.Д. «Отечественные стратегические ракетные комплексы», — СПб.: Невский бастион-Гангут, 1999-288с.
  4. Андрюшин И.А., Чернышев А.К., Юдин Ю.А. «Укрощение ядра. Страницы истории ядерного оружия и ядерной инфраструктуры СССР» / С., С.: Красный Октябрь, 2003
  5. М.Первов «Межконтинентальные баллистические ракеты СССР и России». Краткий исторический очерк. / М.: 1998
  6. ]]> http://www.energia.ru]]>
  7. ]]> http://www.kbkha.ru]]>
  8. ]]> http://www.vniief.ru]]>
  9. ]]>http://www.buran.ru]]>
  10. ]]>http://rocketpolk44.narod.ru]]>
  11. ]]>http://www.astronautix.com]]>

rbase.new-factoria.ru

Межконтинентальная баллистическая ракета Р-9А (8К75)

Серийная стратегическая ракета первого поколения на криогенном топливе, разработка ОКБ Сергея Королева.

После принятия на вооружение первой в мире межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 советское правительство решило закрепить достигнутое преимущество в вооружениях нового типа, а заодно и улучшить эксплуатационные характеристики изделия. Р-7 была первой, но оставалась очень неудобной в применении ракетой, требовавшей многочасовой предстартовой подготовки и неспособной долго находиться в заправленном состоянии.

Параллельно велись две разработку. Ракету Р-16 на так называемых «высококипящих» (находящихся при обычной температуре) компонентах создавал Михаил Янгель. Ракету Р-9 создавало ОКБ-1 Сергея Королева, причем изначально она прорабатывалась в двух вариантах. Р-9А должна была летать на криогенном топливе (керосин и переохлажденный жидкий кислород), а Р-9В — тоже на «высококипящем» (керосин и азотная кислота).

Но второй проект на старте не показался перспективным по своим ожиданиям, и королевская команда сосредоточилась на Р-9А. Ракету на кислороде начали делать в мае 1959 года, эскизный проект был готов к октябрю. Летные испытания начались 9 апреля 1961 года, но первый пуск оказался неудачным. Испытания длились долго: только 12 июля 1965 года ракета Р-9А была принята на вооружение.


Установка ракеты Р-9 на пусковое устройство

Двухступенчатая жидкостная ракета 8К75 имела стартовую массу около 80 тонн, длину 24 метра и максимальный диаметр 2,68 метра. Забрасываемый вес (полезная нагрузка) колебался от 1600 до 2200 кг в зависимости от дальности применения.

Сама дальность зависела от боевого оснащения. Для ракеты предусматривалось моноблочное ядерное оснащение. С тяжелой боеголовкой мощностью 2,5 Мт дальность ракеты составляла 12500 км, с легкой боеголовкой мощностью 1,65 Мт — 14000 км. Система управления — инерциальная с дополнительным каналом радиокоррекции. Применение последнего улучшало невысокую точность ракеты, однако соответствующий пункт связи придавался в одиночестве на стартовую позицию из трех ракет. Таким образом, исключалась возможность одновременного старта: требовалось выстреливать радиокорректируемые ракеты последовательно.

Ракета создавалась для двух типов базирования: с наземным стартом (комплекс «Долина») и с шахтным (сперва «Десна-Н», но на вооружение был поставлен другой вариант «Десна-В»). Ракета размещалась в горизонтальном хранилище (для наземного старта) или в шахте в сухом (незаправленном) виде. При поступлении команды ракета устанавливалась на старт (в шахте она уже была установлена) и заправлялась топливом. Предстартовые процедуры занимали около 20 минут, причем 15 минут из них занимала раскрутка гироскопов. Ракета проектировалась из расчета нахождения в заправленном состоянии в течение 24 часов.


Старт ракеты Р-9А с комплекса «Долина»

На опытно-боевое дежурство первые две ракеты заступили еще в 1963 году на Байконуре. Пик числа боеготовых ракет был достигнут уже к 1966 году: 29 единиц под Козельском, Омском, Тюменью, а также на Байконуре и в Плесецке.

Дальнейшее производство Р-9А было признано нецелесообразным из-за форсированного прогресса ракетной техники, сокративших время предстартовой подготовки, и в особенности совершенствования систем управления, резко улучшивших точность ракет. Развернутые ракеты были сняты с боевого дежурства в 1974—1975 годах.

defendingrussia.ru

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *