Техника и вооружение 2013 01 - Коллектив авторов (библиотека электронных книг TXT) 📗
Правительственным постановлением 1958 г. были заданы максимальная дальность Р-14 – 4000 км, точность попаданий – не хуже ±8 км по дальности и ±6 км в боковом направлении при том, что ракета должна была комплектоваться автономной системой управления. Ракету предусматривалось оснастить термоядерным зарядом, разработанным в уральском НИИ-1011 и в дальнейшем поступившим на вооружение в составе морской ракеты Р-13. Комплекс наземного оборудования предполагался в подвижном исполнении. Эскизный проект следовало выпустить в I кв. 1959 г., в апреле 1961 г. приступить к летно-конструкторским испытаниям, а в середине года выйти на пристрелочные и зачетные пуски.
В соответствии с принятым Постановлением от 4 мая 1958 г. «Контрольные цифры семилетнего плана» предписывалось, начиная с 1963 г., приступить к серийному производству Р-14, выпустив до конца семилетки 1959-1965 гг. 80 ракет.
К разработке привлекались основные участники создания ракеты Р-12, включая двигательное ОКБ-456 В.П. Глушко. Валентин Петрович умудрился превратить двухкамерный двигатель РД-215 (8Д513) в своего рода набор «детских кубков», из которых собрал щестикамерную двигательную установку РД-218 (8Д712) для первой ступени МБР, двухкамерную РД-219(8Д713) для ее второй ступени, а также четырехкамерную РД-216 (8Д514) для РСД.
Ракета Р-14 (изделие 8К65).
1 – головная часть; 2 -переходник; 3 – бак окислителя; 4 – промежуточное днище бака окислителя; 5- приборный отсек; 6 – тормозной двигатель; 7 – бак горючего; 8 – двигатель; 9 – хвостовой отсек;
Установка ракеты Р-14 на пусковой стол. Рис. А. Чечина.
Общая компоновка Р-14 (изделие 8К65) в основном повторяла Р-12: переднее расположение бака окислителя, разделенного промежуточным днищем на два полубака; основные приборы в межбаковом отсеке; конический хвостовой отсек с пластинчатыми стабилизаторами, на данном изделии имевшими не треугольную, а трапециевидную форму. От своей предшественницы новая ракета стартовым весом 87,6 т при ненамного большей длине (24,4 м) отличалась в 1,5 раза большим диаметром (2,4 м), совпадающим с соответствующим размером второй ступни Р-16. Стартовый вес Р-14 составлял 86,3 т, из которых 79,2 т приходилось на топливо. На Р-14, как и на верхней ступени МБР, были применены бак горючего и хвостовой полубак окислителя, выполненные из алюминиевых сплавов с использованием химического фрезерования. Менее нагруженный передний полубак окислителя имел более простую конструкцию в виде обечайки, подкрепленной приваренными шпангоутами. Наддув бака горючего осуществлялся азотом, окислителя – воздухом. Для сокращения гарантийных запасов топлива впервые для РСД приняли систему одновременного опорожнения баков.
В отличие от первоначального варианта, на принятой в разработку Р-14 вместо разновидности керосина впервые применили новое горючее – самовоспламеняющийся с окислителем (азотной кислотой АК-27И) несимметричный диметилгидразин (НДМГ, условное название – «гептил»), что обеспечило повышение удельного импульса на 10%, а также позволило обойтись без специального пускового горючего. Так как двигателисты обеспечили работу турбонасосного агрегата на основных компонентах топлива, отпала необходимость и в перекиси водорода. Число жидкостей, заправляемых в ракету, сократилось до двух. Тяга двигателя в наземных условиях составляла 151 т, в пустоте – 177,5 т, удельный импульс-246 и 289 с соответственно. Время работы двигателя достигало 130 с.
Вдвое увеличенная дальность определила многократно большие тепловые потоки, действующие на головную часть при входе в атмосферу. На смену заостренному носку головной части Р-12 пришел притупленный полусферический наконечник из термостойкого сублимирующего материала, обеспечивавший образование отошедшей ударной волны и меньший нагрев конструкции. Коническую поверхность корпуса головной части Р-14 покрыли асботекстолитом.
Головная часть крепилась к переходнику тремя пироболтами. После их разрыва и включения трех установленных на межбаковом отсеке небольших твердотопливных двигателей головная часть отделялась от отстающего корпуса ракеты. При этом возмущения, действующие на головную часть, были существенно снижены по сравнению с ранее применявшейся схемой с расталкиванием корпуса ракеты и боеголовки при помощи толкателей. Как и на Р-12, в конце разгонного участка траектории предусматривалось снижение уровня ускорения путем дросселирования тяги двигателя за счет отключения турбонасосного агрегата.
Для обеспечения точности, не уступающей достигнутой на Р-12 (при вдвое увеличенной дальности), была создана более совершенная автономная система управления, в которой впервые применили гиростабилизированную платформу (ГСП).
Эскизный проект ракеты Р-14 (8К65) выпустили досрочно – в конце 1958 г. В начале 1959 г. появилось дополнение, учитывающее внедрение нового, более совершенного заряда головной части, разработанного в арзамасском КБ-11. За счет ощутимого снижения веса заряда расчетная дальность была увеличена до 4350 км.
Менее чем через год после начала опытно-конструкторской работы по Р-14 ее ход был ускорен в соответствии с партийно- правительственным Постановлением от 13 мая 1959 г. №514-232 «О сокращении сроков создания изделий Р-16, Р-14 и организации их серийного производства», которое должно было обеспечить конкурентоспособность межконтинентальной Р-16 в условиях параллельной разработки королевской Р-9А. Применительно к Р-14 срок начала летных испытаний сдвигался на сентябрь 1960 г., чтобы в следующем году завершить отработку ракеты и поставить Министерству обороны по 20 ракет и комплектов наземного оборудования.
Но в мае 1958 г., еще до выхода первых правительственных документов, начались огневые стендовые испытания (ОСИ) камеры нового двигателя с нештатной баллонной (вытеснительной), а не турбонасосной подачей топлива. В августе приступили к испытаниям двухкамерного блока. При этом для подачи компонентов топлива служил турбонасосный агрегат от двигателя РД-214 ракеты Р-12. Двигательные установки в штатном исполнении в составе Р-14 испытывались в Загорске с 28 марта 1960 г. В ходе испытаний выяснилась недостаточность теплозащиты критического сечения камеры в режиме пониженной тяги на конечном участке работы двигателя. Пришлось изменить конструкцию рубашки охлаждения. Кроме того, для исключения кавитации ввели шнековый преднасос. По результатам испытаний, завершившихся в мае четвертым ОСИ, удельный импульс на 4 единицы превысил заданное значение.
Летные испытания проводились с площадки 21 полигона Капустин Яр стрельбами по боевым полям в районе г. Братска и о. Балхаш (на дальности 3683 и 1947 км соответственно). При подготовке первой ракеты к пуску выявилась течь окислителя. Пролившуюся на бетон кислоту залили водой. При последующем сливе горючего через не плотное соединение шланга с трубопроводом ракеты брызнула тоненькая струйка НДМГ. Попав на лужицу воды с пятнами кислоты, она вспыхнула. По струйке и шлангу огонь потянулся к ракете. Благодаря быстрой реакции испытателей пожар своевременно потушили. К сожалению, должные организационные выводы по обеспечению безопасности при работе с самовоспламеняющимися компонентами не были сделаны, что привело 24 октября 1960 г к страшной трагедии на старте Р-16.
Первый пуск по Балхашу, состоявшийся 6 июня 1960 г., сопровояедапся неполадками в работе системы перелива окислителя из верхнего полубака. В ходе второго пуска 25 июня в конце разгонного участка разрушился отсечной пироклапан, и двигатель преждевременно отключился, что привело к недолету на 50 км. После внесения доработок испытания возобновились 3 августа, при этом ракета впервые была запущена по району Братска. Большинство последующих пусков прошли в целом успешно. Последний из 22 пусков состоялся 15 февраля, а правительственным Постановлением от 24 апреля 1961 г. №353-157 ракету приняли на вооружение. Диапазон дальностей Р-14 с полуторатонной головной частью 8Ф15 составил от 1800 до 4500 км, точность попаданий – ±8 км по дальности и ±5 км в боковом направлении.
