Техника и вооружение 2013 06
Шрифт:
— значительные углы въезда техники на мост (съезда с моста), что снижало обзорность водителям;
— недостаточная длина моста;
— отсутствие противогазовых колесоотбоев;
— быстрый износ и раскалывание деревянных шашек проезжей части при пропуске гусеничной техники.
Тем не менее, теперь машина в целом соответствовала требованиям ТТЗ и существенно превосходила зарубежные аналоги по времени установки (снятия) моста, живучести и уровню мобильности. Она была принята на вооружение под обозначением «Танковый мостоукладчик МТУ» (встречается также наименование МТУ-12) приказом МО от 21 января 1955 г. Серийное производство мостоукладчиков было организовано на заводе № 75 им. Малышева. С 1956 г. мосты изготавливались на заводе металлоконструкций в г. Ворожба.
Конструкция мостоукладчика МТУ
1. Отчет по полигонным испытаниям опытных образцов мостоукладчика «МТУ» (К-67). — М.: НИИИ СА, 1953. — 190 с.
Автор выражает благодарность Н.Г. Топилину, В.А. Белозерову, А. В. Широкову, И. И. Диановой, О. В. Янбековой, С. В. Малине и М. В. Павлову за помощь, оказанную при подготовке статьи.
Как важно вовремя остановиться
Станислав Воскресенский
Решение о разработке ракеты Р-9А, заданной ОКБ-1 С.П. Королева постановлением от 17 мая 1959 г. № 521–235 (одновременно с аналогичным правительственным документом за № 514–232, ускорившим работы в ОКБ-586 М.К Янгеля по Р-16), вызвало вполне обоснованное беспокойство у днепропетровских конструкторов. Выход обеих межконтинентальных баллистических ракет (МБР) на летные испытания предусматривался практически в одни и те же сроки: в IV кв. 1960 г. — Р-16 и октябрь того же года — Р-9А. Хотя Р-16 находилась на более продвинутой стадии отработки, ОКБ-1 было мощнее и опытней, а сам Королев обладал непререкаемым авторитетом как у коллег, так и у государственных руководителей. Но важней было то, что на Р-9А предусматривалось достигнуть вдвое большей точности за счет применения системы управления с радиокоррекцией, а по стартовому весу она была на 1,8 раза легче Р-16 при длине, меньшей на 20 %. Поэтому, при условии одновременного завершения разработок, военные могли отдать предпочтение именно ракете ОКБ-1.
Поэтому днепропетровцы задолго до начала летных испытаний Р-16 инициировали разработку новой МБР, по стартовому весу и габаритам практически равной Р-9А, но на долгохранимых компонентах топлива, без применения криогенного окислителя — жидкого кислорода. Эта ракета получила обозначение «Р-26» (изделие 8К66).
Все предыдущие ракеты средней дальности (РСД) и МБР создавались прежде всего для применения в наземных комплексах, а размещение в шахтах оговаривалось лишь как возможный вариант. В результате потребовалась определенная доработка Р-16, Р-14 и Р-12 в модификации Р-16У, Р-14У и Р-12У, подразумевающая их использование как в защищенных, так и в наземных комплексах. Для Р-26 с самого начала предусматривался шахтный старт, обеспечивающий более щадящие условия эксплуатации при постоянном вертикальном положении ракеты. В сочетании с реализацией дополнительных конструктивно-схемных мероприятий это открывало перспективы для обеспечения длительного нахождения ракеты в заправленном состоянии, в высокой готовности к пуску.
Именно увеличение до года (более чем на порядок по сравнению с Р-16) продолжительности нахождения в готовности № 1 с возможностью пуска через 10–15 мин от получения команды (т. е. с задержкой, меньшей подлетного времени МБР противника) стало основным аргументом в пользу принятия решения о создании Р-26. Кроме того, ожидалось и существенное снижение ее стоимости по сравнению с Р-16.
В соответствии с Постановлением от 23 мая 1961 г. № 548–223 ракета Р-26, оснащенная тем же зарядом, что и заданный для Р-16 и Р-9А, должна была иметь дальность 11500- 12000 км при стартовом весе 85 т. В качестве основного варианта задавалось шахтное базирование, при этом требовалось проработать и незащищенную пусковую установку.
Головным разработчиком определили ОКБ-586, а в качестве соисполнителей привлекли в основном организации, участвовавшие в процессе создания Р-16. Проектирование боевой стартовой позиции поручили ленинградскому ЦКБ-34, которое практически одновременно занималось
В то же время обеспечение заданных характеристик Р-26 представлялось задачей чрезвычайно трудной. Даже исходя из чисто теоретических соображений, при равной полезной нагрузке за счет худшей энергетики топлива такая ракета должна была весить как минимум на 20–25 % больше, чем Р-9А, т. е. не 85 т, а не менее 100 т. Представлялось необоснованным заявленное ОКБ-586 снижение стартового веса почти на 40 % по сравнению с Р-16 при одинаковом боевом оснащении и практически равной максимальной дальности стрельбы.
Компоновка ракеты Р-26.
Тем не менее, ракету Р-26 с заданными характеристиками изготовили и подготовили к летным испытаниям, которые, впрочем, не проводились. И не из-за каких-либо технических затруднений, а в силу изменения приоритетности задач, стоящих перед днепропетровскими ракетостроителями.
Снижение размерности Р-26 по сравнению с Р-16 (8К64) было достигнуто за счет следующих факторов.
Во-первых, энергетические возможности Р-16 (как и Р-9А) были несколько избыточны для принятого оснащения и могли обеспечить достижение дальности, на 1000 км большей минимального значения, заданного для Р-26.
Во-вторых, полезная нагрузка ракеты определяется весом не только головной части, но и аппаратуры системы управления. В связи с этим конструкторы ОКБ-586 добились включения в правительственное постановление контрольной цифры по весу этой аппаратуры — 200 кг на второй ступени, что соответствовало облегчению почти в 1,5 раза по сравнению с Р-16. Кроме того, желая поделиться ответственностью за выполнение заданной основной летно-технической характеристики не только с управленцами, но и с ядерщиками, днепропетровцы вписали в постановление доведение веса заряда до величины на 15 % меньшей, чем у реального образца, уже испытанного в 1958 г.
В-третьих, путем эволюционного совершенствования двигателей ракет Р-16 и Р-14 В.П. Глушко удалось существенно повысить их характеристики.
За прототип для двигателя первой ступени МБР Р-26 при стартовом весе, практически равном весу РСД Р-14, был принят установленный на ней РД-216 (8Д514), представлявший собой блок из пары двухкамерных РД-215 (8Д512). За счет увеличения давления в камере с 75 до 85 кг/см^2 в новом двигателе РД-224 (8Д720), состоявшем из двух двухкамерных двигателей РД-225 (8Д7210), удалось увеличить тягу на 5 т — до 155 тв наземных условиях и 181 т в пустоте, а удельный импульс, соответственно, до 251 и 294 кгс/кг, т. е. на 5 кг с/кг. Еще больший удельный импульс — 307 кг с/кг (на 14 кг-с/кг больше по отношению к двигателю второй ступени РД-219 (8Д713) ракеты Р-16) — был достигнут в основном двигателе второй ступени РД-224Д (8Д722КС). Помимо роста давления до 85 кг/см^2, этот результат объяснялся переходом от двухкамерной к однокамерной схеме, позволяющей разместить при том же диаметре отсека сопло двигателя большего расширения. При этом, естественно, тяга уменьшилась почти вдвое — до 47,7 т по сравнению с 90 т на Р-16.
В-четвертых, на Р-26 было реализовано распределение топлив по ступеням ракеты, более близкое к теоретически оптимальному. Правда, это явилось следствием не столько дополнительных проектных изысканий, сколько результатом подбора двигателей на базе имевшихся прототипов. Попутно удалось получить энергетически более выгодную схему управления первой ступени с применением газовых рулей. Так как при большем относительном весе топлива первой ступени разделение ступеней осуществлялось в относительно благоприятных условиях на больших высотах, использование принятых для Р-16 управляющих двигателей в качестве доводочных для обеспечения разделения не требовалось. Управление второй ступенью осуществлялось с помощью рулевых сопл выхлопа продуктов сгорания турбонасосного агрегата основного двигателя. Разделение ступеней предусматривалось выполнить по «горячей» схеме, под действием тяги запускаемого двигателя второй ступени.