Межконтинентальная баллистическая ракета Р-9А(8К75)

Основываясь на достигнутом к началу 1958 года прогрессе в создании более экономичных двигателей и головных частей с ядерным зарядом значительно меньшей массы, Совет главных конструктов направил в апреле 1958 года в Правительство СССР предложение о разработке новой межконтинентальной баллистической ракеты Р-9 на ракетном топливе «кислород-керосин» с начальной массой около 100 т. С.П. Королеву стоило больших усилий уговорить Совет главных подписать эти предложения. В.П. Бармин и Н.А. Пилюгин сильно сомневались в реальности заявляемой стартовой массы (например, Р-16 была на 30 тонн тяжелее), В.П. Глушко поначалу не соглашался на разработку кислородного двигателя с тягой 140 тонн и настаивал на применении высококипящих компонентов топлива. Когда в 1958 года была получена информация о том, что в новейшей МБР Titan I американцы, как и в МБР Atlas, используют жидкий кислород в качестве окислителя, то это на первый взгляд подтверждало правильность выбора кислорода, а не высококипящих компонентов. Ракета Titan I базировалась в ШПУ и имела готовность к пуску после заправки 15 минут. Это пока было недоступно ни одной из советских ракет. Однако в конце 1961 года появилась информация, что новейшие МБР Titan II на высококипящих компонентах, размещенные в одиночных ШПУ в заправленном состоянии, могли стартовать через 1,5-2 минуты после получения команды. Одновременно поступили данные о планируемом снятии ракет Titan I и Atlas с вооружения. Теперь на "коне" были сторонники В.П. Глушко и высококипящих КРТ. Поскольку на тот момент было не вполне ясно, какая из пар компонентов обеспечит лучшие условия эксплуатации в войсках и меньшее время подготовки к пуску, после дополнительных проработок ОКБ-1 предложило разработать два варианта ракеты, отличающихся используемыми компонентами топлива и двигательными установками: Р-9А (на низкокипящих компонентах топлива «керосин-жидкий кислород») и Р-9Б (на высококипящих компонентах топлива «керосин-азотная кислота»). Все определялось сложностью систем для поддержания компонентов топлива в готовности к заправке, токсичностью компонентов, временем, необходимым для заправки ракеты, и временем раскрутки гироприборов перед пуском. Учитывая, что время готовности к пуску у обоих вариантов системы примерно одинаковое, а эксплутационные качества, включая безопасность работы с ракетой, предпочтительнее у компонентов «керосин-кислород», ОКБ-1 настояло на принятии к дальнейшей разработке ракеты Р-9А.

От ракеты, как боевого оружия, требуется максимально возможное время пребывания в готовности № 1 и минимальное время подготовки к пуску. Решение этих задач облегчается при хранении ракеты длительное время в заправленном состоянии, однако для кислородной ракеты это было практически исключено. Следовало добиться того, чтобы время заправки ракеты Р-9А не превышало общее время подготовки ракеты. Таким образом, исключалась необходимость длительного хранения ракеты в заправленном состоянии. В Постановлении Правительства СССР на разработку ракеты Р-9А от 30 мая 1960 года специально отмечалось, что в качестве окислителя должен применяться переохлажденный кислород. Первым высказал идею об использовании переохлажденного жидкого кислорода В.П. Мишин. Если вместо минус 183°С, близких к точке кипения кислорода, понизить его температуру до минус 200-210°С, то, во-первых, он займет меньший объем, во-вторых, резко уменьшатся потери на испарение, в-третьих можно будет осуществить скоростную заправку (кислород, попадая в теплый бак, не будет бурно вскипать, как это обычно происходит). Это позволит обеспечить хранение кислорода в наземной емкости и заправку его в ракету практически без потерь за время, не превышающее времени подготовки приборов системы управления к пуску. Это позволяло обеспечить хранение кислорода в наземной емкости и заправку его в ракету практически без потерь за время, не превышающее времени подготовки приборов системы управления к пуску (главным "ограничителем" выступало время подготовки гироприборов). Выбранное решение было абсолютно верным, и его правильность подтвердило время - в дальнейшем на советских ракетах (в том числе на «лунной царь-ракете» Н-1/11А52 и универсальной тяжелой РН «Энергия»/11К25) применялись переохлажденные компоненты топлива. Длительность пребывания ракеты Р-9А в заправленном состоянии составляла 24 часа, но ракета могла стоять на боевом дежурстве не заправленная компонентами ракетного топлива. Все системы и агрегаты ракеты Р-9А могли обеспечить её пребывание в готовности №1 в течение 1 года при условии периодического проведения (без снятия со старта) регламентных работ.

При эскизном проектировании были рассмотрены пять принципиальных схем ракеты, обеспечивающих требуемые характеристики при максимально возможной простоте, мобильности и минимально возможной массе конструкции. Это было достигнуто принятием целого ряда конструктивно-компоновочных решений, например, применением открытых ферменных отсеков для сочленения ступеней ракеты, сбрасываемого хвостового отсека II ступени, использование паров наддува бака горючего II ступени для отделения ГЧ и т.д. Габариты ракеты выбирались из возможности транспортировки ее в собранном виде в одном железнодорожном вагоне и использования сварочно-штамповочного оборудования ракеты Р-7 для производства блоков ракеты Р-9А.

Разработка ракеты Р-9А началась в ОКБ-1 под руководством С. Королева после выхода Постановления Правительства страны от 30 мая 1960 года и приказа Госкомитета СССР по оборонной технике от 22 ноября 1961 года. Проектирование и разработка системы управления ракеты Р-9 проводилась в НИИАП под руководством главного конструктора Н.А. Пилюгина. Командные приборы разрабатывались под руководством В.И. Кузнецова в НИИ-944, а система радиоуправления - в НИИ-885 под руководством М.С. Рязанского. Главным конструктором по наземному комплексу был назначен В.П. Бармин (ГСКБ "Спецмаш"). Двигатель I ступени был разработан в ОКБ В.П. Глушко, а двигатель II ступени - в ОКБ С.А. Косберга. Боезаряд разрабатывался в КБ-11 (г. Арзамас-16) под руководством С.Г. Кочарянца. Эскизный же проект ракеты Р-9А был завершен еще в октябре 1959 г., в нем было предусмотрена возможность дальнейшего совершенствования характеристик ракеты. Для этой цели разрабатывались новые двигатели НК-9 (ОКБ Н.Д. Кузнецова) для 1-ой ступени (с улучшенными характеристиками за счёт использования замкнутой схемы) и для 2-ой ступени - двигатель на базе создаваемого в ОКБ-1 двигателя «блока Л» для РН «Молния». При применении новых двигателей и сохранении стартовой массы ракеты максимальная дальность могла быть увеличена на 2700 км. При сохранении же заданной дальности и массы ГЧ масса ракеты уменьшалась на 13 т. Ракета получила индекс Р-9М. Однако ОКБ Н.Д. Кузнецова не смогло своевременно организовать работу по новому двигателю, а В.П. Глушко скоро добился решения оставить для ракеты Р-9А в качестве единственного варианта для 1-ой ступени разрабатываемый им двигатель. Стоит отметить, что возникшие при создании МБР Р-9А противоречия между С.П. Королевым и В.П. Глушко во взглядах на дальнейшее применение высококипящих и низкокипящих компонентов топлива привели в дальнейшем к открытому расколу между ними, что стало одной из важнейших (но не единственной) причин провала советской «лунной программы» - ОКБ Н.Д. Кузнецова, не имевшее достаточного опыта, не смогло на том этапе создать достаточно надежных и одновременно мощных кислородно-керосиновых РД для РН Н-1. От применения на сверхтяжелом носителе Н-1 ЖРД на высококипящих компонентах топлива, на чем настаивал В.П. Глушко, решено было отказаться по экологическим соображениям - в случае неудачного старта (а все 4 попытки запуска Н-1 окончились неудачей) территория полигона рисковала на долгий срок превратиться в безжизненную пустыню. В дальнейшем сам В.П. Глушко изменил свои взгляды - он возглавил в 1974 году ЦКБЭМ - бывшую «фирму С.П. Королева» - и на созданной в дальнейшем под его руководством самой мощной в мире сверхтяжелой ракете «Энергия» применялись только ЖРД с окислителем «кислород» на обеих маршевых ступенях и горючим «керосин» (1-я ступень) и «водород» (2-я ступень).

Для МБР Р-9А предусматривалось создание двух типов стартовых комплексов: наземный - «Десна-Н» и шахтный - «Десна-В». Параллельно с проектированием ракеты продолжались научно-исследовательские и опытные работы по проблеме получения, транспортировки и хранения переохлажденного жидкого кислорода и уменьшения его потерь. Проблема оказалась столь серьезной, что в качестве советника был привлечен известный специалист по физике сверхнизких температур академик П.Л. Капица. За счёт применения принципиально новых видов изоляции емкостей с жидким кислородом (порошковая, экранно-вакуумная теплоизоляция и т.п.) и выбора оптимальной конструкции баков ракеты и емкостей хранения кислорода, новых конструкционных материалов, внедрения переохлаждения, удалось сократить потери кислорода от испарения с 15% на начальном этапе работ до 0,05-0,2% (т.е. в 75-300 раз) перед выходом ракеты на лётные испытания. Для обеспечения длительного хранения ракеты в заправленном состоянии прорабатывалась возможность установки экранно-вакуумной теплоизоляции на кислородных баках (индекс ракеты 8К77). В качестве двигателей предлагалось использовать двигатели варианта ракеты Р-9М. Применение этих высокоэнергетических двигателей позволяло при сохранении рабочего запаса топлива оснастить ракету более тяжёлой и соответственно более мощной ГЧ. Но этот вариант развития не получил, в связи с большими осложнениями при изготовлении защитной оболочки (сталь толщиной 0,5 мм) для экранно-вакуумной теплоизоляции (сложности со сваркой и её креплением). Для поддержания вакуума в больших объемах потребовались специальные насосы. Советская промышленность в то время их не выпускала. С.П. Королев добился решения ВПК об организации производства таких насосов по образцу фирмы «Philips». Конечно, фирма об этом ничего не знала. Была создана специальная газовая холодильная машина, которая, будучи установлена на емкости с жидким кислородом, конденсировала испарившийся из емкости кислород и возвращала его обратно в жидком состоянии. Замена существовавших видов изоляции (мипоры, шлаковаты) на порошки (аэрозоль, перлит и др.), которыми заполнялось пространство между емкостью и наружным кожухом, и вакуумирование этого пространства превращало емкость для хранения кислорода в большой термос и резко сокращало теплоприток к емкости кислорода, а, следовательно, и его потери от нагревания и испарения. Это сходство ещё более усиливалось при использовании ЭВТИ, которая представляла собой маты из листов блестящей тонкой фольги (около 100 штук), разделенных друг от друга редкой стеклотканью. Блестящая поверхность фольги резко уменьшала передачу тепла к емкости с кислородом, а вакуум в теплоизолирующем пространстве емкости довершал дело. Для создания системы вакуумирования на многочисленных объектах хранения кислорода был спроектирован и создан специальный форвакуумный насос в сочетании с двумя адсорбционными насосами с применением нового синтетического материала - цеолита, предварительно охлаждаемого жидким кислородом или азотом. Такая конструкция позволила довести вакуум с уровня 5x10-2 мм рт.ст. до 1x10-3-1x10-4. Это также потребовало освоения новой технологии сварки для получения полной герметичности многометровых сварных швов емкостей хранения, создания методики и аппаратуры контроля их качества. Все описанные выше мероприятия сводили к минимуму испарения криожидкости. Так впервые в отечественной практике была решена проблема хранения жидкого кислорода практически без потерь. Вместе с тем исследования показали, что есть дополнительные возможности повышения эффективности применения переохлажденного жидкого кислорода. При температуре минус 203-210°С сильно возрастает его текучесть. Это позволяло резко сократить время заправки (с 25-30 до 3-8 мин), при этом вместо насосов можно было использовать сжатый воздух, который выдавливал кислород из емкости хранения в баки ракеты с расходом до 700 т/ч. Для переохлаждения жидкого кислорода применялась передвижная установка, в которой использовался принцип эжекции и уноса паров с поверхности жидкого кислорода за счёт перепада давления в эжекторе. В докладных записках на имя министра общего машиностроения Д.Ф. Устинова и заместителя Председателя Госплана СССР В.М. Рябикова в мае 1961 г. С.П. Королев изложил основные итоги работ по кислородной тематике. Таким образом, можно отметить, что работы над ракетой Р-9А позволили серьезно расширить фронт работ по криогенной тематике в нашей стране в целом и добиться серьезных результатов. Полученные результаты потребовали коренной перестройки процессов получения, хранения, транспортировки и заправки криожидкостей. Была принципиально перестроена промышленная база, в дальнейшем вышло соответствующее Постановление Правительства СССР, в 1972 г. создана крупнейшая союзная научно-промышленная организация по этой проблеме - НПО "Криогенмаш" (г. Балашиха, Московской области), объединившая научные и производственные коллективы.

Принципиальной особенностью ракеты было включение в ее состав переходной рамы пускового стола. Благодаря этому резко уменьшился объем работ на старте, т.к. стыковка всех связей "земля-борт" теперь производилась на технической позиции, после пристыковки к ракете переходной рамы, а на старте оставалось пристыковать существенно меньшее количество коммуникаций "земля-переходная рама". Другой особенностью комплекса ракеты Р-9А явилось системное решение проблем, связанных с длительным хранением жидкого кислорода. Была создана система переохлаждения, длительного хранения и скоростной заправки ракеты переохлажденным жидким кислородом и решена проблема его длительного хранения без потерь. Однако на этапе ЛКИ выявились недостатки наземного стартового комплекса «Десна-Н». В частности, при этом выявились недостатки компоновки и конструкции отдельных узлов пускового стола и переходной рамы. Переходная рама оказалась очень громоздкой и тяжелой, ее масса достигала 4,5 т и составляла 50% массы сухой ракеты. Технологический цикл подготовки пуска был недостаточно автоматизирован, что удлиняло процесс подготовки к пуску, требовало квалифицированного боевого расчёта. Сложным и длительным оказался процесс установки ракеты на пусковой стол, недостаточно быстрой была заправка компонентами топлива, время подготовки пуска составляло почти 2 ч. Все это привело к тому, что стартовый комплекс «Десна-Н» не был рекомендован для принятия на вооружение.

В мае 1962 г. было принято решение о необходимости создания более совершенного стартового комплекса. Необходимо отметить, что комплекс "Десна-Н" был отвергнут не из-за грубых конструктивных просчетов - высокие боевые и эксплутационные характеристики ракеты Р-9А, подтвержденные ЛКИ, требовали создания еще более совершенного стартового комплекса с более высокой боевой готовностью, т.е. требовалось подходить к ракете и стартовому комплексу как к единому целому. ОКБ-1 стало головной организацией и главным идеологом создания нового комплекса наземного оборудования для ракеты Р-9А. Была разработана и изготовлена новая переходная рама, с массой в 3 раза меньше прежней. В ЦКБ транспортного машиностроения было создано эффективное устройство, управляемое одним оператором, способное установить ракету на пусковой стол за 30 сек. На основе последних достижений криогенной техники была создана система переохлаждения, длительного хранения без потерь и скоростной заправки ракеты переохлажденным жидким кислородом, разработана (в ГСКБ «Спецмаш») система скоростной заправки горючим (керосином Т-1) с насосной подачей горючего. Впервые в ОКБ-1 была создана и изготовлена на заводе "Красная Заря" автоматизированная система подготовки ракеты к старту (АСПС), причем принятые в ней классические решения использовались в дальнейшем для ряда новых ракет-носителей. АСПС представляла собой единую автоматическую систему, охватывающую весь комплекс автоматических систем управления отдельными агрегатами и системами стартового комплекса. АСПС также управляла операциями по полуавтоматическому сливу компонентов топлив из баков ракеты при несостоявшемся пуске, съемом ракеты с ПУ. Агрегаты и системы АСПС управлялись с центрального пульта подготовки автоматически или, при наличии необходимости, вручную. Удалось довести время готовности Р-9А к пуску, считая от горизонтального положения, до 20 мин. Новый стартовый комплекс получил название «Долина». Дальнейшее сокращение времени готовности к пуску ограничивалось временем раскрутки гироприборов (до 60000 об/мин.). На этот процесс требовалось 15 мин. Для ракеты Р-9А необходимо было создать также шахтный вариант стартового комплекса. Никакого опыта по созданию такого комплекса ни в стране, ни за рубежом не было. В США для ракет Atlas F и Titan I аналогичного класса предусматривалось только хранение ракеты в шахте - для пуска её поднимали на поверхность Земли. Из шахты пускать ракету опасались, так как подготовка и запуск двигателей были связаны с испарением жидкого кислорода и, следовательно, загазованностью шахты кислородом, что могло привести к взрыву. Нужно было время для исследований и экспериментов. Однако обстановка требовала ускоренного строительства защищенных стартовых комплексов. Решили исследования и эксперименты проводить одновременно с проектированием и строительством экспериментального шахтного стартового комплекса на Байконуре. Его головным разработчиком стало ГСКБ «Спецмаш» (Главный конструктор В.П. Бармин).

Для скорейшего начала испытаний было принято решение соорудить временную стартовую позицию в 300 м от стартовой площадки ракеты Р-7 (площадка № 1). Временной стартовой позиции Р-9А присвоили номер 71. Это давало возможность использовать существующие монтажно-испытательный корпус (МИК), заправочное, наземное, электросиловое оборудование, коммуникации связи и прочие удобства первой площадки. Летные испытания ракеты Р-9А начались 9 апреля 1961 г. с неудачи. На 155-й сек. полета отказал двигатель 2-ой ступени. Запуск можно считать частично успешным - в полете были проверены первая ступень, ее двигатель, система управления, центральный привод, запуск двигателя второй ступени, горячее разделение, сброс хвостового отсека второй ступени. Причины последовавшей остановки двигателя 2-ой ступени ракеты были установлены в тот же день. Среди обломков был найден клапан, по вине которого прекратилась подача газа в ТНА и установлена причина его отказа. Клапаны для последующих пусков были срочно доработаны. Второй пуск 21 апреля 1961 г. с площадки № 71 прошел успешно - ГЧ дошла до Камчатки (полигон «Кура»). 25 апреля был проведен третий пуск. Через 3,85 сек. одна из четырех камер резко пошла «на упор», затем давление в ней упало, ракета начала оседать и упала у самого старта, начался пожар. Вскоре была установлена причина аварии — разрушение камеры сгорания, произошедшее, вероятно, вследствие возникновения высокочастотных колебаний давления. В течение 1961 г. на испытания было затрачено 15 ракет. Последний пуск с 71-й площадки произвели 3 августа 1961 г., на этот раз Р-9А только приподнялась и через 0,3 сек. «села» на старт и сгорела. Второй этап ЛКИ проходил с марта по ноябрь 1962 г., было проведено 14 пусков. Из них 9 сочли удачными. Большая часть аварийных пусков Р-9А относилась на счет двигательных установок (в полете возникали высокочастотные колебания, приводившие к разрушению двигателей) и приборов системы управления.

Работы на полигоне Байконур по созданию комплекса «Долина» шли небывалыми темпами - в мае 1962 г. было принято решение о необходимости модернизации комплекса «Десна-Н», а уже в конце сентября на площадке №75 было закончено строительство и монтаж нового стартового комплекса «Долина». 22 февраля 1963 г. был успешно проведен первый пуск ракеты с данного стартового комплекса. Наблюдателей того времени поражало то, что автоматизация обеспечивала почти полное отсутствие боевого расчета. Самоходная тележка с ракетой, выйдя из монтажно-испытательного корпуса и достигнув упоров на пусковом устройстве, соединялась с подъемно-установочным устройством, которое поднимало ее в вертикальное положение, автоматически стыковало все коммуникации и закрепляло ракету на пусковом столе. Затем следовала скоростная заправка компонентами ракетного топлива, подготовка системы управления и прицеливание. На все уходило 20 минут вместо 2 часов на комплексе "Десна-Н". Шахтный стартовый комплекс «Десна-В» для ракеты Р-9 строился на площадке №70, на нем проверялись все расчётные данные и сама возможность пуска ракеты, заправленной кислородом и керосином, из шахты. При пуске из шахты отрабатывались монтажная и эксплуатационная документации, технология строительства шахтных пусковых установок и т.д. 27 сентября 1963 года был проведен первый пуск ракеты из шахты. Он прошел успешно. Однако без жертв при испытаниях ракеты, увы, не обошлось - 24 октября 1963 года в ШПУ ракеты Р-9А на полигоне Байконур произошел крупный пожар, погибло 8 человек (в истории полигона 24 октября вообще стало «черной датой» - 24 октября 1960 года при подготовке к испытаниям ракеты Р-16 произошел взрыв и пожар, в результате которых сразу погибли 74 человека, более десятка человек умерли чуть позже от ран). Для окончательного решения вопроса о возможности принятия Р-9 на вооружение был назначен третий этап ЛКИ - т.н. «совместные ЛКИ», имея в виду, что основную работу проводили штатные военные расчеты, а представители промышленности выполняли в основном роль наблюдателей. С 11 февраля 1963 г. по 2 февраля 1964 г, было пущено 25 ракет, из них 17 достигли цели. На три этапа ЛКИ в течение 3-х лет было затрачено 54 ракеты. После завершения летно-конструкторских испытаний ракета Р-9А с шахтным ("Десна-В") и наземным ("Долина") стартовыми комплексами была принята на вооружение РВСН 21 июля 1965 года. Её серийное производство в 1963 г. передано на Куйбышевский завод «Прогресс». Опыт, полученный при пусках, и непрерывное повышение культуры серийного производства на заводе «Прогресс» сделали свое дело - при контрольных отстрелах серийных ракет в период с 15 мая 1964 г. по 16 декабря 1968 г. из 16 ракет 14 дошли до цели.

14 и 15 декабря 1964 г., соответственно, началась постановка на боевое дежурство первых четырех ракетных полков с наземными стартами, по два под г. Козельск (28-я гвардейская Краснознаменная ракетная дивизия) и на полигоне Плесецк, а 26 декабря - первого ракетного полка с ШПУ под г. Козельск. БРК с ракетой Р-9А находились на боевом дежурстве более 10 лет и получили высокую оценку в войсках. Однако к моменту постановки на боевое дежурство Р-9А уже не в полной мере удовлетворяла требованиям, предъявляемым к новейшим боевым стратегическим ракетам того времени. Она относилась к МБР первого поколения и, превосходя по боевым, техническим и эксплуатационным характеристикам американские МБР аналогичного класса Titan I и Atlas F (к моменту начала постановки Р-9А на боевое дежурство они уже снимались с вооружения, все американские МБР первого поколения были полностью сняты с вооружения к концу июня 1965 г.) и отечественные ракеты Р-7А и Р-16У, она уступала новейшим американским МБР Titan II и Minuteman IA/IB/II по показателям живучести, точности стрельбы и времени подготовки к пуску. К тому же ракетные комплексы с Р-9А оказались достаточно дорогими в эксплуатации, что не могло не сказаться на масштабах их развертывания (всего на боевое дежурство было поставлено 27 единиц под Козельском, Омском (20-я ракетная дивизия) и Тюменью (22-я ракетная дивизия), а также на полигонах Плесецк и Байконур). Р-9А стала последней боевой ракетой в группировке РВСН на кислородно-керосиновом топливе. Она была снята с вооружения РВСН в 1977 году.

На Западе ракета 8К75 (Р-9А) получила обозначение SS-8 "Sasin".