Стратегический ракетный комплекс Р-16 с ракетой 8К64 (Р-16У/8К64У)

Ракета 8К64 была выполнена по схеме «тандем» с последовательным разделением ступеней. Первая ступень состояла из переходника, к которому посредством четырех разрывных болтов крепилась вторая ступень, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека с силовым кольцом. Вторая ступень, служившая для разгона ракеты до скорости, соответствовавшей заданной дальности полета, имела аналогичную конструкцию, но была выполнена короче и в меньшем диаметре.

Топливные баки I ступени и бак "Г" II ступени - панельной конструкции, а бак "О" II ступени изготовлен из листового материала с применением химфрезерования. Для обеспечения устойчивого режима работы ЖРД все баки имели наддув.Наддув баков "Г" обеих ступеней осуществляется азотом, бака "О" II ступени - воздухом из шаровых баллонов, размещенных в приборном отсеке, а бака "О" I ступени - скоростным напором встречного потока воздуха. В качестве управляющих органов впервые использованы качающиеся камеры рулевых двигателей.

Разделение ступеней ракеты осуществляется по следующей схеме: по команде на разделение ступеней выключается основной двигатель и снижается тяга рулевого двигателя I ступени, после запуска рулевого двигателя II ступени происходит разрыв связей между ступенями и торможение корпуса I ступени тормозными ПРД. Запуск основного двигателя II ступени производится после достижения расстояния между ступенями 10-15м. Отделение головной части производится за счет торможения корпуса II ступени тормозными ПРД после выключения основного, а затем рулевого двигателя II ступени.

На I ступени ракеты был установлен основной двигатель 8Д712, состоящий из трех двухкамерных двигателей 8Д515, унифицированных с двигателями ракеты 8К65. В качестве рулевого использовался четырехкамерный двигатель 8Д63У. На II ступени установлены основной двухкамерный двигатель 8Д713 и рулевой четырехкамерный двигатель 8Д64У. Система подачи топлива во всех двигателях — турбонасосная с питанием турбин продуктами сгорания основного топлива. Все ракетные двигатели работали на самовоспламеняющихся при контакте компонентах топлива: окислителе АК-27И и горючем — несимметричном диметилгидразине (НДМГ).

Ракета могла оснащаться двумя видами ЯБП мощностью от 3 до 6Мт. При стрельбе на максимальные дальности использовалась так называемая "легкая" ГЧ, а на промежуточную и минимальную дальности - "тяжелая" с зарядом более мощного тротилового эквивалента. ГЧ конической формы с полусферической вершиной крепилась к корпусу второй ступени с помощью трех разрывных болтов. Ее отделение осуществлялось за счет торможения второй ступени при срабатывании тормозных пороховых ракетных двигателей. От мощности головной части зависела максимальная дальность полета, колебавшаяся в пределах от 11000 до 13000 км. Наряду с совершенствованием боевых ракет в СССР продолжалось совершенствование термоядерных зарядов. Так, в ходе летных испытаний ракеты 8К64 в 1961 г. было предписано заменить заряды в головных частях ракет 8К64 и 8К65. В связи с этим в 1962 г. разработаны унифицированные ГЧ, пригодные для оснащения обеих ракет. В дальнейшем принцип внутривидовой и межвидовой унификации узлов и изделий широко применялся в различных разработках КБ "Южное".

Ракета 8К64 имела защищенную автономную инерциальную систему управления. Она включала автоматы угловой стабилизации, стабилизации центра масс, систему регулирования кажущейся скорости, систему одновременного опорожнения баков, автомат управления дальностью. В качестве чувствительного элемента СУ впервые на советских межконтинентальных ракетах была применена гиростабилизированная платформа на шарикоподшипниковом подвесе. Приборы системы управления располагались в приборных отсеках на первой и второй ступенях. При подготовке к старту ракета устанавливалась на пусковое устройство так, чтобы плоскость стабилизации находилась в плоскости стрельбы.

8К64У конструктивно почти не отличалась от 8К64. Для обеспечения старта из ШПУ была изменена автоматика работы двигательной установки первой ступени. На корпусе ракеты были сделаны площадки для установки бугелей, фиксирующих ее положение в направляющих шахтной пусковой установки. Баки горючего стали наддуваться азотом.

БРК Р-16 стал базовым при создании группировки межконтинентальных ракет РВСН. Наземный стартовый комплекс включал боевую позицию с двумя пусковыми устройствами, одним общим командным пунктом и хранилищем ракетного топлива. Пуск ракеты осуществлялся после ее установки на пусковой стол, заправки компонентами ракетного топлива и сжатыми газами, проведения операций по прицеливанию. Все эти операции занимали довольно много времени. Чтобы его сократить были введены четыре степени технической готовности, характеризовавшиеся определенным временем до возможного старта , которое было необходимо затратить для выполнения ряда операций по предстартовой подготовке и запуску ракеты. В высшей степени готовности МБР 8К64 могла стартовать через 30 минут.

8К64У была развернута в гораздо меньших количествах, так как на строительство шахтных комплексов (типа "Шексна") требовалось больше времени, чем для ввода в строй РК с наземными ПУ. На каждой стартовой позиции располагались три ШПУ, размещенные в линию на расстоянии около 100 метров друг от друга, подземный командный пункт, хранилища компонентов топлива, а также другие сооружения. Способ старта из шахты - газодинамический на собственных двигателях. На ракете установлены бугели для движения в шахте по направляющим, а также для амортизации. Защитная крыша шахты - плоская, сдвигаемая по рельсам. Ракета размещалась внутри на специальном поворотном устройстве с пристыкованными коммуникациями системы заправки. Для БРК с МБР 8К64У устанавливалось три степени боевой готовности. Время пуска из полной боевой готовности - 18мин.