Сергей Колесников - Стратегическое ракетно-ядерное оружие Страница 16

В начале 1963 года закончились испытания МБР «Минитмен-1В» и в конце этого года она стала поступать на вооружение. К июлю 1965 года создание группировки из 650 ракет этого типа закончилось. Испытания ракеты «Минитмен-1» проводились на Западном ракетном полигоне (авиабаза Ванденберг). Всего с учетом учебно-боевых пусков было запущено 54 ракеты обоих модификаций.

Для своего времени МБР LGM-30A «Минитмен-1» была весьма совершенной. И что очень важно, она имела, как заявил представитель фирмы «Боинг», «…неограниченные возможности для совершенствования». Это была не пустая бравада и ниже читатель в этом сможет убедиться. Трехступенчатая, с последовательным разделением ступеней, ракета была выполнена из современных для того времени материалов.

Корпус двигателя первой ступени изготавливался из специальной стали с высокой чистотой и прочностью. На его внутреннюю поверхность наносилось покрытие, обеспечивавшее связь корпуса с топливным зарядом. Оно же служило теплозащитой, позволявшей компенсировать изменение объема топлива при колебаниях температуры заряда. РДТТ М-55 имел четыре поворотных сопла. Развивал тягу на земле в 76 т. Время его работы — 60 секунд. Топливо смесевое, состоящие из перхлората аммония, сополимера полибутадиена, акриловой кислоты, эпоксидной смолы и порошкообразного алюминия. Заливка заряда в корпус контролировалась специальной ЭВМ.

Двигатель второй ступени имел корпус из титанового сплава. Заряд смесевого топлива на основе полиуретана заливался в корпус. Аналогичная ступень ракеты «Минитмен-1В» имела заряд несколько большей массы. Четыре поворотных сопла обеспечивали управление полетом. РДТТ М-56 развивал тягу в вакууме 27 т.

Двигатель третьей ступени имел корпус из стеклопластика. Он развивал тягу в 18,7 т. Продолжительность его работы составляла около 65 секунд. Заряд топлива по составу был схож с зарядом РДТТ второй ступени. Четыре поворотных сопла обеспечивали управление по все углам.

Инерциальная система управления, построенная на базе ЭВМ последовательного типа, обеспечивала управление полетом ракеты на активном участке траектории и точность стрельбы (КВО) 1,6 км. «Минитмен-1 А» несла моноблочную ядерную головную часть Мк5 мощностью 0,5 Мт, которая нацеливалась на заранее определенную цель. «Минитмен-1 В» оснащалась моноблочной ядерной ГЧ Мк11 мощностью 1 Мт. Перед стартом она могла быть нацелена на один из двух возможных объектов поражения. Ракеты хранились в шахтных пусковых установках и могли быть запущены через минуту после поступления пусковой команды с пункта управления отряда. Маршевый двигатель первой ступени запускался непосредственно в шахте, и чтобы снизить нагрев корпуса горячими газами он покрывался с внешней стороны специальной защитной краской.

Наличие на вооружении такой ракетной системы значительно повышало потенциал ядерных сил США, а также создавало условия для нанесения внезапного ядерного удара по противнику. Ее появление вызвало большую озабоченность у советского руководства, так как МБР Р-16 при всех ее достоинствах явно уступала американской ракете по живучести и боеготовности, а разрабатываемая в ОКБ-1 МБР Р-9А (8К75) еще не прошла летные испытания. Она создавалась в соответствии с постановлением правительства от 13 мая 1959 года, хотя отдельные работы по проектированию подобной ракеты начались гораздо раньше.

Начало летно-конструкторских испытаний Р-9 (на первом старте 9 апреля 1961 года присутствовал С. П. Королев) полностью удачными не назовешь. Сказалась недоведенность ЖРД первой ступени-подвели сильные пульсации давления в камере сгорания. Его поставили на ракету под нажимом В. Глушко. Хотя двигательные установки для этой ракеты решено было создавать на конкурсной основе руководитель ГДЛ-ОКБ не мог уронить престиж своего коллектива, считавшегося головным в двигателестроении.

Это и стало причиной взрывов при первых пусках. В конкурсе также приняли участие конструкторские коллективы под руководством А. Исаева и Н. Кузнецова. ОКБ последнего в результате свертывания программы строительства двигателей для самолетов осталось практически без заказов. ЖРД Кузнецова был построен по более совершенной замкнутой схеме с дожиганием отработанного турбогаза в основной камере сгорания. В ЖРД же Глушко и Исаева, создаваемых по открытой схеме, отработанный в турбонасосном агрегате газ сбрасывался через выхлопной патрубок в атмосферу. Работы всех трех ОКБ дошли до стадии стендовых испытаний, но конкурсного отбора не получилось. Верх все равно взял «лоббистский» подход ОКБ Глушко.

В конце концов, неполадки в двигателях устранили. Однако испытания затянулись, так как от первоначального способа старта с наземной ПУ отказались в пользу шахтного варианта. Одновременно с увеличением надежности ракеты специалистам ОКБ-1 пришлось решать проблему, от которой зависела сама возможность нахождения «девятки» на боевом дежурстве. Речь идет о способах длительного хранения больших количеств жидкого кислорода для заправки баков ракеты. В результате была создана система, обеспечивавшая потери кислорода не более 2–3 % в год.

Летные испытания завершились в феврале 1964 года, а 21 июля 1965-го ракета под индексом Р-9А была принята на вооружение и состояла на боевом дежурстве до второй половины 70-х годов.

Конструктивно Р-9А делилась на первую ступень, состоявшую из хвостового отсека двигательной установки с обтекателями сопел и короткими стабилизаторами, несущих топливных баков горючего и окислителя цилиндрической формы и ферменного переходника. В обечайку межбакового отсека были «врезаны» приборы системы управления.

«Девятка» отличалась сравнительно коротким участком работы первой ступени, вследствие чего разделение ступеней происходило на высоте, где влияние скоростного напора на ракету еще значительно. На ракете был реализован так называемый «горячий» способ разделения ступеней, при котором двигатель второй ступени запускался в конце работы маршевого двигателя первой ступени. При этом горячие газы истекают через ферменную конструкцию переходника. Из-за того, что в момент разделения ЖРД второй ступени работал только на 50 % номинальной тяги и короткая вторая ступень была аэродинамически неустойчива, рулевые сопла не могли справиться с возмущающими моментами. Для устранения этого недостатка конструкторы установили специальные аэродинамические щитки на внешней поверхности сбрасываемого хвостового отсека, раскрытие которых при разделении ступеней смещало центр давления и повышало устойчивость ракеты. После выхода ЖРД на рабочий режим тяги обтекатель хвостового отсека вместе с этими щитками сбрасывался.

С появлением у США систем засечки пусков МБР по мощному факелу двигателей, короткий участок работы первой ступени стал достоинством «девятки». Ведь чем меньше время существования факела, тем сложнее системам ПРО реагировать на такую ракету. На Р-9А были установлены двигатели на кислородно-керосиновом топливе. Именно такому топливу С. Королев уделял особое внимание, как нетоксичному, высокоэнергетичному и дешевому в производстве.

На первой ступени стоял четырехкамерный РД-111 с выхлопом отработанного парогаза из ТНА через неподвижное сопло между камерами. Чтобы обеспечить управление ракетой, камеры были выполнены качающимися. Двигатель развивал тягу в 141 т и работал в течение 105 секунд.

На второй ступени установили четырехкамерный ЖРД с рулевыми соплами РД-461 конструкции С. Косберга. Он обладал рекордным по тому времени удельным импульсом среди кислородно-керосиновых двигателей и развивал тягу в вакууме 31 т. Максимальное время работы — 165 секунд. Для быстрого вывода двигательных установок на номинальный режим и воспламенения компонентов топлива служила специальная система запуска с пирозажигательными устройствами.

На ракете устанавливалась комбинированная система управления, обеспечивавшая точность стрельбы (КВО) на дальностях свыше 12000 км не более 1,6 км. На Р-9А от радиотехнического канала со временем отказались.

Для МБР Р-9А были разработаны два варианта моноблочных ядерных головных частей: штатная и тяжелая, массой 2,2 т. Первая имела мощность 3 Мт и могла быть доставлена на дальность свыше 13500 км, вторая — 4 Мт. С ней дальность полета ракеты достигала 12500 км.

В результате введения ряда технических новшеств ракета получилась компактной, пригодной для запуска как с наземных, так и из шахтных пусковых установок. Ракета, запускавшаяся с наземного пускового устройства, дополнительно имела переходную раму, которая крепилась к хвостовому отсеку первой ступени.