Техника и вооружение 2013 04
Шрифт:
Кроме того, с ОКБ-586 сняли ряд заданий, выполнявшихся скорее по инерции, например, работы по модернизации безнадежно устаревшей Р-5М, а затем и внесение усовершенствований в Р-12.
Как обычно, постановлением уточнили и отдельные тактико-технические характеристики ракеты. Так, в головной части предусматривалось применение разработанного арзамаским КБ-11 нового не менее мощного и относительно легкого заряда, за счет чего открылась возможность увеличить максимальную дальность до 12000 км при сокращении стартового веса с 160 до 140 т. При этом ранее заданные показатели точности отнесли к дальности 10000 км, а для 12000 км допустили предельные отклонения ±13–14 км по дальности и ±10 км в боковом направлении для, 90 % ракет (до ±17–18 км до дальности
Впервые наряду с созданием наземного комплекса постановление предписывало проработать и шахтный старт.
Надо отметить, что заданное новым постановлением ускорение сроков работ было объективно необходимым. В США завершалась отработка МБР «Атлас», доля которой строились многие десятки стартовых позиций, велась активная отработка МБР «Титан» БРПЛ «Поларис», а РСД «Юпитер» и «Тор» размещались у границ СССР. Ранее серийное производство Р-16 планировалось на 1963–1965 гг., а теперь следовало обеспечить поставку 30 ракет и 30 комплектов наземного оборудования уже в 1961 г.! В дальнейшем предписывалось довести годовой выпуск Р-16 на заводе № 586 до 100 изделий и подключить к производству авиационный завод № 166 в Омске.
В соответствии с требованиями постановления 1959 г, окончательно сформировался технический облик ракеты, поступившей на испытания, а затем и на вооружение.
Естественно, что она во многом отличалась от первенца днепропетровского КБ — ракеты Р-12, прежде всего двухступенчатой схемой. Об этом наглядно свидетельствовал и внешний вид изделия, выполненного в двух калибрах с изящным соотношением длин и диаметров корпусов ступеней. Впрочем, на самом деле распределение масс топлива по ступеням ракеты было далеко от теоретически оптимального. Некоторая затяжеленность второй ступени была определена построением всех маршевых двигателей из «кубиков» — двухкамерных блоков, предложенных В.П. Глушко.
Двигательная установка первой ступени включала РД-218 (8Д712), состоящий из трех таких «кубиков» с единой рамой и общей системой запуска с пусковыми бачками. Все шесть камер сгорания располагались по окружности, а в свободном пространстве (ближе к оси ракеты) выходили раструбы выхлопных патрубков трех турбонасосных агрегатов. В отличие от ранее созданных, турбонасосные агрегаты на Р-16 работали не на перекиси водорода, а на основных компонентах топлива, при этом с целью снижения температуры продуктов сгорания до приемлемого для конструкции турбины уровня компоненты топлива подавались в газогенератор в соотношении с избытком горючего. Размещение турбонасосных агрегатов и других систем не впереди камер, а сбоку от них позволило сократить длину двигателя. Тяга в наземных условиях составляла 246 т, в пустоте — 266 т, удельный импульс, соответственно, 246 и 289 с.
Кроме маршевого двигателя, на первой ступени устанавливался и рулевой двигатель с четырьмя поворотными камерами и единым турбонасосным агрегатом 8Д63, разработанный под руководством И.И.Иванова в КБ-4 днепропетровского ОКБ-586. Тяга двигателя составляла 28,85 т в наземных условиях, 33 т-в пустоте, а удельный импульс, соответственно, 235 и 273 с. Рулевые двигатели размещались под обтекателями, вынесенными за периметр корпуса хвостового отсека и выполнявшими функции своего рода небольших аэродинамических стабилизаторов. В передней части этих обтекателей располагались разработанные в ОКБ-586 небольшие твердотопливные двигатели, обеспечивавшие отделение отработавшей первой ступени.
Последовательно расположенные баки горючего и окислителя разделялись приборным отсеком первой ступени, в котором, помимо элементов бортовой аппаратуры, находились пять баллонов со сжатым азотом, используемым для наддува бака горючего и задействования элементов двигателей, Наддув бака окислителя в полете ракеты производился за счет скоростного напора атмосферного воздуха.
Топливные баки были выполнены из алюминиево-магниевых сплавов по обычной для ракетостроения тех лет схеме: с цилиндрической обечайкой, с шпангоутно-стрингерным подкреплением и двумя выпуклыми сферическими днищами. Впереди бака окислителя располагался конический переходный отсек.
Двигатели второй ступени — маршевый двухкамерный 8Д713 (РД-219) тягой 90 т при удельном импульсе 293 с и рулевой двигатель 8Д64 с четырьмя поворотными камерами (суммарная тяга 4,92 т, удельный импульс 250 с) располагались в цилиндрическом хвостовом отсеке второй ступени. Для сокращения длины при увеличенном, по сравнению с первой ступенью, расширении, в маршевых двигателях впервые реализовали угловой вход в сверхзвуковую часть сопла.
На второй, как и на первой ступени, камеры рулевого двигателя располагались совместно с твердотопливными тормозными двигателями под обтекателями, установленными снаружи хвостового отсека. Основная аппаратура системы управления, включая гиростабилизированную платформу, размещалась в межбаковом приборном отсеке. Бак горючего при меньших размерах был конструктивно подобен соответствующему элементу первой ступени, но вынесенный вперед бак окислителя выполнили по более прогрессивной схеме — с «вафельной» цилиндрической обечайкой, изготавливаемой с применением химического фрезерования. Наддув обоих баков производился сжатым азотом. Головная часть крепилась к установленному впереди бака окислителя коническому переходнику.
На ракете имелась автономная система управления, принципиально не подверженная возможным помехам противника. Для достижения приемлемой точности, сравнимой с показателями систем с радиокоррекцией, впервые на отечественной МБР была применена трехосная гиростабилизированная платформа. В качестве информационного носителя системы программированных импульсов полетного задания использовался магнитный накопитель, своего рода предшественник дискет эпохи персональных ЭВМ. Вес бортовой аппаратуры составил 440 кг, из них 288 кг относились ко второй ступени.
При полете ракеты первая ступень работала около полутора минут почти до полного выгорания ее топлива. На заключительном этапе ее функционирования основной двигатель отключался, а тяга рулевого дросселировалась.
В результате за счет более длительного полета первой ступени на минимальной тяге увеличивалась высота разделения ступеней и снижался скоростной напор, определяющий уровень возмущающих воздействий.
Далее включался рулевой двигатель второй ступени, который за счет вынесения камер наружу корпуса отсека мог беспрепятственно работать и до механического разделения ступеней. После выхода этого двигателя на режим выдавалась команда на подрыв связывающих ступени пироболтов и на включение установленных на первой ступени тормозных двигателей. Они притормаживали отработавшую ступень, в то время как вторая ступень уходила вперед под тягой своего рулевого двигателя. Только в момент, соответствующий достижению взаимного удаления между ступенями 10–16 м включался основной двигатель второй ступени. Схема разделения ступеней Р-16 была выбрана исходя из стремления исключить наиболее рискованные моменты — неуправляемый полет на временном интервале между участками работы двигателей первой и второй ступени, а также воздействие на вторую ступень отраженной струи запускаемого собственного двигателя.
На заключительном участке работы второй ступени, по мере приближения к заданному значению скорости, система управления выдавала предварительную команду на отключение основного двигателя. Уровень ускорений многократно уменьшался, что позволяло намного точнее определить момент выдачи главной команды, по которой выключался рулевой двигатель, подрывались пироболты крепления головной части и запускались установленные на хвостовом отсеке тормозные твердотопливные двигатели. Они «оттягивали» отработавшую ступень от головной части. В отличие от ракет Р-5М или Р-12, головная часть не получала слабо предсказуемый импульс пружинного или пневматического толкателя, что существенно снижало возмущения и улучшало точность стрельбы.