Техника и вооружение 2015 02 - Коллектив авторов - Страница 15

Помимо тяжелого заряда, потребная энергетика ракеты определялась также тем, что на Р-36 впервые в нашей стране были применены средства противодействия ПРО. На головную часть наносилось радиопоглощающее покрытие, на днище монтировался прибор искажения радиолокационных характеристик, а в специальных контейнерах устанавливались отстреливаемые в конце активного участка внеатмосферные ложные цели. Масса размещаемых на ракете средств радиотехнической защиты головной части составила 272 кг. Отработка средств противодействии ПРО системы «Лист» велась на трассе «Капустин Яр – Балхаш» с использованием носителей на базе ракет 8К63 и 11К65. Там же проводились и испытания новых головных частей.

Даже при максимальной дальности 9000 км с позиций Р-36, размещаемых от Поволжья до Западной Сибири, обеспечивалось поражение большинства заокеанских целей. Однако военные чувствовали себя спокойнее в том случае, если бы дальность была доведена до 10000 км, что позволило бы обстреливать почти все цели с любого из позиционных районов, принятых для развертывания Р-36. Для наращивания дальности пришлось увеличить стартовый вес ракеты почти на 20 т, а длину – с 30,6 до 32,2 м путем удлинения на 1,7 м баков первой ступени. Соответствующие изменения основных характеристик были определены Постановлением от 10 марта 1964 г. №208-86, определившим наряду с дальностью 10000 км для оснащения тяжелой головной частью также стартовый вес МБР – до 185 т, продолжительность предстартовой подготовки – от 4 до 5 мин и длительность пребывания в заправленном состоянии – 5 лет.

Изменения требований к ракете претворялись в доработки конструкции не сразу. Значительная часть пусков на летных испытаниях осуществлялась ракетами ранее принятой конструкции со стартовым весом около 165 т.

Общая компоновочная схема ракеты Р-36 в значительной мере соответствовала Р-16, отличаясь от нее в первую очередь уже упомянутым исполнением обеих ступеней в одном трехметровом калибре, а также применением совмещенного днища топливных баков второй ступени и, соответственно, исключением межбакового цилиндрического приборного отсека. Основные приборы системы управления разместили в расположенном позади головной части коническом приборном отсеке, так как по объему он существенно превышал переходник, находящийся за головной частью ракеты Р-16, – сказывалось увеличение диаметра второй ступени.

Бросалось в глаза и еще одно отличие Р-36 от Р-16 – отсутствие больших баллонов сжатого газа для наддува баков ракеты. Для повышения весового совершенства и упрощения наземного комплекса объем баллонов сократили до минимума, обеспечивающего предстартовый наддув. В полете бак горючего наддувался продуктами газогенерации турбонасосного агрегата рулевого двигателя, температура которых снижалась за счет введения дополнительного горючего. Бак окислителя наддувался при помощи специального жидкостного газогенератора компонентами топлива, подаваемыми с выхода насоса этого ТНА. Из состава ракеты исключили и пусковые бачки с топливом, обеспечивающим раскрутку ТНА: его запуск осуществлялся с помощью пиростартеров.

Буксировка ракет Р-36 колесными тягачами в ходе подготовки к параду на Красной площади.

Так как в ОКБ-486 двигательные установки разрабатывались исходя из первоначальной концепции «Р-36 – это всего лишь Р-16 с заменой азотной кислоты на азотный тетраоксид», они не блистали новизной по сравнению с прототипом. Это касалось как общей концепции построения всех маршевых двигательных установок из «кубиков» – унифицированных двухкамерных двигателей (трех на первой ступени, одного на второй), так и применения «открытой» схемы с выбросом обладавших низкой энергетикой продуктов сгорания газогенератора ТНА через специальное сопло. В.П. Глушко несколько опрометчиво заверял Янгеля, что обеспечит энергетику не ниже, чем на выполненных по замкнутой схеме с дожиганием газогенераторного газа ЖРД 8Д46 и 8Д47, создавшихся в эти годы в воронежском ОКБ-154 А.С. Косбергом для челомеевской УР-200.

Однако в конечном итоге предназначенный для первой ступени Р-36 двигатель РД-251 (изделие 8Д724), состоящий из трех двухкамерных РД-250 (8Д724), уступал по удельному импульсу косберговским двигателям на 13,5 и 15 кг.с/кг в наземных и пустотных условиях соответственно. В составе ракеты разница в значении удельных импульсов двигательных установок возрастала до 16,0 кг.с/кг за счет применения на янгелевской ракете кроме маршевого также и рулевого двигателя. Косберговские двигатели имели поворотные камеры, что исключало необходимость установки менее экономичных рулевых двигателей.

Но по сравнению с ракетой Р-16 характеристики новых глушковских двигателей значительно улучшились. Так, на первой ступени наземная тяга возросла с 226 до 241 т, пустотная с – 266 до 270 т, а соответствующие показатели удельного импульса увеличились с 246 до 270 и с 289 до 301 кг.с/кг. Достигнутый прирост энергетики (в среднем 18 кг.с/кг) в основном определялся применением нового окислителя, при этом разность примерно в 5 кг.с/кг обеспечивалась повышением давления в камере с 75 до 85 кг/см² , что уже было реализовано в двигателях для несостоявшейся Р-26.

Значительное улучшение характеристик было достигнуто в маршевом двигателе второй ступени. Тяга возросла с 90 до 96 т, а удельный импульс увеличился с 293 до 317,6 кг.с/кг. Как уже отмечалось, для перехода к оснащению ракеты мощнейшей головной частью решили увеличить расширение сопл двигателей второй ступени без увеличения габаритов, что достигалось дальнейшим ростом давления в камере с 85 до 91 кг/см² . Превышение этой характеристики над показателем двигателя первой ступени – случай нетипичный, не соответствующий всем канонам оптимизации проектных параметров ракеты.

Рулевые двигатели были созданы на базе соответствующих агрегатов Р-16, при этом тяга двигателя первой ступени 8Д68 (около 29 т) осталась практически на уровне его прототипа 8Д63, а на второй ступени – увеличилась с 4,92 т у 8Д64 до 5,53 т у 8Д69. В новых рулевых двигателях применили новые материалы, изменили профили сопл, ввели антивибрационные перегородки, а на второй ступени заменили центробежные форсунки шнековыми.

Для обеспечения многолетней эксплуатации ракеты в заправленном состоянии разработали гидравлическую систему предохранения топливных баков, а в топливных магистралях применили мембраны свободного и принудительного прорыва.

Ряд новшеств внесли в конструкцию и технологию изготовления топливных отсеков ракеты. Нашли применение прессованные панели с продольным силовым набором из сплава АМг-6, новые распорные шпангоуты в месте связи днища с обечайкой бака, обеспечивающие стыковку с сухими отсеками. Внедрение автоматической аргонодуговой сварки топливных систем повысило герметичность сварных швов. Для изготовления кольцевых заготовок большого диаметра из АМгб вместо ковки применили более экономичную технологию раскатки, что привело к трехкратному снижению стоимости.

Приборные отсеки изготавливались из магниевых сплавов МА2-1 и ВМ65-1, а на их наружную поверхность наносилось тонкослойное теплоизолирующее покрытие на основе древесной муки и фенолформальдегидного лака.

В ходе проектирования корпуса боевых блоков массу конструкции снизили за счет учета деформационного и предельного состояния силовых элементов. На наружную поверхность наносилось специальное теплозащитное радиопоглощающее покрытие, разработанное совместно с ВИАМ.

При создании Р-36 была обеспечена высокая степень унификации с Р-16: до 30% – по элементам конструкции и до 60% – по технологической оснастке.

Июньским постановлением 1962 г. для Р-36 задавалось применение с уже развертываемого на боевых позициях стартового оборудование комплексов Р-16. Однако наземные комплексы, составлявшие две трети группировки Р-16, оказались малопригодны для новой ракеты. Время пуска из постоянной готовности превышало 2 ч, а длительно стоять на воздухе с заправленными баками Р-36 не могла из-за узкого температурного диапазона эксплуатации азотного тетраоксида. К этому времени для королевской Р-9А был разработан более совершенный наземный комплекс «Долина», обеспечивающий подготовку к старту из постоянной готовности за 20 мин при реализации ускоренной автоматизированной заправки ракеты.