В начале 60-х гг. в США была разработана и принята на вооружение тяжелая МБР "Титан-2" со стартовой массой 150 т. Это была первая американская МБР на высококипящих компонентах топлива (четырехокись азота и аэрозин-50), она была способна доставить ядерный заряд большой мощности (10 Мт) на дальность 10,2 тыс. км с точностью 2,5 км. Уже к началу 1964 г. на боевом дежурстве на территории США стояли 54 ракеты "Титан-2", размещенные в шахтных пусковых установках с защищенностью 20-70 кг/см².

Отечественная МБР Р-16 существенно уступала американской ракете по мощности ядерного заряда (5 Мт) и точности стрельбы (10 км). Для поражения каждой из американских тяжелых ракет, по расчетам советских военных специалистов, требовалось от 4 до 14 ракет типа Р-16. Однако, как заявил глава правительства Н. С. Хрущев, у СССР имеется сверхмощный термоядерный заряд. Следовательно, первостепенной задачей становилось создание тяжелого носителя, способного доставить этот заряд в нужное место. Для поражения американских шахт с ракетами 'Титан-2" требовалось всего одна-две таких ракеты.

В стратегическом плане у руководства СССР, помимо главной задачи — скорейшим образом нарастить общее количество МБР, по которым США в 1962 г. имели семикратное превосходство, — появилась вторая, не менее важная — создать ракету, способную нести самый мощный из существующих ядерных боеприпасов в мире. При этом требовался новый качественный скачок: во-первых, резкое увеличение времени хранения ракеты в заправленном состоянии для повышения боеготовности, во-вторых, существенное повышение живучести создаваемых ракетных комплексов, в-третьих, способность ракет преодолевать американскую систему противоракетной обороны.

В связи с этим в основных ракетных ОКБ страны начинаются проектные разработки боевых ракет тяжелого класса.

В ОКБ-1 С. П. Королева начались работы по созданию глобальной ракеты ГР-1. Она должна была выводить на околоземную орбиту специальную ступень, которая затем через один-несколько витков должна была спуститься и поразить цель. Вследствие невозможности прогнозирования района падения головной части при движении на орбитальном участке полета применение этого ракетного комплекса должно было затруднить работу ПРО вероятного противника. В этом было главное преимущество разрабатываемой ракеты. Работы по этому комплексу были заданы постановлением правительства от 24 сентября 1962 г. По всей вероятности, разработка глобальной ракеты началась еще раньше, так как уже 15 марта 1962 г. Н. С. Хрущев заявил, что мы можем запустить ракеты не только через Северный полюс, но и в противоположном направлении.

ОКБ-586 М. К. Янгеля выступило с проектом тяжелой МБР Р-36 со стартовой массой порядка 180 т в двух вариантах: баллистическом и орбитальном. Предложение получило одобрение, и 16 апреля 1962 г. вышло постановление правительства № 346-160, которым ОКБ-586 поручалось создание тяжелой МБР Р-36, не имевшей аналогов за рубежом, с началом ЛКИ в баллистическом варианте — в IV квартале 1963 г., в орбитальном — в III квартале 1964 г.

Еще раньше с крупными предложениями выходит в правительство ОКБ-52 В. Н. Челомея, усиленное авиационным КБ В. М. Мясищева и опытным авиазаводом М. В. Хруничева и пользующееся огромной поддержкой главы государства. ОКБ-52 предложило сразу три проекта:

— двухступенчатой жидкостной МБР УР-200 со стартовой массой около 138 т, дальностью 12-14 тыс. км, с ядерными ГЧ,

— малогабаритной двухступенчатой МБР УР-100 со стартовой массой порядка 40 т, дальностью до 12 тыс. км, с двумя вариантами ГЧ — на 0,5 и 1,1 Мт,

— тяжелой жидкостной ракеты УР-500 со стартовой массой 620 т, способной доставить термоядерный заряд мощностью более 10 Мт на дальность порядка 12 тыс. км.

Правительством было дано разрешение на разработку всех предлагавшихся ракетных комплексов, чтобы впоследствии иметь возможность выбора наилучших образцов для принятия на вооружение. Это было сделано впервые. Основные ракетные КБ страны вступили в открытое соревнование на разработку лучшей МБР.

Компоновка ракеты Р-З6

ЭТАПНАЯ Р-36

Эскизный проект ракеты Р-36 был выпущен в первом квартале 1962 г. и предусматривал использование головных частей 8Ф671 — для стрельбы на основную дальность и 8Ф672 — для стрельбы на повышенную дальность.

Основными разработчиками являлись:

— ОКБ-586 — головное по ракетному комплексу в целом, конструкции ракеты и рулевым двигателям первой и второй ступеней,

— завод № 586 — по изготовлению ракет для экспериментальной отработки, летных испытаний и постановки на вооружение,

— ОКБ-456 — по маршевым двигателям обеих ступеней ракеты,

— ОКБ-692 — по системе управления и наземной проверочно-пусковой аппаратуре,

— НИИ-944 — по командным гироприборам системы управления,

— КБ-11 — по специальным зарядам и автоматике головных частей,

— ЦКБ-34 — по шахтной пусковой установке и командному пункту БРК,

— НИИ АП — по системе боевого управления.

Конструктивно ракета Р-36 была выполнена по двухступенчатой схеме с продольным делением ступеней. Первая ступень Р-36 была по компоновке аналогична первой ступени ракеты Р-16. В конструкции второй ступени впервые было применено совмещенное днище топливного бака, что позволило уменьшить свободный внутренний объем ступени.

Двигательная установка первой ступени РД-251 (8Д723) состояла из трех двухкамерных двигателей и рулевого двигателя РД-68М (8Д68) с четырьмя поворотными камерами. ДУ второй ступени состояла из двухкамерного ЖРД РД-252 (8Д724), аналогичного по конструкции блокам ДУ первой ступени, четырехкамерного рулевого ЖРД РД-69М (8Д69). Все двигатели были выполнены по открытой схеме. Горячий наддув топливных баков производился с помощью специальных газогенераторов, работающих на основных КРТ, отбираемых из системы питания рулевых двигателей ступеней. Это обеспечивало существенное уменьшение расхода сжатых газов от системы газоснабжения ШПУ. На обеих ступенях устанавливалась система одновременного опорожнения баков, позволявшая уменьшить гарантийные запасы топлива. Разделение ступеней производилось по "холодной" схеме с торможением отделяемой ступени специальными твердотопливными двигателями.

Первоначально планировалось, что СУ будет комбинированной с использованием радиоуправления для повышения точности попадания. Однако в ходе летных испытаний выяснилось, что автономная система управления обеспечивает заданную точность (5 км), и система радиоуправления была исключена.

Ракета размещалась в ШПУ, имеющей глубину 41,5 м, с диаметром ствола 8,3 м и диаметром пускового стакана 4,64 м.

После установки ракеты в ШПУ и ее заправки внутренние полости топливных баков изолировались от атмосферы гидравлической системой предохранения топливных баков, выполненной на уровне изобретения. Ампулизированная ракета должна была храниться в заправленном и боеготовом состоянии в течение всего гарантийного срока эксплуатации. Первоначально гарантийный срок составлял пять лет, впоследствии был доведен до 7,5 лет.

Ю. А. Андрианов Л. В. Орлинская

К основным особенностям ракеты Р-36, в значительной степени определившим ее технические характеристики, относились:

— реализация "горячей" схемы наддува топливных баков ракеты с использованием в качестве рабочего тела продуктов сгорания основных компонентов топлива,

— применение гидравлической системы предохранения топливных баков,

— внедрение автоматической аргонодуговой сварки топливных систем, что существенно повысило герметичность сварных швов,

— применение в топливных магистралях мембран свободного и принудительного прорыва,

— применение пороховых стартеров, позволивших существенно упростить процесс запуска двигателей,

— внедрение в конструкцию топливных баков прессованных панелей из сплава АМг6,

— отсутствие надобности пристартового хранилища компонентов топлива,

— исключение необходимости непосредственного участия обслуживающего персонала в процессе подготовки ракеты к пуску.

Наземная экспериментальная отработка ракеты началась уже в 1962 г. Ведущим конструктором ракеты Р-36 был назначен М. И. Галась, его помощниками — Ю. А. Андрианов и Л. В. Орлинская.

Разработанные КБ-4 рулевые двигатели первой ступени 8Д68 (тягой 29,1тс) и второй ступени 8Д69 (тягой 5,53 тс) отрабатывались на стендах № 1, 2, 3 отдела 49. Начальником отдела стал С. Н. Рябинков, сменивший на этом посту В. С. Инюшина, который, будучи заместителем Главного конструктора КБ-4, по совместительству исполнял обязанности начальника отдела 49. Эти двигатели были созданы на базе прототипов 8Д63 и 8Д64 с некоторыми конструктивными изменениями для повышения надежности и экономичности: изменен материал наружной стенки камеры сгорания, перепрофилировано сопло и др. В ходе отработки двигателей были введены антивибрационные перегородки для повышения устойчивости, и 16 центробежных форсунок заменены шнековыми (на двигателе 8Д69).

Система "горячего" наддува баков была практически отработана еще в период разработки ракеты Р-26 на стендах № 6 (начальник В. Н. Лагутин) и № 17 (начальник Ю. П. Знобишин) отдела 16 (начальник Г. Д. Хорольский). На стенде № 6 отрабатывался бак окислителя, на стенде № 17 — бак горючего.

Для отработки входных мембран турбонасосов двигателя в 1962 г. в отделе 16 введены в эксплуатацию стенды № 13 и 14.

Поскольку маршевые двигатели первой и второй ступеней были автономно отработаны на стендах ОКБ-456, а система питания с "горячим" наддувом и работающими двигателями была отработана при стендовых испытаниях ракеты Р-26, комплексные стендовые испытания ступеней ракеты Р-36 в НИИ-229 было решено не проводить, а допустить автономно отработанные системы ракеты сразу к летным испытаниям.

А.Н.Квитницкий М. В. Лобанова

В конструкцию ракеты Р-36 было заложено много новых материаловедческих и технологических решений, требовавших освоения с привлечением специализированных организаций.

Совместно с НИИ-88 в конструкцию приборных отсеков были внедрены магниевые сплавы МА2-1 и ВМ65-1, обеспечившие снижение массы отдельных узлов до 25 процентов. Применение этих сплавов потребовало защиты их от теплового воздействия на активном участке траектории. Для этой цели совместно с НИИ-88 было создано тонкослойное теплоизолирующее покрытие на основе древесной муки и фенолформальдегидного лака, работоспособное при температурах до 600°С.

Для изготовления крышек, желобов, экранов и обтекателей с участием ВИАМ и НИИПМ был освоен стеклопластик АФ-10ПО, обладающий повышенными механической прочностью и теплостойкостью.

Взамен ранее существовавшего механического соединения стрингеров с фитингами совместно с Каменск-Уральским металлургическим заводом была отработана технология изготовления профилей с законцовками из алюминиевого сплава В95.

Удалось существенно (в 3,5 раза) снизить стоимость изготовления кольцевых заготовок большого диаметра из сплава АМг6, внедрив более прогрессивную технологию раскатки (вместо ковки на вертикальных прессах), при этом улучшились механические свойства заготовок и получаемых из них деталей.

Для снижения радиозаметности ГЧ на пассивном участке траектории совместно с ВИАМ было разработано специальное теплозащитное радиопоглощающее покрытие.

Решающий вклад во внедрение этих материаловедческих и технологических новшеств внесли работники отдела 9 А. Н. Квитницкий, Ю. Е. Орленко, Г. А Кириченко, М. В. Лобанова, В. В. Еремеева, М. Т. Плотник, В. С. Давыдова, Н. А. Давидюк.

За разработку нового метода получения крупногабаритных металлургических полуфабрикатов из легких сплавов, организацию промышленного производства ребристых панелей большой кривизны и их внедрение в конструкции ракетной, авиационной техники и судостроения группе специалистов, в том числе начальнику отдела 9 М. А. Ахметшину в 1964 г. была присуждена Ленинская премия.

Неординарные конструктивно-силовые решения потребовали проведения широких теоретических и экспериментальных исследований по прочности. В результате этих исследований были отработаны и внедрены:

— нагартованные сплавы АМг6Н с более высокой отдачей на сжатие и внутреннее давление (Н. М. Степанов),

— принципиально новые распорные шпангоуты, обеспечивающие стыковку отсеков и одновременно воспринимающие распорные усилия в месте связи днища с корпусом бака (В. И. Моссаковский, И. Ф. Дудник, В. С. Гудрамович),

И. Ф. Дудник М. М. Цветков Л.В.Андреев

— оболочки баков с продольным силовым набором из прессованных панелей и поперечным силовым набором в виде навесных шпангоутов (М. М. Цветков, Л. П. Маневич),

— корпуса боевых блоков с увеличенной весовой отдачей за счет учета деформационного и предельного состояния силовых элементов (Л. В. Андреев, И. Ф. Ларионов, Ю. М. Муляр).

При создании ракеты Р-36 была достигнута высокая степень преемственности с ракетой 8К64У. Заимствованные и нормализованные детали составляли до 30 процентов, а степень заимствования технологической оснастки (штампы, инструмент, приспособления) достигла 60 процентов.

В ходе разработки ракеты Р-36 организации-разработчики ядерных зарядов провели цикл испытаний, позволивших выйти в правительство с предложением замены зарядов, ранее намеченных для этой ракеты, на более совершенные. В их числе был самый мощный в мире термоядерный заряд, остающийся таковым и по сегодняшний день. 14 февраля 1963 г. вышло специальное Постановление правительства № 182-80 "О замене специальных зарядов на ракете Р-36 и введении дополнительного заряда А604Г". В соответствии с ним в марте ОКБ-586 выпустило дополнение к эскизному проекту "Ракета Р-36 с головной частью 8Ф675".

Введение новых головных частей — 8Ф674 с зарядом Р354Г и 8Ф675 с зарядом А604Г — не требовало кардинальных изменений в конструкции ракеты. Из-за более тяжелой ГЧ 8Ф675 пришлось лишь увеличить количество разрывных болтов ее крепления до 8 штук, что совместно с необходимостью использования более мощного такелажа для стыковки ГЧ привело к доработке приборного отсека ракеты.

Одной ракетой Р-36 с ГЧ 8Ф675 можно было уничтожить любую военно-промышленную или административно-политическую цель, а также стартовую позицию ракеты с существовавшей тогда защищенностью. Эскизный проект самой ГЧ 8Ф675 был выпущен в июне 1963 г. Однако военные посчитали дальность, достигаемую ракетой с этой ГЧ, недостаточной и предложили увеличить ее до 10 тыс. км. Это было реализовано увеличением длины топливных баков первой ступени примерно на 1,5 м с соответствующим увеличением стартовой массы ракеты. Внедрять это изменение в конструкцию ракеты пришлось уже в ходе летных испытаний.

Внешний вид ракеты Р-36

Параллельно шла работа над эскизным проектом ракеты Р-36 в орбитальном варианте, который был выпущен в декабре 1962 г. В качестве первой и второй ступеней использовались ступени ракеты Р-36 баллистического варианта с незначительными изменениями конструкции. Новым функциональным элементом орбитальной ракеты явилась орбитальная головная часть, состоявшая из боевого блока 8Ф673 и отсека управления 8Ф021. Отсек управления содержал инерциальную систему управления с радиовысотомерной коррекцией и тормозную двигательную установку на штатных для ракеты компонентах топлива. Орбитальная головная часть выводилась на круговую или слабоэллиптическую орбиту вокруг Земли первой и второй ступенями ракеты, а сход с орбиты осуществлялся включением тормозного ЖРД на время, необходимое для сообщения боевому блоку параметров движения, требуемых для попадания в заданную точку. После этого отсек управления отделялся и отводился от боевого блока, совершавшего вход в атмосферу и полет к цели.

Применение орбитальной головной части обеспечивало внезапный подход к цели с любого направления и поражение целей, расположенных в любой точке земного шара.

Конструктивно отсек управления 8Ф021 состоял из конического корпуса клепаной конструкции с продольным и поперечным силовым набором, двух торовых емкостей, расположенных одна над другой с общей смежной стенкой, и однокамерного ЖРД 8Д612, расположенного в центре торовых емкостей. Отсек управления имел собственную систему управления, разработанную ОКБ-692 и включавшую в себя инерциальную систему наведения с использованием радиовысотомерной коррекции от бортового радиолокатора, а также систему успокоения, ориентации и стабилизации.

Разработка двигателя 8Д612 была поручена специализированному двигательному КБ-4 ОКБ-586. К двигателю предъявлялись высокие требования по экономичности, массе и надежности, так как он предназначался для торможения и управления орбитальной головной частью по всем каналам стабилизации. При проектировании двигателя было применено смелое техническое решение: впервые в практике отечественного двигателестроения в содружестве с УкрНИТИ и лабораториями холодной штамповки и пайки завода № 586 было разработано и освоено в производстве трубчатое сопло камеры сгорания двигателя. Трубчатая конструкция камеры была замечательна и тем, что она была ремонтопригодной — в случае повреждения трубки не составляло особого труда ее запаять. Весомый вклад в успех этого дела внесли П. А. Плескановский (гидроформовка трубок), В. А. Сахнов (идеология пайки трубчатых оболочек), Л. В. Кухарь (конструкция трубчатой оболочки). Для внутренней стенки теплонапряженных участков камеры сгорания были применены медные сплавы, наружное охлаждение камеры осуществлялось двумя компонентами топлива. Благодаря указанным новшествам камера сгорания двигателя 8Д612 получилась примерно на 20 процентов легче камер своего класса. Двигатель имел достаточно высокий удельный импульс тяги — 312,2 кгс · с/кг и регулирование тяги в пределах ±7 процентов.

Предварительный наддув топливных баков производился еще перед пуском ракеты и сохранялся в полете до начала работы двигателя. При работе двигателя наддув баков осуществлялся горячим газом, получаемым в газогенераторе — для бака окислителя и в смесителе — для бака горючего. Газогенератор и смеситель работали на основных компонентах топлива, отбираемых от турбонасосного агрегата двигателя.

Специфические условия запуска двигателя потребовали создания и проверки эффективности топливозаборных устройств, работавших в невесомости. Турбонасосные агрегаты, газогенераторы и камера сгорания отрабатывались на стендах № 5А, 5Б, 5В отдела 49. Отработка систем наддува баков проводилась на стендах № 6 и 17 отдела 16 с сентября 1963 г. по август 1964 г. Завершающим этапом отработки были огневые стендовые испытания опытной конструкции ОК-2652, являвшейся специально доработанным вариантом отсека 8Ф021.

Комплексные испытания тормозной двигательной установки ОГЧ проводились совместно с ЛИИ МАП на летающей лаборатории ТУ-16 с запуском двигателя 8Д612 в условиях невесомости. Местом испытаний были выбраны расположенные в зоне ГЦП-4 войсковые части 15646 и 15650. Техническое руководство испытаниями осуществлял заместитель Главного конструктора ОКБ И. И. Купчинский. Всего испытывалось пять отсеков, с которыми в июле-ноябре 1964 г. было выполнено десять полетов. Из них в трех полетах производился запуск двигателя, а в остальных проверялись работоспособность сетчатых воздухоотделителей, вибропрочность конструкции, качество приема телеинформации, возможность аварийного слива топлива в полете и т. п. В этих испытаниях участвовали В. А. Антонов, С. Т. Закаблук, Б. К. Григорьев, Ю. С. Палеев, К. А. Луарсабов, Б. А. Шевченко, В. В. Шепель.

Тормозная двигательная установка ОГЧ Компоновка орбитальной ГЧ

Комплексные испытания прошли успешно, показав работоспособность системы питания даже при отрицательных (до -0,03 g) перегрузках, что позволило допустить орбитальный отсек к летным испытаниям в составе ракеты.

Б. К Григорьев Ю. С. Палеев

Летно-конструкторская отработка ракеты Р-36 обоих вариантов проводилась на НИИП-5 (Байконур). На полигоне были развернуты три экспериментальных комплекса: наземный (площадки 67 — стартовый комплекс и 68 — пункт радиоуправления), шахтный групповой (площадка 80), шахтный с одиночными ПУ (площадки 102, 140, 141 — для Р-36 баллистического варианта и площадки 160, 162 — для орбитального варианта). В качестве технической позиции использовалась ТП ракеты Р-16 на площадке 42, переоборудованная для работ с ракетой Р-36 баллистического варианта, а для ракеты орбитального варианта на той же площадке было построено специальное арочное сооружение 40.

Строительство наземного экспериментального комплекса началось в феврале 1963 г. по проекту КБТМ (Главный конструктор В. П. Петров). Стартовый комплекс состоял из двух пусковых устройств со стационарными установщиками. К каждому ПУ шел железнодорожный путь от хранилища ракет. На комплексе размещались командный пункт, хранилище компонентов топлива и сжатых газов, дизельэлектростанция, системы подготовки и пуска ракеты, автоматической заправки топливом, пожаротушения и др. Командный пункт размещался в подземном бункере и был соединен со всеми сооружениями патернами.

Групповой шахтный комплекс на площадке 80 в 1964 г. был реконструирован из группового шахтного СК "Шексна" для испытаний ракет Р-16У в шахтный стартовый комплекс для сравнительных испытаний ракет тяжелого класса трех типов: Р-16У, Р-36 и УР-200. Каждая из шахт комплекса предназначалась только для одного типа ракет. Реконструкция производилась по документации ЦКБ-34 (Главный конструктор Е. Г. Рудяк).

Шахтный комплекс с одиночными пусковыми установками состоял из шести ШПУ, рассредоточенных на 8-10 км друг от друга, дистанционно управляемых из единого подземного командного пункта, сооруженного на площадке 111. В дальнейшем количество ШПУ было доведено до десяти. Каждая ШПУ типа ОС состояла из оголовка и вертикального ствола, в котором размещался пусковой стакан с направляющими и газоотражателем. Пусковая установка перекрывалась специальным защитным устройством (крышей) сдвижного типа, обеспечивавшим герметизацию ствола шахты и защиту ракеты от поражающих факторов ядерного взрыва. В оголовке стартового сооружения размещались источники электроснабжения, аппаратура и оборудование технических и технологических систем, которые обеспечивали длительное хранение ракет в заправленном состоянии, а также дистанционное проведение операций по подготовке к пуску и пуск ракеты. Для заправки компонентами топлива применялись передвижные заправочные средства. Подготовка к пуску и пуск ракеты могли проводиться дистанционно — с командного пункта боевого ракетного комплекса или автономно — с каждой стартовой позиции из оголовка ПУ. Время подготовки к пуску ракеты Р-36 составляло 5 мин.

Председателем Государственной комиссии по летным испытаниям баллистического варианта ракеты Р-36 был генерал-лейтенант Михаил Григорьевич Григорьев, первый заместитель командующего ракетной армией, крупный военный специалист в области ракетно-космической техники. Техническим руководителем испытаний, заместителем председателя Госкомиссии был М. К Янгель.

Летные испытания ракеты Р-36 баллистического варианта шли очень трудно, сопровождались многочисленными авариями, число которых на определенных этапах превышало число нормальных пусков. Самое обидное состояло в том, что в процессе испытаний не было выявлено никаких принципиальных просчетов, не пришлось столкнуться с новыми, не известными ранее явлениями. Все пуски ракет в 1963-1964 гг. проходили с наземного стартового комплекса.

Первый пуск был назначен на 28 сентября 1963 г. и был аварийным. Ракета сгорела на стартовом столе. Причиной этого, как оказалось, была неудачная геометрия двускатного стартового стола новой конструкции.

Старт был восстановлен и доработан, на ракете была усилена теплозащита нижнего торца. Следующий пуск — 3 декабря — прошел нормально. Через 10 дней третий пуск — аварийный. Из-за несовершенства конструкции контакта подъема не прошла команда на включение маршевого двигателя. Ракета, простояв на стартовом столе с работающим рулевым двигателем 35 с, взорвалась.

После девятого пуска сложилась критическая ситуация, когда количество аварийных пусков достигло шести. Лишь после двенадцатого старта счет стал равным — 6:6.

Учитывая жесткую конкурентную борьбу, ситуация для ОКБ складывалась крайне неблагоприятная. Как пишут в книге "Янгель. Уроки и наследие" Л. В. Андреев и С. Н. Конюхов,

М. К. Янгель предпринимает смелый шаг. Он начинает пуски ракет Р-36 на дальнюю акваторию, на расстояние 14 тыс. км, недосягаемое для ракеты УР-200. Пуск ракеты 13Л состоялся 5 августа 1964 г. Полный успех! Значит, ракета может летать на предельную дальность. Следующий пуск — 11 августа — опять аварийный! А на конец сентября назначена демонстрация ракетной техники высшему руководству страны, по результатам которого Н. С. Хрущев должен был окончательно решить: какую ракету — УР-200 или Р-36 — принять на вооружение. 9 сентября повторяется пуск ракеты Р-36 в район акватории — все нормально. Теперь впереди главное испытание — участие в смотре ракетной техники.

24 сентября на полигон прибыл глава государства Н. С. Хрущев в сопровождении Председателя Президиума Верховного Совета СССР Л. И. Брежнева, заведующего отделом ЦК КПСС И. Д. Сербина и министра обороны маршала Р. Я. Малиновского. Первым докладывал о своих разработках В. Н. Челомей. Красочно оформленные плакаты, великолепный доклад. Однако последовавший за ним неудачный пуск ракеты УР-200 смазал все впечатление. После обеда высокие гости проследовали на экспозицию С. П. Королева, а на следующий день государственный кортеж прибыл на площадку М. К. Янгеля. Дальше слово опять Л. В. Андрееву и С. Н. Конюхову:

Испытания ракеты Р-36 продолжались далее из шахтных пусковых установок. Первый пуск с площадки 80, где был развернут шахтный групповой экспериментальный комплекс, состоялся 14 января 1965 г. и оказался здесь последним. По воспоминаниям очевидца, одного из участников пуска, испытателя В. Н. Кузнецова:

Причиной аварии был выход из строя турбонасосного агрегата двигателя первой ступени ракеты.

Впоследствии из оставшихся двух шахтных стволов комплекса ствол "А", предназначавшийся для ракеты УР-200, которая так и не появилась в нем, был реконструирован, и в нем была установлена ракета Р-36 на длительное хранение с последующим пуском, который прошел успешно.

С июля 1965 г. проходили пуски ракет Р-36 из одиночной ШПУ площадки 140. Дальнейшие пуски шли нормально. В декабре 1965 г. испытания успешно закончились подписанием отчета Госкомиссии с рекомендацией начать серийное изготовление ракеты Р-36.

После двухлетней опытно-боевой эксплуатации ракета Р-36 баллистического варианта под индексом 8К67 21 июля 1967 г. была принята на вооружение РВСН.

Впервые ракета Р-36 открыто была показана на военном параде в Москве 7 ноября 1967 г., но без рулевых двигателей второй ступени и с нестандартной головной частью.

В. М. Кульчев, главный технолог ЮМЗ в 1963-1985 гг.

Первый ракетный полк с ракетами Р-36 стал на боевое дежурство 5 ноября 1966 г. С 1965 по 1973 гг. было развернуто 268 пусковых установок ракет Р-36. Они были сняты с вооружения в 1978 г. в связи с заменой на более совершенные образцы ракетного вооружения.

Летные испытания ракеты Р-36 орбитального варианта начались в декабре 1965 г. Государственную комиссию возглавлял начальник Военной академии им. Ф. Э. Дзержинского генерал-лейтенант Федор Петрович Тонких.

В ходе испытаний было запущено 19 ракет, в том числе по району "Кура" — 4 ракеты, по району Новая Казанка — 13 ракет, по акватории Тихого океана — 2 ракеты. Из них — 4 аварийных пуска, главным образом, по производственным причинам. В пуске № 17 было осуществлено спасение головной части 8Ф673 с помощью парашютной системы. Летные испытания были завершены 20 мая 1968 г. Госкомиссия рекомендовала принять орбитальную ракету Р-36 под индексом 8К69 на вооружение, что и было сделано постановлением правительства от 19 ноября 1968 г.

Первый и единственный полк с орбитальными ракетами 8К69 заступил на боевое дежурство 25 августа 1969 г. на НИИП-5. В составе полка было развевернуто 18 пусковых установок.

Орбитальные ракеты 8К69 были сняты с боевого дежурства в январе 1983 г. в связи с заключением Договора об ограничении стратегических вооружений (ОСВ-2), в котором был оговорен запрет на подобные системы.

При разработке комплекса с ракетой Р-36 впервые использовался количественный подход к оценке и обеспечению надежности ракетно-космической техники. Это было обусловлено рядом объективных причин, основные среди них: стремление Заказчика задавать требования по надежности в количественной форме, исходя из задач боевой эффективности (планирования боевых операций), желание создателей РКТ производить продукцию самого высокого качества, в том числе и в смысле надежности. Немаловажным было и то, что американские специалисты к тому моменту широко использовали количественную трактовку надежности в разрабатываемых жидкостных и твердотопливных ракетах ("Титан-2", "Поларис", "Минитмен").

Вхождение в надежность не было одномоментным актом; ему предшествовал ряд важных организационных и научно-технических шагов. Проблема должна была вызреть, прежде чем стать достоянием широкой практики. Организация работ по надежности в ОКБ проходила в два этапа: создание службы надежности и организация отдела надежности.

В начале 60-х гг. во многих подразделениях предприятия усилиями энтузиастов стихийно сложились "ячейки" по надежности, которые использовали количественные методы оценки надежности. В числе первых были "ячейки" в отделе 3 (Е. Я. Егорцев, В. И. Перлик, В. М. Лира), КБ-2 (В. А. Шапошников), КБ-3 (В. А. Башкиров), КБ-4 (А. В. Сердюк, А Т. Бабич, Н. П. Корнилов), КБ-5 (В. А Глазков, В. Г. Грушевой, Д. Д. Никозаков), КБ-6 (А. И. Остапенко, В. Н. Цыганов), отделе 34 (Ю. И. Саввин, И. Н. Спиридонов, В. П. Ковригин), отделе 61 (Л. В. Фалько, Л. Д. Чумаков).

В тот же период под эгидой Заказчика развернулась широкая пропаганда идеи количественного анализа надежности РКТ. Проводились научно-технические конференции, семинары, совещания, в которых активно участвовали представители промышленных организаций MOM (ЦНИИмаш, КБ, заводы, отраслевые НИИ). В этой ситуации стала очевидной необходимость внедрения количественных методов оценки и обеспечения надежности в практику создания РКТ. В итоге, всеми заинтересованными сторонами было принято согласованное решение провести количественную оценку надежности БРК ракеты Р-36.

Для ОКБ и его кооперации это была совершенно новая стратегическая задача: не отвергая традиционные методы, продуктивно использовать преимущества количественного подхода к обеспечению надежности и внедрить его в практику создания БРК. Нужно было срочно переосмыслить технику и организацию работ с учетом количественной трактовки надежности.

Главный конструктор М. К Янгель принял решение провести НТС, посвященный данной проблеме. Вспоминают Е. Я. Егорцев и В. И. Перлик:

НТС состоялся 22 марта 1965 г. На него были приглашены представители всех "ячеек" надежности. Во вступительном слове М. К. Янгель призвал членов президиума НТС определиться со структурой службы надежности.

После официальных сообщений о состоянии проблемы надежности в отрасли (организация работы и методы оценки) и выступлений представителей "ячеек" М. К. Янгель предложил высказаться всех присутствующих членов президиума: В. С. Будника, В. М. Ковтуненко, Н. Ф. Герасюту, В. Ф. Уткина, П. И. Никитина, Э. М. Кашанова, В. И. Кукушкина и др. Мнения были разные, но все сошлись в одном: надо создавать службу надежности во главе с центральным подразделением. Итогом прозвучали слова В. И. Кукушкина: "Надо автомобиль надежности сдвинуть с места".

По результатам НТС вышел приказ начальника предприятия № 171-К от 26 марта 1965 г., в котором, в частности, говорилось: "Организовать службу надежности ОКБ в соответствии с решением НТС от 22 марта 1965 г. и сектор надежности в проектном отделе 3. Назначить Е.Я.Егорцева и. о. начальника сектора надежности".

К этому моменту специалисты НИИ-4 МО, ЦНИИмаш и промышленных организаций MOM сделали важные шаги по методологии надежности. Было осознано, что для каждой системы существует оптимальный уровень надежности по критерию минимума стоимости выполнения задач, а средством определения надежности систем являются вероятностно-статистические методы. Интенсивно велась работа над первой редакцией "Методики определения и контроля надежности ракетного вооружения", в которой активно участвовали работники ОКБ.

Свое боевое крещение вновь созданная служба надежности получила в процессе разработки ракеты Р-36. Впервые в практике проведения Совета Главных конструкторов появилась секция по надежности, на которой специалисты обсуждали состояние оценки надежности составных частей ракеты и комплекса. Результаты ЛКИ давали богатый материал для анализа надежности. Начало ЛКИ, как известно, складывалось весьма драматично. При подготовке отчета по ЛКИ М. К. Янгель придирчиво анализировал каждый аварийный пуск с точки зрения возможного повторения отказов. Пришло время давать заключение госкомиссии о достигнутом уровне количественных показателей надежности: полетной надежности и подготовки к пуску и пуска (по коэффициенту готовности принятие решения переносилось на этап эксплуатации).

Всего было произведено 146 пусков всех модификаций ракеты Р-36 и достигнута полетная надежность 0,956, а обобщенный показатель надежности оказался равным 0,95 за счет высоких значений коэффициента готовности и показателя подготовки к пуску и пуска. Оценка количественных показателей надежности проводилась по "Методике оценки и контроля надежности ракетного вооружения", в основу которой положен принцип объединения расчетной и экспериментальной информации с последующим уточнением значений показателей надежности по мере накопления статистической информации. Полученные значения показателей надежности ракеты Р-36 и комплекса в целом послужили в будущем ориентиром для формулирования требований по надежности на вновь разрабатываемые БРК.

Расширение фронта работ предприятия по боевой тематике, стремление Заказчика задавать требования по надежности в ТГТ на новые БРК, необходимость разработки собственных нормативно-технических и методических документов и другие актуальные задачи требовали усиления роли центрального звена (сектора) службы надежности. М. К. Янгель принимает решение создать в проектном комплексе отдел надежности (приказ №32 от 28 июля 1966 г.). Начальником отдела 32 был назначен молодой, энергичный, с опытом организационной и конструкторской работы инженер С. Н. Конюхов. Отдел пополнился опытными проектантами, конструкторами, баллистиками и испытателями (В. А. Башкиров, П. П. Митрошин, В. В. Бинкевич, Э. М. Свириденко, В. Н. Цыганов и др.). Одновременно были укреплены группы надежности в комплексе 4, КБ-4, КБ-5. В качестве одной из главных задач отделу надежности предписывалось разрабатывать и вести единые программы обеспечения надежности (ПОН) БРК. В течение многих лет ПОН играли ведущую роль в обеспечении, оценке и контроле надежности всех разрабатываемых ОКБ ракетных комплексов и тем самым способствовали обеспечению высокого качества образцов РКТ.

За короткое время отдел надежности разработал и внедрил ряд важных организационно-технических и методических документов: "Положение о службе надежности", "Положение о службе информации", "Положение по автономной экспериментальной отработке", "Методические положения по критериям надежности БРК", которые в последующем легли в основу нормалей предприятия (НД-890, НД-900), ОСТов и ГОСТов. В дальнейшем требования к количественным показателям надежности всех БРК и КРК стали неотъемлемой частью ТТТ. Достижение заданных требований обеспечивалось циклом работ, объединенных "Программой обеспечения надежности" на всех этапах создания БРК и КРК

Основной вклад в становление службы надежности, в разработку методических и нормативно-технических документов, оценку надежности ракетных комплексов, созданных ОКБ, и, в частности, ракеты Р-36, внесли: С. Н. Конюхов, Е. Я. Егорцев, В. И. Перлик, В. М. Лира, А. В. Сердюк, Ю. И. Саввин, П. П. Митрошин, В. А. Шапошников, В. Н. Цыганов, А. И. Остапенко, Л. Д. Чумаков, А. К. Мымриков, С. К. Лисеенко, В. А. Башкиров, И. Я. Киорчев, А. А. Сухонос, В. А. Глазков, В. С. Легеза, В. Г. Грушевой, Э. М. Свириденко, А. В. Олифер, В. П. Замарайкин и др. Многие из перечисленных специалистов защитили докторские и кандидатские диссертации и стали известными учеными в области теории и практики надежности РКТ.

ПЯТЬ ЛЕТ ПОД КОМПОНЕНТАМИ ТОПЛИВА

В тактико-технических требованиях Министерства обороны на разработку ракеты Р-36 одним из основных было требование о нахождении ракеты в заправленном состоянии на боевом дежурстве в течение не менее пяти лет. Ракеты ОКБ-586 первого поколения (Р-12, Р-14 и Р-16), как известно, могли стоять в заправленном состоянии не более 30 дней. А тут — сразу пять лет!

Приступая к работам по выполнению этого требования, никто в ОКБ не предполагал, что их результатом станут такие изменения в конструкции, технологии, металлургическом производстве, методах контроля, которые по масштабности не имели прецедентов и вылились в подлинный научно-технический прорыв, определивший направление последующего развития жидкостной ракетной техники в области технологии и конструирования.

Начало работ по обеспечению герметичности топливных систем ракет происходило в условиях информационного вакуума. Никто в стране не мог сказать что-либо определенное об этой проблеме. Проведенное М. К. Янгелем расширенное совещание с привлечением ученых Академии наук УССР оптимизма не добавило: проникновение компонентов топлива даже через сплошной металл возможно, а конкретных данных нет.

Отработка длительного хранения ракеты Р-36 в заправленном состоянии предусматривалась, как и полагалось, соответствующим планом-графиком экспериментальных работ (№ 389-20-8К67). Когда отработка уже шла полным ходом, М. К. Янгель, посчитав, что этого недостаточно, выпустил приказ по предприятию № 231 от 14 июля 1964 г. Ряду подразделений ОКБ-586 поручалось развернуть широкомасштабные работы по обеспечению герметичности ракет с привлечением смежных организаций и научно-исследовательских институтов.

Вспоминает бывший в то время начальником сектора конструкторского отдела 5 Б. М. Лавриненко:

Отдел 9 проводил большую экспериментальную и научную работу по защите элементов ракеты от загазованной парами компонентов топлива среды, по изучению диффузионных процессов компонентов топлива через металл. Эта работа предусматривала создание защитных антидиффузионных покрытий, адсорбирующих материалов, непроницаемых тонких пленок, материалов для вторичной герметизации стыков. В составе отдела 9 для проведения этих работ была организована специальная группа.

Вспоминает бывший в то время начальником этой группы В. Г. Тихий:

Б. М. Лавриненко В. Г. Тихий И. А. Пустовойтов Ф.П.Санин

Разработчики взяли курс на поиск надежных разъемных соединений и на введение сварных соединений взамен разъемных. Для гарантии получения высококачественных сварных швов совместно с Институтом электросварки им. Е. О. Патона были созданы специальные сварочные автоматы для аргонно-дуговой сварки неповоротных стыков трубопроводов вращающимся электродом. В цехе главной сборки были организованы сварочные участки, что многим раньше (по соображениям чистоты и безопасности) представлялось совершенно неприемлемым. Число разъемных соединений на ракете резко уменьшилось. Из разъемных соединений топливных систем были оставлены только сферические и замково-прокладочные, для которых вводились повышенные требования к чистоте обработки контактных поверхностей и поверхностей прокладок, их хранению и смазке. Одновременно исследовалась релаксация напряжений в разъемных соединениях, была внедрена нормированная затяжка крепежных деталей и подтяжка их через определенные периоды времени.

Для сварных соединений трубопроводов из разнородных металлов были разработаны специальные биметаллические переходники, полученные различными видами сварки. Заслуга в их разработке принадлежит ХФТИ (Украина), НИИТМ и ЦНИИмаш, ИЭС им. Е. О. Патона. В г. Орджоникидзе (Северная Осетия) был построен специальный цех для изготовления биметаллических переходников.

Важным мероприятием было повышение уровня контроля герметичности. На первых ракетах ОКБ-586 — Р-12 (8К6З) и Р-14 (8К65) -герметичность топливных систем контролировалась методом обмыливания разъемных соединений узлов, находящихся под избыточным давлением. На ракете Р-16 (8К64) была внедрена проверка на герметичность методом "щупа" с помощью гелиевого течеискателя чувствительностью 5·10^-2 л·мкн/с. На ракете Р-36 чувствительность была повышена в пятьдесят раз по сравнению с ракетой Р-16! Тогда же теоретически и экспериментально было доказано, что при величине течи 10^-5 л·мкн/с и менее жидкость в микрокапилляре уже не течет, а как бы запирает саму себя (так называемое явление облитерации). Эта величина стала предельной и позднее была узаконена для всех предприятий ракетной отрасли.

Но явление облитерации играло и другую, негативную роль — после гидроиспытаний в микрокапиллярах оставалась вода, которая могла создать ложную негерметичность. Для ее исключения пришлось ввести специальную термоградиентную вакуумную сушку топливных отсеков, отработке которой много сил и энергии отдали специалисты Южного машиностроительного завода, Днепропетровского филиала НИИТМ и Государственного союзного проектного института.

На одном из совещаний М. К. Янгель поставил вопрос о необходимости введения вакуумных методов контроля герметичности, позволяющих контролировать герметичность с чувствительностью 10^-5 л·мкн/с. И хотя на этом совещании ему был дан отрицательный ответ (действительно, как можно проверить вакуумным методом, к примеру, сварной шов огромного бака ракеты), идея начала постепенно реализовываться. На ракете Р-36 этот метод впервые использовался для контроля мембранных узлов двигателя, где возможно было осуществить вакуумирование. Но на последующих жидкостных ракетах КБ "Южное" метод вакуумирования был внедрен для контроля всех узлов ракеты.

При исследовании на проницаемость переведенных на сварку разъемных соединений обнаружилась новая неприятность. Выяснилось, что многие из них "текут", причем чаще не по сварному шву, а в околошовной зоне. Вспоминает Ф. П. Санин, ведущий специалист в области материаловедения, один из организаторов работ по герметичности:

И. В. Политико Е. С. Семенков

Причина заключалась в наличии скрытых металлургических дефектов в материалах полуфабрикатов: пористость, трещины, расслоения, газовые пузыри, неметаллические включения и другие дефекты. Сам металл толщиной в несколько миллиметров мог быть негерметичным!

Потребовалась большая работа по улучшению качества металла на заводах черной и цветной металлургии, авиационных предприятиях, к которой были подключены многие отраслевые и академические институты. В результате на металлургических заводах были внедрены новые уникальные технологии: одинарный и двойной вакуумно-дуговые переплавы металла, переплав в переменном физическом поле, рафинирование, продувка аргоном и даже процеживание жидкого алюминия через стеклоткань. Внедрение этих мероприятий позволило значительно уменьшить содержание газовых пор и повысить равномерность распределения неметаллических включений, цепочки которых могли образовывать сквозные дефекты металла.

Все работы по повышению качества металла держала под контролем специально созданная межведомственная комиссия под председательством заместителя министра общего машиностроения Н. Д. Хохлова. На металлургических заводах — поставщиках металла для ракетно-космической отрасли — был введен автоматизированный ультразвуковой контроль полуфабрикатов, на заводах-потребителях, в том числе и в Днепропетровске, проводился входной контроль.

Проектанты ПГС (отдел 123) вводили значительные изменения пневмогидравлической схемы изделия, анализируя последствия применения в топливной системе ампулизирующих мембран и сильфонов, а также проводили экспериментальную отработку гидравлической системы предохранения баков (ГСПБ) и расчетно-теоретические работы по определению величин газонасыщения компонента, обеспечивающих требуемый диапазон давления в баках за все время нахождения ракеты на боевом дежурстве.

Особое внимание разработчиков было обращено на промежуточное днище топливного отсека второй ступени, разделявшее единый бак на полости окислителя и горючего. В связи с его негерметичностью могли возникнуть две серьезные проблемы. Во-первых, то, чего больше всего боялись военные: при лавинообразном истечении через днище самовоспламеняющихся компонентов топлива существовала опасность взрыва ракеты. Во-вторых, химики выдали теоретическое заключение о том, что при соединении паров примененных компонентов топлива могут образовываться нитраты, представляющие собой мелкие кристаллики, способные привести к закупорке форсунок при работе двигателя. В связи с этими опасностями был проведен цикл специальных работ с опытной конструкцией топливного отсека в натуральную величину и с регулируемыми течами по окислителю (верхнему компоненту). Оказалось, что даже при небольшом струйном истечении окислителя в бак горючего благодаря системе ГСПБ давление в нем не повышалось, и версия о возможности возгорания не подтвердилась. Опыты показали, что в условиях реагирования небольших масс компонентов топлива образуются не нитраты, а нитриты, хорошо растворимые в горючем (НДМГ), так что опасности закупорки форсунок в двигателе не существовало.

М. С. Алимамедов И. Н. Анкудинов В. В. Белоусов А. И. Бушуев

Большой объем работ по выпуску конструкторской документации на узлы для автономных испытаний, разработке измененных или принципиально новых узлов, трубопроводов, топливных баков, элементов автоматики и их отработке проделали конструкторские отделы 203, 210 и 222.

Одновременно создавались методики для определения концентрации паров компонентов топлива в замкнутых объемах приборного и хвостового отсеков с целью разработки системы, позволяющей контролировать их загазованность при боевом дежурстве. Специалистами отдела 35 КБ "Южное" совместно с ОКБА (г. Москва) и ЛенНИХИ (г. Ленинград) были разработаны системы дистанционного контроля загазованности (СДКЗ), различающиеся по компонентам топлива и ставшие впоследствии основой для разработки аналогичных систем "Амур", "Ангара", "Изюм" боевых ракет третьего поколения.

Отдел 220 проводил экспериментальную проверку коррозионной стойкости топливных систем ракеты, а также стойкости аппаратуры и материалов в загазованной среде. Общая схема и объем необходимых испытаний были определены совместно с ГИПХ, который разработал методику ускоренных коррозионных испытаний. Комплексные испытания (как моделей агрегатов и узлов ракеты, так и полномасштабных топливных систем), проведенные на специально созданных в отделе 77 и на "сотке" стендах, позволили своевременно и качественно оценить и подтвердить коррозионную стойкость ракеты. Работниками отдела с участием специалистов ГИПХа была разработана и плодотворно использовалась методика оценки работоспособности узлов и агрегатов ракеты при воздействии агрессивных сред.

На ракете Р-36 (8К67) в результате введения значительных конструктивных и схемных изменений получился фактически новый, сварной вариант топливной системы. Это обстоятельство повлекло за собой необходимость выпуска комплекта КД на ракету модернизированного варианта под новым индексом — 8К67М.

Ю. Б. Иванов И. Я. Красницкий В. Д. Огир А А. Орленко

Положительные результаты комплексной экспериментальной наземной отработки сварного варианта ракеты и полномасштабных транспортировочных испытаний (ракета 1П) поставили в повестку дня вопрос о проведении натурных испытаний. В марте-июне 1968 г. в соответствии с "Программой летных испытаний изделия 8К67М" были проведены успешные пуски (по району "Кура") трех ракет (3П, 4П, 5П). Испытаниями руководила межведомственная комиссия (назначенная приказом Главнокомандующего Ракетных войск № 13 от 9 февраля 1968 г.) под председательством инженер-полковника А. С. Матренина, техническим руководителем испытаний был М. И. Галась. Одна ракета 8К67М была поставлена в ШПУ на опытное боевое дежурство с целью определения эффективности и достаточности проведенных мероприятий по герметичности ее топливных систем.

Новая технология изготовления ракет Р-36 внедрялась поэтапно, в процессе их серийного производства. К этому времени ракетный комплекс Р-36 уже был принят на вооружение, и ракеты 8К67, изготовленные по прежней технологии, несли боевое дежурство в шахтных пусковых установках (с ноября 1966 г.). На некоторых из них были зафиксированы случаи утечки компонентов. Для сохранения в строю "потекших" ракет в ОКБ-586 была разработана специальная методика их ремонта. При появлении сигнала "ненорма" по герметичности в позиционный район выезжала комплексная бригада, состоящая из конструкторов, технологов и представителей Заказчика, имеющая при себе переносную химическую лабораторию и все необходимые материалы. На ракете устанавливалось наличие течи (иногда сигналы были ложными), ее место и величина. При ремонте использовались разработанные Электростальским НИТИ (с участием специалистов ОКБ-586) диффузионно-сорбирующие угольные ткани ДСТО и ДСТГ, поглощающие пары компонентов топлива (соответственно "О" и "Г"). Места негерметичности локализовались путем установки бандажей из этих тканей. После ремонта с помощью сорбентов не было ни одного случая повторного появления течи на отремонтированных ракетах.

Применение способа локализации мест негерметичности позволило оставлять на боевом дежурстве ракеты 8К67 при появлении утечки паров компонентов в течение 1967-1969 гг., что дало экономический эффект в размере около двух миллионов рублей.

Начиная с первой партии программы 1969 г., ракеты Р-36 изготавливались только в варианте 8К67М. В результате внедрения конструктивных изменений ракета Р-36 стала первой ампулизированной ракетой. Но ее топливные системы еще не были совершенно изолированы от окружающей среды (оставалась система ГСПБ). Опыт, полученный на ракете Р-36, послужил мощным подспорьем для создания новых, полностью ампулизированных жидкостных ракет.

В решение проблемы герметичности ракеты Р-36 большой вклад внесли работники КБ "Южное": Б. Н. Александров, А. И. Алексеев, М. С. Алимамедов, Ю. А. Андрианов, А. М. Андросов, И. Н. Анкудинов, В. А. Антонов, М. А. Ахметшин, С. А. Белосветов, В. В. Белоусов, В. С. Бурдовский, А. И. Бушуев, А. А. Воротников, Л. Н. Громов, М. М. Давлетшин, В. И. Данельский, И. Ф. Дудник, В. В. Дюмин, Ю. Б. Иванов, Е. А. Калинушкина, И. И. Киржа, В. И. Клецов, И. Я. Красницкий, Г. А. Куганова, Ю. А. Кудельников, В. Н. Кудерский, Н. В. Кузнецов, Б. М. Лавриненко, В. Н. Лагутин, К. В. Ладонкина, В. Н. Лобанов, В. Р. Лысенко, В. П. Малахов, С. Я. Маслов, Л. М. Назарова, Л. Н. Нелюбин, В. Д. Огир, А. А. Орленко, Л. А. Осташев, А. В. Охрименко, В. Н. Ошанин, Е. В. Платонов, В. В. Подгаевская, И. В. Политико, М. В. Прилуцкая, И. А. Пустовойтов, В. К. Рославцев, Ф. П. Санин, О. И. Свириденко, Е. С. Семенков, И. Н. Семенов, В. Я. Соловьев, С. М. Солодников, А. Ф. Тараненко, В. Г. Тихий, С. Л. Турок, Ф. Ф. Фалунин, С. К. Фартушный, Л. П. Фоканова, В. С. Фоменко, Ю. М. Цирульник, В. Н. Чернявский, А. И. Чигарев, В. И. Чуприн, И. М. Шабодаш, В. Е. Шевцов, Ю. И. Шипов и многие другие.

В. А Антонов Л. А. Осташев

Большая дополнительная нагрузка при отработке герметичности легла на плечи работников Южмаша. Специалисты отдела главного технолога, Центральной заводской лаборатории, цехов 2, 11, 15, 22, 23, 24, 33, 38 и других вместе с разработчиками оперативно решали все вопросы изготовления, доводки, переделки многочисленных ОК, обеспечения оснастки и оборудования для испытаний, внедрения новых технологий сварки и методов контроля, поиска рациональной последовательности общей сборки ракеты.

Для осознания всей сложности решенной проблемы нужно иметь в виду, что применяемый здесь термин "утечка компонентов" нельзя воспринимать буквально. Эти малые негерметичности на внешней поверхности металла не оставляли следов, а сквозной капилляр после слива мог перекрыться продуктами взаимодействия с влагой или кислородом воздуха и не быть зафиксированным даже гелиевым течеискателем. Однажды представитель ГУРВО, назначенный председателем комиссии по работе с ракетой для выяснения причин негерметичности, с удивлением сказал:

В 1963 г. Министерством обороны СССР было выдано дополнение к ТТТ ракеты Р-36 на ее оснащение системой радиотехнической защиты. Этим решением ставилась задача разработки на проектируемой ракете средств прорыва через противоракетную оборону типа "Найк-Зевс", разработанную и подготовленную к развертыванию в США.

В то время еще не существовало "Моделей ПРО" вероятного противника. В дальнейшем эти "Модели" разрабатывались ведущими научно-исследовательскими организациями страны, как военными, так и гражданскими, во главе с НИИ-4 МО. Эти "Модели" являлись руководящими документами для разработчиков МБР стратегического назначения и, в частности, комплексов средств преодоления ПРО, которыми эти МБР оснащались. Естественно, что по мере развития науки и техники "Модели ПРО" усложнялись, а требования к средствам преодоления ПРО повышались.

Н. И. Урьев А. П. Слепцов О. Н. Клебанский

Система "Найк-Зевс" обеспечивала перехват боевых блоков ракет на внеатмосферном участке траектории полета. На момент появления этих требований систем радиотехнической защиты ракет в стране не существовало, имелись лишь рекомендации, разработанные Научно-исследовательским центром 21 МО, занимавшимся проблемами радиоэлектронной борьбы и радиоэлектронной совместимости. Они предусматривали установку устройств создания помех и подавления радиотехнических средств противника.

В ОКБ-586 разработка этой новой системы была поручена Н. И. Урьеву, возглавлявшему вычислительный отдел 126, поскольку проектный отдел 3 выразил сомнение в успехе ее разработки: "Это радиотехническая система, и мы в ней ничего не понимаем". Н. И. Урьев согласился: "Сейчас наше подразделение ведет четыре радиотехнические системы. Возьмем и пятую".

Так было положено начало созданию первого отечественного бортового комплекса средств преодоления противоракетной обороны вероятного противника, получившего название система "Лист". Она основывалась на применении специальных ложных целей, работоспособных на внеатмосферном и переходном участке нисходящей ветви траектории полета боевых блоков ракеты.

Это была трудная своей неизведанностью задача, потребовавшая привлечения многих специалистов, создания новых подразделений, творческого поиска и энтузиазма исполнителей. В отделе 126, помимо вычислительного центра, были созданы дополнительно два сектора. В расчетно-теоретическом и проектно-конструкторском секторе под руководством Г. А. Меланченко определялся облик средств преодоления ПРО, рассчитывались сигнальные характеристики боевых блоков и ложных целей в различных диапазонах излучения (радиолокационном, инфракрасном, лазерном), курировались наземные и летные испытания системы. Сектор, руководимый И. Е. Жиляковым, а впоследствии А. В. Ивановым, проектировал средства преодоления ПРО, исходя из обеспечения требуемой степени подобия ложных целей и боевых блоков по траекторно-баллистическим характеристикам, определял параметры отделения средств преодоления ПРО от ракеты, разрабатывал алгоритмы построения боевых порядков элементов боевого оснащения и соответствующие программы для системы управления ракетой. Отдельная группа А. П. Кондрашова рассчитывала и подтверждала экспериментально стойкость средств преодоления ПРО к ядерным воздействиям. Из приборного комплекса 6 (начальник Ф. Ф. Фалунин) были привлечены секторы А. П. Слепцова и О. Н. Клебанского для разработки КД и программы наземных испытаний, курирования КД в производстве, участия в испытаниях. Теоретическое обеспечение разработок осуществляли будущие кандидаты технических наук А. Ф. Макарищев, В. А. Ларин, А. В. Иванов, Ю. Е. Азаров, А. П. Кондратов, Г. А. Меланченко, Ю. И. Оголь, А. И. Павлов. Лидером среди теоретиков был А. Ф. Макарищев. Он разработал методы определения характеристик, оптимального состава и оценки эффективности средств преодоления ПРО по результатам проектирования и испытаний БРК, решил ряд специальных задач по динамике полета средств преодоления ПРО, предложил способы обеспечения подобия по баллистическим признакам распознавания.

В. И. Тарасов В. И. Прокопенко

Большой вклад при создании систем преодоления ПРО внесли математики-программисты Л. П. Трофименко, Л. Г. Алексеенко, Е. Ф. Верета, Н. М. Азанова, В. И. Миланич, конструкторы и испытатели В. В. Немков, И. А. Половый, В. П. Гавриш, В. С. Мельник, В. Н. Свиридов, В. И. Тарасов, Ю. А. Панов, В. В. Волошин, К. Ф. Михайлов, П. И. Кононец, Н. Н. Слюняев, В. И. Сидоренко, Э. С. Кузьмичева и др.

С самого начала разработок основным идеологом и разработчиком системы преодоления ПРО противника в ОКБ-586 стал Наум Исаакович Урьев, начальник отдела 126. Его по праву считают одним из первых крупных специалистов в СССР по системам преодоления ПРО. Впоследствии Н. И. Урьев возглавлял разработку комплексов СП ПРО всех ракет, созданных ОКБ-586, — вплоть до системы "Сура" для ракеты 11Ж65 (незавершенной из-за распада СССР).

Общее руководство разработкой системы преодоления ПРО осуществлял заместитель Главного конструктора ОКБ, начальник комплекса баллистики Н. Ф. Герасюта, решавший ключевые вопросы, возникавшие в процессе работ.

Первая отечественная ракетная система преодоления ПРО включала в себя следующие компоненты:

— радиопоглощающее покрытие на головной части, совмещенное с теплозащитным,

— средства искажения радиолокационных характеристик головной части в виде компактного прибора, установленного на днище ГЧ,

— семейство пассивных ложных целей, имитирующих головную часть по радиолокационным и баллистическим характеристикам на заатмосферном участке нисходящей ветви траектории ГЧ.

Радиопоглощающее теплозащитное покрытие для защиты ГЧ от радиолокационного обнаружения и одновременно от разогрева при вхождении в плотные слои атмосферы было разработано впервые в отечественной практике. Работы проводились совместно со Всесоюзным институтом авиационных материалов под руководством профессора Я. М. Парнаса сотрудниками отдела 9 (впоследствии комплекса) М. В. Лобановой, В. С. Давыдовой, А. М. Глейцманом, В. В. Еремеевой и другими.

Проблемной была задача компоновки контейнеров с ложными целями в конструкции уже спроектированной ракеты. Решение было найдено головным проектным отделом (начальник отдела Э. М. Кашанов, разработчик В. И. Сидоренко) — контейнеры были закомпонованы в хвостовом отсеке второй ступени ракеты.

Выброс каждой ложной цели осуществлялся путем минометного выстрела из контейнера в конце активного участка полета. Направления и импульсы выстрелов варьировались и были индивидуальными для каждой ракеты.

Значительный вклад в создание первых средств преодоления ПРО внесли ведущие конструкторы. На начальном этапе это были В. И. Прокопенко, В. А. Тарновский, затем А. Г. Резник.

Разработка системы преодоления ПРО для ракеты Р-36 затронула и внешние организации. М. К. Янгель добился в министерстве необходимых ассигнований для строительства на территории НИИ-2 Министерства обороны в г. Калинине специального полигона, на котором штатные боевые блоки и имитирующие их ложные цели испытывались на соответствие радиолокационных характеристик. Для этих целей были построены специальные вышки, чтобы исключить влияние Земли, на которые специальными устройствами поднимались боевые блоки и ложные цели. Аналогичные испытания проводились на полигоне ЦНИИ РТИ (бывший ЦНИИ-108) в Калужской области, затем на Аральской опытно-исследовательской базе МО. В интересах разработки средств преодоления ПРО была создана так называемая внутренняя трасса для натурных испытаний СП ПРО "Капустин Яр — Балхаш". Здесь на доработанных ракетах 8К63 и 11К65 первоначально отрабатывались в натурных условиях средства преодоления ПРО, уточнялись характеристики ББ и СП ПРО.

Сопровождение элементов КСП ПРО осуществлялось радиолокационными станциями, создававшимися для отечественной ПРО. Испытаниями руководила Госкомиссия во главе с начальником ГЦП-4 генералом В. И. Вознюком. В летных испытаниях участвовали В. А. Чиж, Н. А. Бабкин, В. В. Драгунов и др.

При завершающих летно-конструкторских испытаниях КСП ПРО на штатной ракете (начало в июле 1965 г.) по трассам полета, видимым из-за периметра страны, применялись устройства искажения радиолокационных характеристик блоков и нештатные имитаторы ложных целей. Но факт полета ложной цели был наглядным.

По результатам ЛКИ система "Лист" была введена в штатный состав ракеты и эксплуатировалась без регламентов.

Наряду с решением военно-технической задачи созданная система преодоления противоракетной обороны стала эффективным асимметричным ответом, нейтрализовавшим многолетние усилия США по созданию своей ПРО.

ПЕРВАЯ В СТРАНЕ РГЧ

В середине 60-х гг. в США начались работы по созданию нового класса ракет — с разделяющимися головными частями. Первой ракетой с РГЧ стала американская БРПЛ "Поларис". Она могла оснащаться разделяющейся головной частью, состоящей из трех неуправляемых боевых блоков. Следующим шагом стала разработка межконтинентальной ракеты "Минитмен-3" с прицельным разведением трех боевых блоков. Это существенно повышало эффективность ракетных комплексов, и естественно, что в Советском Союзе обратили на это самое серьезное внимание.

Отечественные военно-технические исследования того времени уже показывали перспективность и преимущества РГЧ по сравнению с моноблочными ГЧ при поражении площадных, а при достаточной точности стрельбы — и защищенных малоразмерных целей в условиях преодоления ПРО. КБ "Южное" принимало участие в этих исследованиях.

Проводились собственные проектно-конструкторские разработки по созданию трехблочной ядерной РГЧ применительно к ракете 8К64 и по многоблочной фугасно-зажигательной РГЧ ракеты 8К67 для применения в локальных конфликтах. Поэтому поставленная перед КБ "Южное" приказом министра С. А Афанасьева № 484 от 8 декабря 1967 г. задача срочно разработать, изготовить и испытать разделяющуюся головную часть не стала особой неожиданностью. Было очевидно, что при существовавших технических возможностях второго поколения ракет реализовать в полной мере необходимые тактико-технические требования к РГЧ не удастся. Главными были политические цели: нужно было продемонстрировать наличие РГЧ на вооружении РВСН одновременно с созданием первой американской ракеты с РГЧ — "Минитмен-3".

В это время М. К Янгель принимает решение о создании из существовавших комплексов 1, 2, 3 мощного проектного КБ-1 во главе со своим заместителем В. С. Будником и о переводе в это КБ части сотрудников проектных подразделений космического КБ-3. 2 января 1968 г. был подписан приказ об образовании КБ-1 в составе четырех групп подразделений, возглавляемых заместителями главного конструктора КБ-1:

Э. М. Кашановым — отделы 103 (проектный), 121 (научно-технической информации), 123 (пневмогидросистем),

Ю. А. Сметаниным — отделы 111 (боевые блоки), 122 (аэрогазодинамика), 133 (тепломассообмен),

Н. Ф. Герасютой — отделы 113 (баллистика и динамика переходных процессов), 125 (куратор смежных организаций — разработчиков СУ), 126 (вычислительный центр и куратор смежных организаций — разработчиков СП ПРО),

П. И. Никитиным — отделы 104 (статическая прочность), 134 (расчетно-теоретический по прочности), 136 (динамические испытания).

Опытную РГЧ было решено испытывать на самой мощной ракете — Р-36 (8К67), энергетические возможности которой позволяли использовать в качестве блока РГЧ уже разработанный и проверенный в летных условиях боевой блок 8Ф673 от ракеты 8К69 мощностью 2,3 Мт.

Разработка РГЧ была поручена только что организованному проектно-конструкторскому отделу 111 боевого оснащения ракет во главе с В. А Пащенко. Первоначальные задержки в разработке были связаны с поиском конструктивной идеи отделения боевых блоков от ракеты со строго определенной боковой скоростью, чтобы ББ к моменту приближения к цели разошлись относительно друг друга на требуемые расстояния. Многочисленные варианты, перепробованные проектантами, использовавшими в основном традиционные "ракетные" способы решения задачи, оказались неэффективными. Блестящая идея, пришедшая "со стороны" — от начальника отдела прочности В. А. Серенко — использовать тягу маршевого двигателя ступени для скатывания ББ по наклонным направляющим — была принята к реализации и утверждена на совещании у Главного конструктора. Для отработки принятого варианта создавалась опытная конструкция РГЧ под индексом ОК-6500, причем для сокращения сроков в обход обычному порядку было принято нестандартное решение — все работы по РГЧ поручить одному подразделению — отделу 111, а в нем — сектору В. Г. Гудима, который, кроме проектной документации, выпустил рабочую КД, согласовав её с заводскими технологическими службами, осуществил авторский надзор за изготовлением её в производстве, организовал необходимую экспериментальную отработку, а также подготовку и проведение летных испытаний.

В. Г. Гудим

Немало сложностей было и с аэродинамическим обтекателем. Первоначально предполагалось им защитить всю РГЧ. Но в результате детальных проработок выяснилось, что это чрезвычайно невыгодно в массовом отношении. В конечном счете, учитывая мощную теплозащиту на ББ, рассчитанную на прохождение плотных слоев атмосферы при спуске на пассивном участке полета, было принято решение закрыть лишь центральную часть РГЧ местным "зонтиком", опирающимся на центральную стойку, а также на наконечники ББ через специальные резиновые прокладки.

Проведенные аэродинамические продувки окончательного варианта компоновки РГЧ показали, что срыв потока с выступающих за диаметр ракеты торцов ББ может возбуждать интенсивные вибрации оболочки приборного отсека ракеты, что могло быть опасным для приборов СУ. Аэродинамики нашли способ парирования этого явления путем установки под задними торцами ББ цилиндрических перфорированных экранов.

Конструкция РГЧ состояла из трех боевых блоков, размещенных на силовой платформе, которая крепилась к приборному отсеку ракеты. В наклонных направляющих швеллерах размещались на направляющих каретках установочные кольца для боевых блоков. Для уменьшения аэродинамического сопротивления ББ наклонялись к продольной оси РГЧ под небольшим углом, закрываясь местным коническим обтекателем.

Установка РГЧ на ракету 8К67П

Пуск ракеты 8К67П

В полете по достижении заданной скорости подрывались болты крепления установочных колец к платформе, и боевые блоки под действием силы ускорения на каретках скатывались по направляющим, получая необходимую боковую скорость для разведения. После схода блоков с платформы по срабатыванию концевого датчика двигатель второй ступени ракеты выключался и через гибкий кабель-фал подрывались болты крепления ББ к установочным кольцам, которые затем отделялись при помощи пружинных толкателей.

С самого начала конструкция РГЧ разрабатывалась с учетом возможности переоснащения штатных ракет 8К67, находящихся на боевом дежурстве, без извлечения их из шахтных ПУ и с минимумом доработок ШПУ и наземного проверочно-пускового оборудования.

Первый пуск ракеты 8К67 с опытной конструкцией РГЧ (ОК-6500) был успешно проведен в августе 1968 г., всего неделю спустя после испытания американцами своей первой РГЧ МК-12.

Свидетельствует очевидец:

После этого последовали ещё три успешных экспериментальных пуска, и 18 декабря 1968 г. было принято постановление правительства о создании по образцу ОК-6500 штатной РГЧ, получившей индекс 8Ф676.

Эскизный проект ракеты 8К67 с РГЧ, получившей индекс 8К67П, был разработан в марте 1969 г. В конструкцию разделяющейся головной части по результатам экспериментальных пусков были внесены некоторые улучшения. В частности, коническая форма головного обтекателя была заменена трехволновым обводом с поверхностями двойной кривизны. Боевой блок 8Ф673 был упрочнен к воздействию механического импульса ядерного взрыва, получив новый индекс 8Ф677. В дополнение к штатной системе "Лист" в состав самой РГЧ были введены элементы комплекса средств преодоления ПРО, а установочные кольца под боевые блоки были превращены в дополнительные ложные цели. Отработка улучшенной конструкции РГЧ проводилась на площадках Павлоградского механического завода (скатывание ББ, отстрел ложных целей, отделение колец и т. д.).

Летные испытания штатной РГЧ 8Ф676 проводились в 1969-1970 гг. под руководством Государственной комиссии, председателем которой был назначен инженер-полковник Александр Сергеевич Матренин, начальник испытательного управления НИИП-5. Техническим руководителем испытаний был В. А. Пащенко. Летные испытания, включая пуски ракет на предельную дальность в акваторию Тихого океана, прошли успешно. Постановлением правительства от 26 октября 1970 г. ракета 8К67П с РГЧ 8Ф676 и боевыми блоками 8Ф677 была принята на вооружение РВСН.

Ракета 8К67П с первой в стране РГЧ еще не обеспечивала индивидуального наведения на цель каждого из трех блоков. Прицелить можно было один из блоков, либо центр их группировки. Тем не менее, применение такой РГЧ в условиях противодействия системы противоракетной обороны повысило боевую эффективность ракеты 8К67П по сравнению с ракетой 8К67 примерно вдвое.

Развертывание МБР 8К67П началось в 1971 г. К 1977 г. на боевом дежурстве находилось около 100 МБР 8К67П. Последние ракеты этого типа сняты с боевого дежурства в 1979 г.

НОСИТЕЛИ СЕМЕЙСТВА "ЦИКЛОН"

Л. Д. Кучма

На базе мощной боевой ракеты Р-36 КБ "Южное" создало целое семейство космических носителей под общим названием "Циклон".

Во второй половине 60-х гг. в НПО "Алмаз" под руководством Главного конструктора А. И. Савина начали разрабатываться системы противокосмической обороны и морской разведки. Проектируемые космические аппараты военного назначения типа ИС ("Истребитель спутников") предполагалось выводить на орбиту ракетой УР-200 разработки ОКБ-52. Как известно, решением правительства разработка ракеты УР-200 была прекращена, и задача выведения в космос КА типа ИС была возложена на новый носитель, который предлагалось разработать на базе ракеты Р-36, уже выпускавшейся серийно.

24 августа 1965 г. вышло постановление правительства о создании специальной модификации ракеты Р-36, обеспечивающей вывод на требуемую орбиту КА массой до трех тонн с высокой готовностью к пуску.

Боевая ракета Р-36 орбитального варианта, по существу, уже была космическим носителем, но в тот период ее летные испытания только начинались. Поэтому ввиду срочности задания эскизный проект РН был разработан на базе обоих вариантов ракеты Р-36, получивших обозначения 11К67 и 11К69. Это позволило начать ЛКИ ракеты Р-36 промежуточного варианта со спутниками систем разведки и противокосмической обороны почти на два года раньше.

Пуск РН 11К69 ("Циклон-2")

В 1965 г. началась доработка ракеты 8К67 под космический носитель — установка новых элементов конструктивной, электрической и пневмогидравлической стыковки ракеты с космическими аппаратами, а также замена части бортовых приборов системы управления на приборы, взятые из состава СУ ракеты 8К69. Кроме того, силами КБТМ (Главный конструктор В. Н. Соловьев) проводилась доработка агрегатов наземного стартового комплекса. К 1967 г. весь объем доработок по ракете и стартовому комплексу был завершен, и ракета-носитель с индексом 11К67 (под названием "Циклон") вышла на летные испытания. Для проведения испытаний РН и запусков космических аппаратов на НИИП-5 было создано 5-е испытательное управление во главе с полковником П. С. Батуриным. Техническим руководителем испытаний был ведущий конструктор комплекса Л. Д. Кучма, его помощником — ведущий конструктор В. Н. Дивляш. В течение 1967-1968 гг. на требуемые орбиты были выведены пять космических аппаратов системы ИС — три аппарата в качестве мишеней и два прототипа КА ИС.

С августа 1969 г. начались пуски ракеты-носителя 11К69, получившей впоследствии название "Циклон-2", с космическим аппаратом ИС отечественной системы ПРО. Для этой ракеты впервые в истории ракетной техники был создан автоматизированный стартовый комплекс под руководством Главного конструктора КБТМ В. Н. Соловьева.

Стартовый комплекс состоял из двух пусковых установок, командного пункта РН и командного пункта космических аппаратов. В других сооружениях находилось технологическое оборудование пусковых установок. В процессе подготовки РН и КА к пуску все ручные операции были переведены на техническую позицию. В качестве средства автоматизации предстартовой подготовки на пусковой установке был создан специальный транспортно-установочный агрегат (ТУА), по которому были проложены заправочные, электрические и пневмогидравлические коммуникации от бортовых элементов ракеты и космического аппарата для связи с наземными системами. На технической позиции полностью собранная ракета-носитель с пристыкованным КА перегружалась на транспортно-установочный агрегат. С помощью регламентной аппаратуры технической позиции проводились комплексные испытания бортовых систем совместно с транспортно-установочным агрегатом.

Компоновка РН 11К69

Тепловоз стартового комплекса, оснащенный системой дистанционного управления, доставлял ракету-носитель с КА на пусковую установку. Дистанционное автоматическое управление и контроль в период предстартовой подготовки и пуска исключал наличие боевого расчета на стартовой площадке. В течение двух минут автоматически стыковались магистрали высокого давления азота и воздуха, коммуникации жидкостного и воздушного термостатирования и свыше пяти тысяч электрических цепей РН и КА. Затем стыковались магистрали заправки компонентами топлива. В процессе подъема и установки РН на пусковое устройство проверялось состояние бортовых систем ракеты и КА. По получении полетного задания производилось дистанционное прицеливание носителя и комплексная проверка КА.

Окончание операций прицеливания и проверки КА служило разрешением на заправку ракеты. Заправка всех баков производилась одновременно в автоматическом режиме методом выдавливания компонентов из емкостей хранилищ с помощью сжатых газов. Для нейтрализации паров компонентов топлива впервые была создана специальная установка, снабженная системой дистанционного управления и контроля.

Стартовая схема комплекса была выполнена так, что все детали разового действия, выходящие из строя во время пуска, располагались на опорном кольце ТУА. Для подготовки и установки РН к следующему пуску ТУА снимался с ПУ и направлялся в техническую зону для нейтрализации заправочных коммуникаций и замены деталей разового действия. После этих операций пусковая установка полностью готова к следующему пуску.

При испытаниях РН в МИКе и на стартовом комплексе большой объем работ по замене наземной технологической аппаратуры и последующим автономным и комплексным испытаниям вновь вводимых бортовых систем провели специалисты КБ В. А. Молчанов, Н. А. Коваленко, В. Ф. Белый, Н. К. Сорокин, М. М. Ступницкий, В. Николаенко, В. И. Горохов, В. Аврамченко и др. Программно-методическим обеспечением, расчетом полетных заданий и анализом результатов полетов занимались Э. П. Компаниец и С. И. Аверков.

Первый пуск РН 11К69 состоялся 6 августа 1969 г. Он прошел успешно, и в этом была большая заслуга бригады специалистов КБ "Южное" и молодого технического руководителя испытаний Л. Д. Кучмы, которые с честью вышли из той драматической ситуации, которая сложилась во время подготовки к пуску. Вот как об этом рассказывает в своих воспоминаниях участник испытаний Н. К. Сорокин:

В.Н.Дивляш

В дальнейшем для отработки системы ИС стали использоваться простейшие спутники комплекса "Лира" (также разработки КБ "Южное"), которые запускались носителями 11К65М с НИИП-53.

В 1971 г. серией из трех испытаний была продемонстрирована принципиальная возможность перехвата орбитальных объектов на высотах до 1000 км. Успешное завершение этих испытаний позволило в 1973 г. принять в эксплуатацию комплекс ИС и вспомогательный комплекс "Лира". Всего в период с 1969 по 1982 г. в интересах противодействия космическим объектам ракетами-носителями 11К69 были выведены три КА — мишени и 18 КА — перехватчиков.

Космический комплекс с ракетой 11К69 был принят в опытную эксплуатацию и на вооружение. Его создание в составе нескольких космических систем дважды отмечалось Ленинской премией, в числе лауреатов были Н. Ф. Герасюта (1972 г.) и Л. Д. Кучма (1980 г.). РН 11К69 ("Циклон-2") является одним из самых надежных космических носителей легкого класса в мире — свыше сотни полетов без единой аварии.

Компоновка РН 11К68

История создания еще одного, более мощного носителя на базе боевой ракеты Р-36 начиналась во второй половине 60-х гг.

В 1966 г. А. И. Савин обратился в КБ "Южное" с предложением создать ракету-носитель с более высокими энергетическими возможностями для запуска космических аппаратов УСК-МО системы раннего обнаружения запуска баллистических ракет. Такая РН была в скором времени создана также на базе орбитального варианта ракеты Р-36 с применением разгонной ступени, которая получила индекс С5М, а сама ракета-носитель — индекс 11К68 ("Циклон-3").

Эскизный проект РН был разработан в 1967 г. Первая и вторая ступени использовались (с незначительными доработками) с ракеты 8К69, а разгонная ступень была выполнена вновь на базе серийной ОГЧ 8Ф021.

Компоновочная схема разгонной ступени в основном соответствовала схеме ОГЧ 8Ф021. Были увеличены емкости тороидальных баков, наддув их осуществлялся гелием из шаробаллона высокого давления. В верхней части ступени устанавливалась трубчатая приборная рама, на которой крепился КА.

Для разгонной ступени РН 11К68 двигательным КБ-4 был разработан однокамерный ЖРД 11Д25 (РД-861) двукратного включения с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, без дожигания генераторного газа. Двигатель обеспечивал тягу в пустоте 8026 кг с регулированием в диапазоне ±5 процентов, а также управление полетом разгонной ступени по каналам стабилизации с помощью распределения выхлопных газов турбины между рулевыми соплами. Двигатель до сих пор не имеет себе равных в своем классе: удельный импульс тяги в пустоте составляет 317 кгс-с/кг при массе двигателя 123 кг, что было достигнуто за счет применения камеры сгорания трубчатой конструкции. Система выброса генераторных газов после ТНА обеспечивает управление на участке полета третьей ступени по всем каналам. Она состоит из газопроводов, газораспределителей и восьми неподвижных газовых сопел — четырех по тангажу и рысканию и четырех по крену. Оба запуска двигателя осуществляются с помощью пиростартеров.

Система управления РН 11К68 состоит из двух автономных систем: СУ первой и второй ступени, обеспечивающей предстартовую подготовку старт и управление полетом РН до момента отделения разгонной ступени, и СУ разгонной ступени, которая обеспечивает управление полетом на последующем участке выведения КА на орбиту. Связь между командными гироскопическими приборами систем управления осуществляется технологически при согласовании посадочных мест приборов в условиях заводской сборки, временная увязка работы систем обеспечивается путем обмена командами и сигналами. СУ первой и второй ступеней разработана, как известно, КБ Электроприборостроения, третьей ступени — Киевским радиозаводом (Главный конструктор А. И. Гудименко). Отделение разгонной ступени — "холодное", обеспечивается торможением отделяющейся второй ступени с помощью твердотопливного двигателя. Головной обтекатель сбрасывается во время полета второй ступени после прохождения плотных слоев атмосферы. КА отделяется с помощью пружинных толкателей.

РН "Циклон-3" на пусковом столе

Автоматизированный стартовый комплекс для РН 11К68 был разработан КБТМ на НИИП-53. В основу его создания заложены принципиальные конструктивные и технологические решения, отработанные на СК для ракеты 11К69.

После разработки ракетного комплекса последовала почти десятилетняя вынужденная "пауза". Она была связана с тем, что космический аппарат УСК-МО, для которого РН в первую очередь предназначалась, в силу своих увеличившихся массовых и орбитальных характеристик "ушел" на более мощный носитель. Потребовалось длительное время, чтобы перевести КА радиотехнического наблюдения — "Целина-Д" — с носителя 8А92М на РН "Циклон-3". Первый пуск РН с этим КА состоялся 28 июня 1978 г., после чего запуски КА "Целина-Д" шли параллельно на обоих носителях, и только с 23 апреля 1983 г. КА "Целина-Д" полностью "утвердился" на РН "Циклон-3".

В 1980 г. космический ракетный комплекс "Циклон-3" был принят на вооружение с КА "Целина-Д", а его создатели удостоились высоких правительственных наград. Лауреатами Ленинской премии стали Б. И. Губанов и В. Г. Команов, лауреатами Государственной премии СССР — В. Ф. Уткин и А. А. Михальцов.

В дальнейшем КРК "Циклон-3" принимался в эксплуатацию в составе систем "Метеор" (1982 г.), "Муссон" (1985 г.), "Стрела" (1991 г.). В связи с необходимостью запуска шести спутников системы "Стрела-3" одной РН разработчиком системы управления разгонной ступени была проведена ее модернизация.

Особенностью пусков РН "Циклон-3" является необходимость проведения телеметрических измерений на участке второго включения двигателя разгонной ступени и при отделении КА (в акватории Тихого океана). Это было возможно только при использовании корабельных измерительных комплексов, что задерживало своевременную доставку информации. Требовалось присутствие на борту кораблей специалистов КБ "Южное" для оперативной обработки, анализа и передачи результатов.

А.А.Михальцов

Эксплуатация РН "Циклон-3" продолжается в настоящее время в рамках программ по международному сотрудничеству. На конец 2003 г. проведено 120 пусков, все успешные. Специалисты КБ "Южное" проводят авторский надзор за эксплуатацией комплекса, участвуют в проведении пусков, регламентных обслуживании ракеты-носителя и комплектов технологического оборудования.

"ЖЕЛЕЗНАЯ ДЕВА"

Одновременно с трудной отработкой сложной МБР Р-36 продолжалась разработка ракеты РТ-20П с подвижным грунтовым стартом. В октябре 1964 г. Военно-промышленной комиссией при Совете Министров СССР был утвержден график разработки ракет 8К99 со сроком изготовления первой летной ракеты в ноябре 1965 г.

Схема пусковой установки с ракетой 8К99

В декабре 1964 г. был выпущен эскизный проект ракеты. В соответствии с согласованными ТТТ Министерства обороны СССР был разработан оригинальный мобильный ракетный комплекс на гусеничном ходу с комбинированной малогабаритной МБР, размещаемой в транспортно-пусковом контейнере. Ракета была выполнена по тандемной схеме. Основу первой ступени составлял твердотопливный двигатель 15Д15, созданный в ОКБ-586. В двигателе была применена совершенно новая в то время конструкция поворотных управляющих сопел, принят оригинальный способ создания стабильного длительного конечного режима малой тяги (для облегчения функционирования органов управления второй ступени ракеты на участке разделения ступеней). Однако в целом конструкция двигателя 15Д15 — первого из разработанных в ОКБ-586 была еще далека от совершенства. Двигатель имел стальной разъемный корпус, вкладной твердотопливный заряд с застойной зоной, четырехсопловой блок. Все это было связано с существовавшим в то время уровнем производства и было обусловлено:

— неосвоенностью отечественной промышленностью технологии изготовления из композиционных материалов крупногабаритных корпусов РДТТ, а также крупногабаритных центральных сопел,

— ошибочной (как выяснилось впоследствии) приверженностью разработчика твердого топлива НИИ-125 (директор Б. П. Жуков) к зарядам только вкладного типа, что повлекло за собой ухудшение массового совершенства конструкции,

— необходимостью иметь разъем на цилиндрической части корпуса для размещения узла крепления вкладного заряда, что проще решалось в металле.

Тем не менее, на базе этого маршевого РДТТ впервые в СССР была создана МБР с подвижным грунтовым стартом и заложены основы будущих БРК такого класса.

Основной вклад в разработку первого крупногабаритного маршевого РДТТ внесли специалисты ОКБ— 586: Б. Е. Андреев, С. В. Борисенко, В. В. Васильев, Г. В. Гальмаков, М. Б. Двинин, В. Г. Ищенко, Ф. И. Кондратенко, В. И. Кукушкин, Б. И. Кушнир, М. В. Лобанова, А. Г. Макаренков, А. А. Макаров, Н. Д. Модестов, А. Ф. Назаренко, В. В. Оглих, В. М. Омельницкий, Л. С. Порхунов, Н. И. Рагозин, С. С. Российченко, В. Ф. Слисаренко, О. В. Соловьев, А. А. Спивак, В. А. Супруненко, Г. Д. Хорольский, А. А. Чалый, Л. А. Черников и другие.

Много усилий для совершенствования организации работ павлоградской производственно-испытательной базы приложили С. Д. Бадоев, В. Г. Бегма, В. В. Беседин, В. З. Бешта, Н. М. Гайда, В. З. Горевой, А. П. Забасненко, О. И. Знаменская, В. Н. Льняной, М. Л. Прошко, Р. Н. Чернышев, Т. В. Яковенко и другие.

Разработка маршевого ЖРД второй ступени ракеты была поручена двигательному КБ-4 ОКБ-586. К ЖРД предъявлялись жесткие требования по массе, экономичности, двухрежимности работы — основного режима и режима глубокого дросселирования для облегчения работы СУ перед отделением ГЧ и тем самым повышения точности стрельбы. Режимы по величине тяги отличались на порядок.

В результате огромного объема проектно-конструкторских проработок и экспериментальных исследований был создан высокоэффективный однокамерный высотный ЖРД, впервые в мире выполненный по замкнутой схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере сгорания. Опыта по созданию восстановительных газогенераторов ЖРД замкнутых схем не существовало не только в отрасли, но и в мировой практике. Разработанный КБ-4 газогенератор успешно эксплуатировался в составе ДУ второй ступени ракеты 8К99, а также нашел применение в дальнейших разработках. Он и сегодня является образцом для ЖРД замкнутой схемы, работающем на высококипящих компонентах ракетного топлива АК+НДМГ.

Камера сгорания двигателя 15Д12 была концентрацией новейших технических идей. Были внедрены сложнейшие и нетрадиционные решения по смесительной головке — использование газожидкостных 2-компонентных центробежных форсунок и оригинальной центральной форсунки, по корпусу КС — 2-компонентное наружное охлаждение, внутреннее охлаждение двумя поясами завесы, биметаллическая внутренняя стенка.

И. Г. Писарев

На этом двигателе было внедрено еще одно кардинальное новшество — управление вектором тяги двигателя по каналам тангажа и рыскания с помощью вдува восстановительного генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла. (Управление по каналу крена обеспечивали специальные сопла, работающие на генераторном газе.) Идеологом разработки этой системы был А. И. Животов.

Создателями двигателя были И. И. Иванов, А. В. Климов, И. Г. Писарев, Н. Д. Коваленко, Н. А. Шмаков, В. Ф. Егоров, Г. Б. Калинина, Г. А. Матюшенкова и др. Этот двигатель в модифицированных вариантах в дальнейшем использовался в других разработках ОКБ.

Технический уровень двигателя 15Д12 до сих пор считается выдающимся достижением отечественного двигателестроения.

Ампулизированный топливный отсек второй ступени был выполнен сварным в виде единой емкости, разделенной промежуточным днищем вафельной конструкции на полости окислителя и горючего. В нем были применены оригинальные демпферы колебаний жидкости, максимально приближавшие динамические характеристики жидкого топлива к твердому телу. Для обеспечения необходимых условий при транспортировке и пуске ракеты баки заправлялись компонентами топлива, насыщенными газами до равновесных концентраций.

Топливный отсек имел сопла противотяги, использующие давление наддува бака окислителя второй ступени для торможения ее при отделении ГЧ.

Первая и вторая ступени диаметром 1,6 м были соединены переходным клепаным отсеком, внутри которого устанавливался теплозащитный экран, предохранявший первую ступень от воздействия факела двигателя при разделении ступеней. Разделение ступеней происходило по "горячей" схеме после подрыва пироболтов. Для истечения газодинамической струи при разделении ступеней в обшивке переходного отсека вырезано 16 окон общей площадью 1,2 м².

Система управления ракеты была создана в ОКБ-692 (Главный конструктор В. Г. Сергеев) с использованием малогабаритной гиростабилизированной платформы на воздушном подвесе разработки НИИ-49 (Главный конструктор В. П. Арефьев). На ракете 8К99 впервые в практике ОКБ-586 бортовая система управления была выполнена в виде герметичного приборного контейнера, что позволило уменьшить ее массу и упростить эксплуатацию ракеты. Полетное задание вводилось дистанционно.

Ракета оснащалась системой преодоления ПРО по типу СП ПРО ракеты 8К67, контейнеры с легкими ложными целями крепились к специальным кронштейнам на нижнем днище топливного отсека второй ступени.

Ракета размещалась в особом устройстве — транспортно-пусковом контейнере, представлявшем собой сварной корпус из алюминиевого сплава с рядом силовых шпангоутов, имевшем на наружной поверхности кронштейны для крепления к ПУ, а также для проведения такелажных работ и подъема ракеты в вертикальное положение. Контейнер оборудован системами термостатирования и дистанционного контроля давления в баках. Ракета выпускалась с завода-изготовителя с заправленной и ампулизированной жидкостной ступенью. В качестве узлов поперечного крепления ракеты в ТПК использовались оригинальные кольцевые опоры, сбрасываемые после старта.

Самоходную пусковую установку на гусеничном ходу разработало ОКБ ленинградского Кировского завода под руководством прославленного создателя тяжелых танков времен Отечественной войны Жозэфа Яковлевича Котина. Он сам предложил М. К. Янгелю эту идею и в короткое время создал транспортную установку для ракеты РТ-20П с высоким весовым совершенством.

При старте ракеты транспортно-пусковой контейнер устанавливался в вертикальное положение, верхняя крышка ТПК отделялась с помощью удлиненного кумулятивного заряда и уводилась в сторону специальным ПРД.

Старт ракеты происходил особым способом, до того времени никогда не применявшемся в мировой практике. Впоследствии он получил название "минометного".

На разработку и отработку типа старта было обращено очень много внимания. Обычная "открытая" схема с запуском двигателя первой ступени не годилась — необходимо было или иметь заранее подготовленную стартовую площадку (что снижало боевые возможности подвижного ракетного комплекса) или иметь в составе самоходной пусковой установки специальный газоотражатель, что существенно увеличивало ее массу. Очень заманчивой представлялась "замкнутая" схема старта, когда ракета за счет давления газов выбрасывается из контейнера, а затем запускается ее маршевый двигатель. Так происходил старт у морской ракеты "Поларис" — ее выталкивало из шахты давление парогазовой смеси. В условиях подвижного наземного ракетного комплекса осуществление такого способа представлялось крайне сложным. ЦНИИмаш настоятельно рекомендовал принять комбинированную схему старта, реализованную в комплексе с ракетой РТ-2: в задонный объем ТПК предварительно заливалась вода, при запуске маршевого двигателя давление регулировалось путем сброса части газов наружу через люки со сдвижными крышками на боковой поверхности контейнера. Реализация и этого принципа в условиях ПБРК представлялась достаточно сложной задачей.

ОКБ-586 предложило свою оригинальную схему старта, которая в дальнейшем станет своеобразной "визитной карточкой" янгелевского ОКБ. Суть ее состояла в том, что в задонном объеме ТПК размещался пороховой аккумулятор давления, газы которого выталкивали ракету из контейнера, а необходимая величина этого усилия обеспечивалась прогрессивной расходной характеристикой порохового заряда. ПАДы для минометного старта ракеты РТ-20П были созданы в НИИ-125 (директор Б. П. Жуков). Отработка этой схемы старта проводилась на моделях на стенде КБСМ — разработчика наземного комплекса (Главный конструктор Б. Г. Бочков), а натурная — на Павлоградском механическом заводе.

В апреле 1965 г. на стенде НИИ-58 (ныне НИИ "Геодезия") было проведено первое огневое испытание двигателя 15Д15. Испытание прошло успешно, подтвердив тем самым потенциальные возможности коллектива ОКБ и его смежников в разработке таких сложных технических систем, какими являются крупногабаритные маршевые РДТТ. В сентябре 1965 г. начаты огневые испытания двигателя на павлоградской стендовой базе (площадка № 3). Новизна темы и отсутствие достаточного опыта в ОКБ и смежных организациях привели к тому, что к экспериментальной отработке 15Д15 были приняты одновременно несколько конструктивных вариантов, и выбор окончательного варианта производился в процессе экспериментальной отработки. Так, например, стремясь максимально улучшить массовое совершенство конструкции двигателя, разработчики выбрали для материала корпуса наиболее прочную сталь СП-43. Однако в результате экспериментальной отработки выяснилось, что эта сталь очень чувствительна к любым концентрациям напряжений, неизбежно появляющимся в процессе изготовления (риски, задиры и прочее), и реализовать ее высокую исходную прочность практически невозможно. Пришлось перейти на менее прочную, но более пластичную сталь СП-28. Определенных усилий потребовал выбор наиболее рационального конструктивного исполнения и отработка прочности распорных шпангоутов и клиновых соединений полукорпусов.

Непосредственно по вкладному заряду твердого топлива возникла проблема огневой стойкости его наружного бронезащитного покрытия — имели место локальные прогары цилиндрической части корпуса. Проведенными исследованиями был однозначно установлен факт повышенной газопроницаемости бронировки. Усовершенствованием технологического процесса нанесения на заряд бронепокрытия и увеличением его толщины проблема была решена.

В двигателе 15Д15, как упоминалось, был принят оригинальный способ создания стабильного длительного конечного режима малой тяги за счет применения устанавливаемого на переднем днище ПРД конечной ступени, продукты сгорания которого вначале попадают в основную камеру сгорания, а затем через сопловой блок истекают наружу. Потребовалось проведение специальной мини-НИР, в процессе которой с использованием созданных модельных и опытных двигателей, имитирующих работу системы "ПРД конечной ступени — основная КС" в штатном режиме, были изучены все протекающие газодинамические и тепловые процессы и получены соотношения, характеризующие достигаемый уровень ее расходно-тяговых характеристик.

Продолжался поиск оптимальной структуры твердотопливных подразделений ОКБ. 12 февраля 1966 г. Михаил Кузьмич подписал приказ № 3, в соответствии с которым в системе ОКБ-586 организовывалось специализированное конструкторское бюро 5, в структуру которого вошли проектные подразделения днепропетровской и конструкторские и испытательные подразделения павлоградской территорий. Этот шаг руководства ОКБ стал завершающей точкой в поисках наиболее рационального и в определенной степени компромиссного решения в организации структуры твердотопливного направления. С одной стороны, поскольку маршевые ТТРД составляют основу конструкции ступени, было бы целесообразно их проектирование осуществлять в рамках проектного комплекса 1. С другой стороны, была ясна необходимость разработки и отработки твердотопливных двигателей в одном подразделении по замкнутому циклу. Предпочтение было отдано второму варианту.

Главным конструктором и начальником КБ-5 был назначен В. И. Кукушкин, его заместителем — А. А. Макаров, заместителем и руководителем всех работ КБ-5 на павлоградской территории — Г. Д. Хорольский.

Размещение подразделений КБ-5 на разных территориях, естественно, создавало определенные трудности в работе единого коллектива. В результате мер, предпринятых руководством ОКБ, из Павлограда в Днепропетровск была переведена большая группа инженерно-технических работников с предоставлением жилплощади, налажено регулярное транспортное сообщение, стабильная телефонная связь (открытая и закрытая), организована постоянная фельдсвязь для пересылки необходимой документации. Форсированными темпами проводился набор молодых специалистов для работы в твердотопливных подразделениях ОКБ.

В результате всех этих мероприятий коллектив КБ-5 заработал как хорошо отлаженный механизм.

Для испытаний МБР на твердом топливе, а также для запуска ИСЗ на полярную орбиту постановлениями правительства от 2 января и 16 сентября 1963 г. создается научно-исследовательский испытательный полигон № 53 ракетного и космического вооружения Министерства обороны (НИИП-53 МО). Местом его дислокации был выбран район расположения первого соединения МБР в стране — объект "Ангара" (г. Плесецк Архангельской области), что позволило значительно сократить время и расходы на капитальное строительство испытательного комплекса, жилых и служебных помещений. Объект "Ангара" был реорганизован в полигон, его начальником был назначен генерал-майор Г. Е. Алпаидзе, до этого занимавший должность заместителя начальника ПДП-4. Для предстоящих испытаний ракеты РТ-20П на полигоне началось строительство стартовых площадок 157 и 158, технической позиции (площадка 171 А), заправочно-сливной станции для заправки топливом второй ступени, полигонного измерительного комплекса, дорог и мостов. В марте 1966 г. было сформировано новое испытательное управление под командованием полковника П. П. Щербакова и отдельная инженерно-испытательная часть под командованием подполковника Ю. А. Яшина. Первый отдел управления руководил испытаниями твердотопливной ракеты РТ-2 (8К98) разработки ОКБ-1, второй отдел — летными испытаниями комплекса 8К99, его командиром был майор Г. А. Ясинский.

В. С. Будник

Постановлением правительства СССР № 583-186 от 26 июля 1966 г. для проведения летных испытаний ракеты 8К99 была создана Государственная комиссия под председательством заместителя командира корпуса РВ Н. К. Зайцева (которого вскоре заменил генерал-полковник А. И. Холопов — командующий Ракетной армией, г. Винница). Заместителями председателя Госкомиссии были В. С. Будник — технический руководитель испытаний, Г. Е. Алпаидзе, Е. Н. Рабинович — главный инженер 1-го Главного управления MOM. Заместителем технического руководителя испытаний был В. В. Грачев, членом Госкомиссии был ведущий конструктор комплекса Б. А. Ковтунов.

Всего по программе СЛИ планировалось испытать 35 ракет, причем с 9Л — в полном штатном исполнении как ракеты, так и комплекса в целом.

Летные испытания ракеты РТ-20П начались с более чем годичным отставанием от сроков, установленных правительством (второй квартал 1966 г.). И начались с неудач. Сказалась недостаточная проработка проектных и конструкторских решений, изменения конструкции в процессе наземной отработки и, как следствие, выход на СЛИ с недостаточно отработанной в наземных условиях конструкцией. Например, до начала СЛИ было проведено 48 огневых стендовых испытаний двигателя 15Д15 и из них только 28 с положительными результатами, что не замедлило сказаться на результатах первых пусков.

Первые летные ракеты 1Л и 2Л были отправлены на полигон 11 марта и 28 апреля 1967 г. Обе они были использованы для проверки испытательно-пусковой аппаратуры технической позиции и самоходной пусковой установки. Летные испытания начались 27 сентября 1967 г. пуском ракеты 3Л. После нажатия кнопки "Пуск" в процессе набора циклограммы прошла команда АПП (аварийное прекращение пуска) по причине разрушения фильтра в системе воздушного питания гиростабилизированной платформы.

Л. А Грибачев

24 октября и 1 ноября были проведены пуски ракет 4Л и 5Л. Оба закончились аварийным исходом из-за прогара диафрагмы соплового блока ДУ первой ступени и его разрушения.

Несмотря на неудовлетворительный ход летных испытаний, решением ВПК № 32 от 2 февраля 1968 г. поручалось изготовить и поставить Министерству обороны ракеты и агрегаты, необходимые для проведения опытной войсковой эксплуатации одного ПБРК 8К99.

После двухмесячного перерыва для доработок ДУ первой ступени летные испытания были продолжены. С февраля по октябрь 1968 г. было проведено 7 пусков ракет (7Л, 8Л, 10Л, 9Л, 11Л, 15Л, 14Л) и из них только три с относительно положительными результатами. Аварии были по вине и конструкторов, и двигателистов КБ-4, и управленцев. Случались и курьезы.

Рассказывает Л. А. Грибачев:

Впервые две самоходные установки с макетами ракет РТ-20П были показаны на военном параде в Москве 7 ноября 1967 г. Новое оружие американцы окрестили "Железной девой", по своему оценив созданное сочетание изящества и мощи. Они с трудом поверили, что эта ракета имеет межконтинентальную дальность полета.

Для устранения выявленных в 1968 г. неисправностей в двигателях первой и второй ступеней, бортовой и наземной аппаратуре системы управления были произведены необходимые доработки. Однако постановлением правительства № 12-6 от 6 января 1969 г. серийное производство ракет и технологического оборудования комплекса 8К99 было прекращено. Разрешалось только в течение первого полугодия 1969 г. провести пуски ракет из имеющегося задела для проверки в натурных условиях технических решений, которые могли быть использованы в перспективных разработках. Это решение было принято по предложению Министерства обороны, которое на протяжении всей разработки "настороженно" относилось к комбинированной ракете, считая, что разрабатываемый параллельно комплекс "Темп-2С" должен успешно решить все задачи, возлагаемые на комплексы 8К99 и 8К98. Официальная версия причины появления этого решения — "ввиду значительного количества неудачных пусков ракеты...". На самом деле это было связано с нежеланием военных эксплуатировать подвижный боевой ракетный комплекс с жидким топливом на борту, а также с неготовностью Ракетных войск к развертыванию позиционных районов (места дислокации ПБРК, маршруты боевого дежурства, размещение хранилищ, ремонтно-технических баз, связь, охрана, социальная сфера и т. д.).

В июле-августе 1969 г. были проведены успешные пуски ракет 16Л, 12Л, 13Л. Появилась реальная возможность завершения летных испытаний в 1970 г. с учетом того, что из 19 оставшихся ракет три были собраны, а остальные находились в разных стадиях изготовления.

Учитывая опасения Заказчика, связанные с эксплуатацией комбинированной ракеты с самоходной ПУ, М. К. Янгель направил предложения об использовании ракет 8К99 в шахтных пусковых установках взамен ракет 8К63У и 8К65У Однако и эти предложения были отклонены. Постановлением правительства от 6 октября 1969 г. разработка ракетного комплекса РТ-20П (8К99) прекращалась. Вся конструкторская документация по комплексу была передана в Московский институт теплотехники.

В докладе по итогам работы за 1963-1968 гг. М. К. Янгель в числе причин отставания в отработке комплекса РТ-20П, наряду с недостатками в отработке зарядов, ДУ первой и второй ступени, системы управления, отметил недостаточный опыт исполнителей и недостаточное внимание к отработке ракеты со стороны ведущих разработчиков ОКБ и лично Главного конструктора. Но главной причиной, по-видимому, были не технические трудности отработки, а огромная концентрация лучших сил ОКБ на проблеме создания важнейших для страны боевых ракетных комплексов с жидкостными ракетами Р-36 с модификациями, Р-36М и периодическое отвлечение этих же сил на решение многочисленных других задач (лунный корабль, МР-УР100, 11К67, 11К69, 11К68 и других).

Подытоживая драматические страницы истории разработки первой твердотопливной (комбинированной) ракеты РТ-20П, первого подвижного боевого ракетного комплекса разработки ОКБ-586, так и не увидевшего боевых позиций, можно смело считать, что его разработка сыграла значительную роль не только в плане приобретения опыта в ОКБ-586, но и в развитии всей боевой ракетной техники в стране. Разработка этого комплекса не только подняла на ноги и утвердила право на самостоятельную жизнь твердотопливной тематики в ОКБ-586. Проверенные в натурных условиях конструкторские и технологические решения ОКБ были в дальнейшем с успехом использованы при разработке новых поколений боевых ракет на жидком и твердом топливе, некоторые из них даже стали классикой мирового ракетостроения, намного опередив свое время.

Но, наверное, главным достижением этого периода было обретение у проектантов и конструкторов ОКБ уверенности в своих силах, которая, несмотря на огромный объем работы "в корзину", в будущем привела их к триумфу под индексом "SS-24".

ВМЕСТЕ С КОРОЛЕВЫМ

После триумфа советской науки и техники — запуска первого в мире искусственного спутника Земли, выведения в космос первого космонавта Юрия Алексеевича Гагарина — США, сознавая, что проигрывают соревнование с СССР в области освоения космоса, не имея тяжелых ракет-носителей, были не в состоянии немедленно ответить чем-то более эффективным. Для восстановления престижа Америки президент Д. Кеннеди в мае 1961 г. проводит через сенат закон о реализации программы "Аполлон" с целью высадки первого человека на Луну, объявив ее национальной программой США.

Ю. А. Мозжорин, директор ЦНИИмаша в 1961-1990 гг., вспоминает:

В ОКБ Королева еще в 1961 г. начались проработки тяжелого носителя, а в 1962 г. вышло постановление правительства на разработку предэскизного проекта ракетно-космического комплекса Н1-Л3 . В этой аббревиатуре индексом Н1 обозначалась трехступенчатая ракета-носитель тяжелого класса, способная вывести на орбиту полезную нагрузку массой до 90 т. Индексом Л3 обозначалась космическая система, призванная обеспечить полет человека к Луне, посадку лунного корабля на ее поверхность и возвращение на Землю. Система имела длину порядка 30 м и массу около 90 т. В состав системы Н1-Л3 входили семь ракетных блоков, обозначаемых по королевской традиции буквами русского алфавита: А, Б, В, Г, Д, Е, И. Первые три блока — А, Б, В — составляли ракету-носитель, которая выводила на околоземную орбиту высотой 220 км лунный комплекс Л3 в составе блоков Г, Д, Е, И.

Это была гигантская ракета длиной 61,5 м с максимальным диаметром корпуса 17 м, работавшая на керосине и жидком кислороде. Топливные баки всех ступеней были выполнены сферическими, ступени соединялись друг с другом переходными отсеками и трубчатыми фермами. При этом диаметр баков и в целом ступеней ракеты уменьшался снизу вверх, и вся ракета-носитель напоминала стрелу, устремленную ввысь, аналогично знаменитой "семерке".

Лунный комплекс состоял из четырех последовательно расположенных ракетных блоков. Блок Г одноразовым запуском двигателя должен был обеспечить перевод комплекса Л3 с околоземной орбиты на траекторию полета к Луне. Блок Д имел двигатель многоразового включения для обеспечения коррекции траектории полета комплекса на пути к Луне, его торможения для перевода на орбиту искусственного спутника Луны и создания большей части тормозного импульса при посадке лунного корабля на поверхность Луны. Блоки Г и Д также выполнялись на кислородно-керосиновом топливе. Два последних блока — Е и И — вследствие необходимости длительного функционирования в космическом пространстве использовали высококипящие компоненты топлива — азотный тетраоксид и несимметричный диметилгидразин. Эти блоки входили в состав двух кораблей — лунного корабля, осуществлявшего посадку на Луну с космонавтом на борту и возвращение на окололунную орбиту, и лунного орбитального корабля, находящегося со вторым космонавтом на орбите Луны во время посадки лунного корабля на Луну и обеспечивавшего последующий полет с экипажем на Землю.

В 1964 г. предэскизный проект был выполнен.

Свидетельствует В. М. Филин, один из ведущих разработчиков проекта в ОКБ-1:

Вспоминает Александр Максимович Макаров:

Лунный корабль

3 августа 1964 г. принимается Постановление правительства № 655-268 "О работах по исследованию Луны и космического пространства. Создание ракеты H1 и космического корабля Л3, облет Луны произвести в 1966 г. с посадкой на Землю. В первом полугодии 1967 г. произвести посадку на Луну с одним или двумя космонавтами с возвращением на Землю". Этим постановлением ОКБ-586 и заводу № 586 поручены разработка и изготовление блока Е — ракетного блока космического корабля.

В первых проектных материалах ОКБ-1 компоновка блока Е напоминала компоновку других космических блоков. Однако специфика лунного корабля определила и особенности компоновки блока Е.

Лунный корабль состоял из трех основных узлов: верхнего — кабины лунного корабля, среднего — блока Е и нижнего — лунного посадочного устройства.

Кабина лунного корабля представляла собой герметичный отсек в основном сферической формы с различными надстройками и четырьмя опорными ногами, которыми она устанавливалась на блок Е. В состав КЛК входили собственно кабина космонавта, приборный отсек, двигательная установка и ряд систем, обеспечивающих функционирование корабля и жизнедеятельность космонавта.

Лунное посадочное устройство предназначалось для посадки лунной кабины с космонавтом на поверхность Луны. Это его основная функция, но не единственная. Кроме обеспечения надежной посадки лунного корабля на неподготовленную поверхность Луны, ЛПУ выполняет роль пускового стола при старте с Луны после завершения программы исследований. Основными элементами конструкции ЛПУ являются силовой каркас, выполненный в виде усеченного конуса, расширяющегося вверх, четыре опорных ноги с системой подкосов, тяг, шарниров, система твердотопливных двигателей, обеспечивающих прижатие опор ЛПУ к грунту в момент касания лунной поверхности и препятствующих опрокидыванию ЛПУ, и отражательный экран, служащий для организации нормального процесса истечения газов из двигателей блока Е при старте ЛК с Луны.

Ракетный блок Е являлся основным узлом лунного корабля. Он был призван обеспечить:

— торможение лунной кабины на завершающей стадии посадки на Луну,

— возможность зависания лунной кабины на небольшой высоте над поверхностью Луны для осуществления горизонтального маневра при выборе места посадки,

— взлет лунной кабины на орбиту искусственного спутника Луны для стыковки с находящимся там лунным орбитальным кораблем.

В случае каких-либо нештатных ситуаций на участке снижения к Луне и при нахождении лунной кабины на поверхности Луны блок Е должен был обеспечить немедленный взлет лунной кабины по аварийной программе с возвращением на орбиту вокруг Луны для стыковки с лунным орбитальным кораблем.

В конструктивном отношении блок Е состоял из следующих основных узлов:

— конического силового отсека клепаной конструкции,

— бака горючего с коническим корпусом, вогнутым нижним и выпуклым верхним днищами,

— тороидального бака окислителя,

— двигательной установки 11Д410, состоящей из двух независимых двигателей с собственным ТНА — однокамерного основного 11Д411 и двухкамерного резервного 11Д412,

— донного экрана из тонких листов титанового сплава, подкрепленного титановыми профилями, предназначавшегося для защиты нижней части блока Е от теплового, газодинамического и механического воздействия факела двигателей и частиц лунного грунта при посадке и взлете.

Он имел сложную торосферическую форму, которая обеспечивала прохождение равнодействующей всех газодинамических сил при старте лунной кабины через центр масс для обеспечения минимума боковых возмущений.

В процессе разработки блока Е необходимо было впервые решить ряд сложных технических задач, главными из которых являлись обеспечение:

Компоновка блока Е лунного корабля

— надежного запуска двигателей в условиях невесомости,

— необходимого температурного режима компонентов топлива при длительном нахождении в космосе.

При этом необходимо было учитывать чрезвычайно жесткие требования по массовым характеристикам блока.

Разработка двигательной установки для блока Е была поручена двигательному КБ-4, входящему в состав ОКБ-586. Требования к двигателям — основному и резервному — были чрезвычайно тяжелыми. Основной двигатель 11Д411 должен был иметь два режима — основной и режим глубокого дросселирования — до 35 процентов, а также возможность двух включений. Резервный двигатель 11Д412 был однорежимным с регулировкой тяги до 10 процентов. Главное требование — высочайшая надежность. От этого зависела жизнь первого космонавта-селенита. На участке посадки лунной кабины на поверхность Луны должен работать основной двигатель. В случае его отказа должен был включиться резервный двигатель и вывести лунную кабину на орбиту вокруг Луны для стыковки с лунным орбитальным кораблем. При старте с Луны предусматривался запуск обоих двигателей — основного и резервного. Такая схема обеспечивала высокий уровень надежности — порядка 99,977 процента. Включение основного и резервного двигателей в штатной ситуации должно было осуществляться в условиях невесомости.

В связи с этим одной из сложных технических проблем была разработка внутрибаковых устройств, обеспечивающих подачу топлива в двигатель в условиях невесомости, надежно исключая попадание на вход двигателей газа наддува. Опираясь на свой опыт, специалисты ОКБ-1 предложили вариант эластичных внутрибаковых устройств, так называемых "мешков", заполняемых газом наддува и вытеснявших топливо из баков в двигатель. Этот вариант был принципиально простым, но реализация его оказалась сложной, и от него пришлось отказаться. Причинами были высокие требования к материалу "мешков" — стойкость к агрессивным компонентам топлива, прочность и абсолютная непроницаемость для газов (а гелий — газ наддува — обладал очень высокой проникающей способностью), а также сложность конфигурации баков и требуемый большой объем экспериментальной отработки.

После долгих поисковых и экспериментальных работ материаловедов и конструкторов был принят вариант жестких разделителей с мелкоячеистыми сетками, которые за счет действия капиллярных сил на границе раздела газовой и жидкой фаз содержимого баков обеспечивают непроникновение газовых пузырей к заборным устройствам двигателей. Для подтверждения их работоспособности был проведен большой объем экспериментальной отработки на моделях, стендах невесомости, впоследствии в натурных условиях, который принес положительные результаты. Основной вклад в их разработку и отработку внесли проектанты Н. В. Цуркан, И. Г. Писарев, конструкторы М. С. Алимамедов, Б. А. Шевченко, Ю. М. Цирульник.

Разработанный КБ-4 двигатель 11Д411 обеспечивал шестикратное изменение тяги, имея турбонасосную систему подачи топлива и камеру с регенеративным охлаждением, для которой дросселирование тяги в таком широком диапазоне представляло особо трудную задачу. При этом камера двигателя обеспечивала высокий удельный импульс тяги (324 с).

Вспоминает В. М. Филин:

Отработка двигателя с февраля 1969 г. началась на 5-м стенде НИИХМ, куда каждый месяц выезжала бригада специалистов ОКБ, затем испытания были продолжены на введенном в строй 4-м стенде в комплексе 8 ОКБ-586. Наработки двигателя до отказа так и не удалось добиться, так как для подтверждения высоких показателей нужно было провести большое количество испытаний. А двигатель никак не хотел отказывать.

Во время ресурсных испытаний двигатель работал безотказно в течение 10 000 с при требуемых 470 с. К большому сожалению, он оказался невостребованным. Но опыт его проектирования и отработки пригодился при работе над созданием последующих двигателей ОКБ-586.

Ю.И.Мошненко

Проблема обеспечения температурного режима конструкции блока Е и компонентов топлива была связана с длительностью полета лунного корабля от Земли до Луны и контрастом между солнечным нагревом и космическим холодом при стоянке ЛК на неосвещенной поверхности Луны. Вся наружная поверхность блока была закрыта многослойной экранно-вакуумной изоляцией, состоящей из чередующихся слоев алюминированной полиэтиленгерефталатной пленки и стекловуали. В зонах, подвергающихся воздействию высоких температур от факела двигателей, в составе ЭВТИ вместо пленки использовалась алюминиевая и даже никелевая фольга. Отдельные незащищенные элементы конструкции полировались. В местах контакта блока Е с ЛПУ устанавливались пластмассовые термомосты. Для исключения излучения тепла через сопла камер сгорания двигателей сопла закрывались вышибными заглушками из многослойной ЭВТИ. После посадки на Луну срезы сопел закрывались захлопывающимися полукруглыми крышками, отстреливающимися перед стартом с Луны.

В работах по обеспечению температурного режима блока Е особая роль принадлежит тепловикам Ю. И. Мошненко, Т. Е. Александровой, проектанту А. Г. Морозу, конструкторам Г. А. Демерцеву, А. А. Еременко.

Все технические решения по теплоизоляции блока также проходили большой объем экспериментальной отработки, которая завершалась комплексными тепловыми испытаниями полноразмерного макета блока Е в термобарокамере.

Ввиду того, что самая совершенная пассивная теплоизоляция не способна абсолютно исключить теплообмен и сохранить температуру компонентов топлива в заданном, довольно узком диапазоне, в состав блока был введен контур жидкостной системы терморегулирования лунного корабля. Внутри топливных баков блока Е были размещены трубопроводы, по которым циркулировал жидкий теплоноситель из системы жизнеобеспечения космонавта.

В серьезную проблему для разработчиков блока Е вылилась проблема массы конструкции блока. В результате скрупулезного анализа и споров в ТЗ была указана согласованная масса — 525 кг. После выпуска конструкторской документации дефицит массы составил более 50 кг. Для стимулирования инициативы инженеров ОКБ был выпущен приказ Главного конструктора, в котором авторам реализованных предложений по снижению массы назначалось вознаграждение в размере 25 рублей за 1 кг снижения массы (сумма по тем временам значительная). В дальнейшем конкурс предложений был продолжен новыми приказами, сумма вознаграждения увеличилась до 50 рублей за килограмм. В результате в комиссию было подано множество предложений. Некоторые были простыми и незначительными по эффективности — снятие фасок, сверление отверстий облегчения и т. д. Но были и сложные предложения, требовавшие принятия решения на высоком уровне, изменения технологии изготовления. Например, предложение по тороидальным днищам бака окислителя. При штамповке тороидального днища вследствие деформации металла листа имеет место сильная разнотолщинность отштампованной заготовки.

Прочнисты задают значение минимальной толщины металла, которая контролируется на завершающей стадии изготовления. В самом тонком месте толщина днища должна быть не меньше минимально допустимой. В остальных местах она может быть существенно большей. Учитывая большую общую поверхность днища, это приводит к значительной избыточной массе. В связи с тем, что для тороидальной формы днища существует вполне определенная закономерность изменения толщины отштампованной заготовки по образующей, было принято решение о введении местного химического фрезерования днищ по кольцевым зонам с обеспечением в каждой зоне минимального повышения толщины днища относительно расчетной минимальной толщины.

Учитывая престижность работы, завод никогда не отказывался от реализации даже самых сложных и трудоемких предложений.

Результаты кампании за снижение массы были просто замечательными: после того, как изготовили и взвесили первый блок Е, выяснилось, что его масса в сборе ниже заданной в ТЗ почти на 25 килограммов! В последующем конкурсы по снижению массы и улучшению энергетических характеристик разрабатываемых ракет стали регулярными и в значительной степени обеспечивали выполнение требований заказчика.

После того, как блок Е, а также другие блоки лунного корабля успешно прошли всю наземную экспериментальную отработку, настал черед летных испытаний. В связи с неготовностью к полетам носителя H1 (к тому времени прошли два пуска РН и оба аварийные) и для экономии средств первые полеты летных образцов лунного корабля было решено проводить на носителе 11А511 ("Союз"). Носитель должен был вывести опытный образец лунного корабля на околоземную орбиту, где в условиях невесомости должны были обеспечиваться запуск двигателя блока Е и совершаться различные маневры лунного корабля с управлением в автоматическом режиме собственной аппаратурой корабля.

Испытания проводились на космодроме Байконур. Председателем Государственной комиссии по летным испытаниям лунного корабля был назначен генерал А. А. Максимов, заместитель начальника ГУКОС.

Первый пуск прошел 24 ноября 1970 г., второй — 26 февраля 1971 г., третий — 12 августа 1971 г. Все испытания прошли успешно. В средствах массовой информации они были представлены как запуски искусственных спутников Земли серии "Космос".

Блок Е в составе лунного корабля полностью подтвердил свою работоспособность, правильность заложенных в нем технических решений, и был готов к работе в составе космической системы Н1-Л3 .

К сожалению, носитель Н1 так и не был отработан. Ни один из четырех пусков РН не был удачным. 15 мая 1974 г. работы по H1 были приостановлены, в марте 1976 г. — полностью прекращены.

Свидетельствует Георгий Степанович Ветров, доктор технических наук, ведущий сотрудник ОКБ-1: