Тяжелый случай Часть 1

Тяжелый случай Часть 1

Догнать и перегнать

С созданием ракеты Р-16 была практически обеспечена возможность развертывания мощной межконтинентальной группировки РВСН, насчитывающей десятки и даже сотни стартовых позиций. По дальности и мощности заряда головной части Р-16 не уступала американским МБР типа «Атлас» и «Титан-1», но весила 142 т, т.е. на 20-40% тяжелее заокеанских аналогов. Еще до начала летных испытаний Р-16 определились перспективы снижения стартового веса до 80-85 т у отечественных МБР Р-9А и Р-26. Но почти двукратная разница по этому показателю по сравнению с Р-16 не имела существенного значения ни в части уменьшения стоимости, ни в достижении лучшей скрытности и живучести в боевой обстановке. По мнению специалистов, с учетом преимуществ унификации для начала 1960-х гг. оптимальным путем развития РВСН было бы скорейшее наращивание группировки Р-16 с тем, чтобы догнать и обогнать американцев также и по количеству МБР.

Было очевидно, что воевать придется не общим списочным составом, а только ракетами, боеготовыми к моменту поступления предупреждения о нападении противника. Но Р-16 могли находиться в заправленном состоянии не более месяца. Это удручающее обстоятельство подтверждалось солидным опытом отработки и эксплуатации Р-12. Получалась парадоксальная ситуация: ракета на долгохранимом окислителе стояла с пустыми баками, а ее заправка топливом была скорее чрезвычайным обстоятельством и проводилась лишь в период резкого обострения международной обстановки. Губительное воздействие азотной кислоты на баки ракеты определило отказ от этого компонента и переход на новый окислитель. При использовании азотного тетраоксида с намного меньшей коррозионной активностью ракета могла годами стоять заправленной.

Ранее азотный тетраоксид уже входил в качестве повышающей энергетику добавки в состав азотнокислотных окислителей (АК-20, АК-27), применявшихся в Р-12, Р-16 и в других ракетах. Использованию его в чистом виде препятствовал узкий температурный диапазон эксплуатации. Он замерзал при -1 ГС, а кипел при +2ГС, что затрудняло применение в надземных комплексах в климатических условиях нашей страны. Возможным решением являлось размещение электроподогревателей в баках ракеты. Но с началом 1960-х гг. стало ясно, что место МБР – только в шахтах, где достаточно просто можно обеспечить необходимые условия.

Правильность перехода на азотный тектраоксид нашла подтверждение и в деятельности заокеанских коллег. В июне 1960 г., через месяц после начала разработки в ОКБ-586 новой МБР Р-26 (улучшенной и уменьшенной версии Р-16), в США приступили к созданию также усовершенствованной, но, напротив, увеличенной преемницы «Титана-1» – ракеты «Титан-2». В качестве окислителя американцы приняли азотный тектраоксид, а горючего – так называемый «аэрозин-50» (смесь 50% использовавшегося в советских ракетах несимметричного диметилгидразина и 50% безводного гидразина).

В отличие от своих предшественниц – кислородных МБР семейства «Атлас» и «Титан-1», новая ракета должна была на протяжении многих лет нести боевое дежурство с баками, заправленными долгохранимым топливом, в готовности к пуску через несколько минут после получения команды. Являясь воплощением идеи экстенсивного развития, она была в 1,5 раза тяжелее своих предшественниц и несла в головной части Мк-6, весящей 3,75 т, заряд W-53 многократно большей мощности – 9 Мт.

Но основной задачей программы «Титана-2» являлась подстраховка программы создания качественно новых твердотопливных «Минитменов». Тем самым «Титан-2» имел для американцев второстепенное значение. В результате МБР «Минитмен» были развернуты в 1000 пусковых установок, а «Титан-2» – только в 54. С его созданием работы по жидкостным стратегическим ракетам в США прекратились раз и навсегда.

Однако в СССР разработку «Титана-2» сочли магистральным путем развития американского ракетостроения. По мощности заряда он в несколько раз превышал только что созданную Р-16 и еще испытывавшуюся Р-9А. Советское руководство, недолго думая, потребовало адекватного ответа, притом немедленно. Осенью 1961 г. в ходе рекордной по числу и мощности взрывов серии испытаний на полигоне Новая Земля советские ядерщики успешно взорвали новый заряд, по тротиловому эквиваленту на треть превосходящий установленный на «Титане-2».

Первым советским ответом на работы по «Титану-2» стало проектирование аналогичной ракеты УР-200 главного конструктора В.Н. Челомея в ОКБ-52, подчиненном Госкомитету по авиационной технике – ведомству, конкурирующему с руководившем днепропетровцами Госкомитетом по оборонной технике. Тем самым вызов был брошен не только М.К. Янгелю, но и руководителю ГКОТ Л.В. Смирнову.

К этому времени в ОКБ-586 главного конструктора Янгеля уже выполнили первые проработки по новой МБР, позднее названной Р-36. Вначале она задумывалась всего лишь как простая модификация Р-16 с заменой азотной кислоты на азотный тетраоксид для обеспечения длительного хранения в заправленном состоянии. Но пример «Титана-2» и начало работ по УР-200 поставили вопрос о повышении мощности головной части. При этом прирост располагаемой полезной нагрузки за счет большего удельного импульса нового окислителя оказался недостаточным для применения нового советского заряда, превосходящего принятый на МБР «Титан-2».

Кроме того, энергетические возможности новой янгелевской МБР должны были обеспечить создание на ее базе глобальной ракеты, аналогичной предложенной С.П. Королевым ГР-1, способной атаковать США с неприкрытого системой ПРО южного направления. Помимо Королева, к «глобальной тематике» подключили и Челомея, которому в феврале 1962 г. поручили создание аналогичной модификации его УР-200.

Для достижения требуемой энергетики новой МБР ОКБ-586 пришлось увеличить ее стартовый вес. При этом для обеспечения возможности размещения в шахтах, уже строившихся для Р-16, требовалось не превышать ее габариты. Определенный резерв повышения объема баков ракеты имелся. Можно было нарастить диаметр второй ступени с 2,4 м до того же значения, что и у первой, – до 3,0 м. Одновременно с реализацией в конструктивной схеме более плотной компоновки это гарантировало рост стартовой массы новой ракеты на 17% по сравнению с Р-16. Для снижения объема конструкторских работ и наземной отработки решили создавать заново только вторую ступень. На первой ступени удалось ограничиться усилением хвостового и соединительного отсеков, а также изменением кабельной сети.

Официально ОКР по новой ракете началась с принятием партийно-правительственного Постановления от 14 апреля 1962 г. №346-146 «О важнейших разработках межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и носителей космических аппаратов», в соответствии с которым ОКБ-586 поручалось создание МБР Р-36, обеспечивающей доставку испытанного осенью 1961 г. мощного заряда на дальность 12000 км, более легкого заряда втрое меньшей мощности – на 16000 км, а заряда, соответствующего «легкой» унифицированной головной части 8Ф116 ракет Р-14 и Р-16, – без ограничений по дальности в составе орбитальной (глобальной) головной части. Совместные летные испытания Р-36 с баллистическими головными частями следовало начать в конце 1963 г., а с орбитальной головной частью – к середине 1964 г.

Требования к ракете были уточнены Постановлением от 12 июня 1962 г. №584-238 «О создании ракеты Р-36», которое при сохранении требований по дальности и боевому оснащению определило показатели точности ракеты при использовании радиокоррекции – ±4 км по дальности и ±3 км в боковом направлении при пусках на дальность 12000 км и, соответственно, ±5 и ±4 км – при стрельбе МБР на дальность 16000 км и для орбитальной головной части. При задействовании только инерциальной системы управления допускалось ухудшение точности примерно в 1,5 раза. Стартовый вес был ограничен величиной 165 т. Ракета должна была находиться в заправленном состоянии в течение года, а к 1965 г. этот показатель следовало довести до трех лет. Пуск определялось осуществлять через 5-8 мин от получения приказа, а в течение 10 суток должна была поддерживаться еще более высокая, одноминутная готовность к пуску. Наряду с шахтным, задавался и наземный старт, при этом предполагалось использовать стартовое оборудование комплексов с Р-16. В ходе летных испытаний с I кв. 1963 г. по II кв. 1964 г. предстояло провести пуски 25 ракет.

Компоновка ракеты Р-36 (8К67).

Кооперация соисполнителей соответствовала задействованной при создании Р-16, при этом для разработки системы радиокоррекции дополнительно подключили НИИ-885 (главный конструктор – М.С. Рязанский).

Ракета Р-36 получила индекс 8К67, тяжелая головная часть массой 4,7 т – 8Ф671, более легкая массой 3,4 т – 8Ф672, а орбитальная массой 1,41 т – 8Ф673.

На протяжении полугода разработка и изготовление матчасти велись в соответствии с данными требованиями. Эскизный проект по Р-36 выпустили еще в I кв. 1962 г. Но осенью 1962 г. на Новой Земле провели последнюю серию ядерных испытаний в атмосфере, в ходе которых отработали заряд, примерно в 1,5 раза более мощный, чем заданный для головной части 8Ф671. Этот заряд, прозванный разработчиками «Тысяча Хиросим» (если быть точнее, даже «Тысяча Нагасаки»), стал самым мощным в мире из серийно изготавливающихся и устанавливаемых на ракетах. Предварительные исследования показали, что размещение на Р-36 такого заряда (на треть более тяжелого, чем заданный ранее) сопряжено с увеличением массы головной части на 1,4 т по сравнению с 8Ф671 и приведет к снижению дальности с 12000 до 8600 км. Для доведения этого показателя до 9000 км предлагалось исключить систему радиокоррекции, повысить расширение сопл двигателя второй ступени, осуществив это без увеличения длины, учесть наметившееся по результатам испытаний увеличение удельной тяги рулевого двигателя, а также реализовать ряд других мероприятий.

Дальнейшее увеличение дальности до 10000 км могло быть достигнуто за счет совершенствования ряда конструктивных элементов (использование пустотелых шпангоутов), а также требовало снижения на 200 кг веса как головной части, так и системы управления.

Исходя из этих оценок, требования к ракете откорректировали Постановлением от 14 февраля 1963 г. №182-80 «О замене специальных зарядов на ракетах Р-36 и Р-7А». Для ракеты, оснащенной новым зарядом очень высокой мощности, устанавливалась максимальная дальность 9000-10000 км. При использовании более легкого заряда, по мощности приближающегося к установленному на МБР «Титан-2», максимальная дальность определялась в 14000 км.

В дальнейшем новая «легкая» головная часть массой 3,95 т мощностью 8 Мт[* Данные по мощности головных частей заимствованы из книги "Стратегические ракетные комплексы наземного базирования». – М.: Военный парад, 2007.] получила индекс 8Ф674, а тяжелая (массой 5,825 т) мощностью 20 Мт – 8Ф675.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Для Р-36 предназначался аналогичный наземный стартовый комплекс с двумя пусковыми устройствами со стационарными установщиками, связанными рельсовыми путями с хранилищами ракет. В комплекс также входили командный пункт в подземном бункере, хранилище компонентов топлива и сжатых газов, системы автоматической заправки топливом, дизельэлектростанция и другие средства и системы. По степени автоматизации он в основном соответствовал комплексу, созданному для королевской Р-9А. По воспоминаниям участников испытаний, степень защищенности сооружений к ударной волне ядерного взрыва соответствовала уровню стойкости шахтных комплексов первого поколения. Однако перспектив повышения защищенности (2 кг/см? ) у него не имелось, так что вскоре этот комплекс стал рассматриваться как фактически экспериментальный, служивший для проведения летных испытаний ракеты.

Более осмысленным представлялось размещение Р-36 в шахтах для Р-16 (аналогичное требование предъявлялось и к челомеевской УР-200). В ЦКБ-34 под руководством Е.Г. Рудяка спроектировали экспериментальную универсальную стартовую позицию 8У32, в которую перестроили имевшуюся на площадке 80 НИИП-5 стартовую позицию комплекса «Шексна». Правда, универсальность была относительной, так как каждая ракета требовала своего подхода, в том числе и в самом буквальном смысле – различного подвода кабелей и коммуникаций. В результате шахту «А» преобразовали в пусковую установку 8У263 для УР-200, шахту «Б» – в 8У261 для Р-16У, а шахту «В» – в 8У262 для Р-36.

Ракеты Р-36 на параде на Красной площади.

Однако к моменту завершения этих работ в 1964 г. стало ясно, что время групповых стартов прошло и ставить Р-36 в шахты от «шестнадцатой» нецелесообразно. Ведь три старта такой позиции поражались одной моноблочной головной частью ракеты противника.

Достигаемое за счет использования азотного тетраоксида многолетнее пребывание ракеты в заправленном состоянии определило отсутствие необходимости непосредственного участия стартового расчета в процессе подготовки к пуску и позволило исключить пристартовое хранилище компонентов топлива из состава боевого ракетного комплекса. После загрузки в шахту ракета заправлялась с использованием передвижных топливных емкостей и других перевозимых средств, с тем чтобы на протяжении многих лет стоять в боеготовном состоянии вплоть до снятия с вооружения или боевого применения.

Таким образом сформировалась концепция «отдельного старта», обычно именуемого стартом типа «ОС». Шесть (в дальнейшем – до десяти) шахтных пусковых установок ракетного полка размещались на удалении 8-10 км друг от друга, что исключало возможность поражения двух или более шахт одним боеприпасом противника. Управление стартом всех ракет осуществлялось дистанционно, из хорошо защищенного подземного командного пункта. Подобную схему развертывания стартовых позиций реализовали и американцы для своих «Минитменов» и «Титанов-2».

Обеспечивалась также и возможность проведения пуска Р-36 и с пультов, расположенных в оголовке шахты.

Важнейшие конструктивные решения по шахтной пусковой установке ОС-67 в основном соответствовали реализованным в шахте для Р-16. Ракета стартовала под действием тяги двигателя первой ступени, скользя на сбрасываемых бугелях по направляющим внутри стартового стакана. Основное отличие состояло в том, что размещаемый в шахте глубиной 41,4 м пусковой стакан не был поворотным: бортовая система управления ракеты обеспечивала послестартовый разворот по азимуту на ±180". По диаметру ствола шахты (8,3 м) и пускового стакана (4,64 м), а также по уровню защищенности (2 кг/см? ) новая пусковая установка соответствовала шахтному старту Р-16.

Строительство шахтных пусковых установок типа ОС для МБР Р-36 началось на площадках 102, 140 и 141 НИИП-5 (более известного как «космодром Байконур»), а на площадках 160,162 сооружались шахты для орбитального варианта этой ракеты.

Наземная отработка систем и агрегатов началась в 1962 г. и к середине следующего года была завершена в объеме, достаточном для начала летных испытаний.

Размещение ракеты 8К67 в шахте.

Ракеты Р-36 на параде на Красной площади.

Трудное время испытаний

Первый пуск изделия №Г22500-02Л с пусковой установки №21 наземного старта площадки 67 на НИИП-5, предпринятый 28 сентября 1963 г., прошел аварийно. Р-36 сгорела на стартовом столе из-за повреждения топливной магистрали отраженной струей. Ракета завалилась, повредив стартовое оборудование. Причиной аварии сочли неудачную геометрию двускатного стартового стола новой конструкции крайне малой высоты – 0,8 м.

Второй пуск изделия №Г22500-04Л, проведенный 3 декабря, уже после доработки стартового стола, прошел вполне успешно. Головная часть отклонилась от цели влево на 1,4 км с перелетом 3,8 км.

Третий старт 13 декабря вновь прошел неудачно. Как и при первом пуске, Р-36 даже не ушла в полет, опять по вине наземного оборудования. Из-за преждевременного замыкания контакта подъема ракеты не включились маршевые двигатели. Тяга рулевых двигателей составляла всего 24 т, и ее не хватило для ухода ракеты в полет. Простояв 35 с на стартовом столе, изделие №Г22500-03Л разрушилось.

Новый 1964-й год, казалось, принес удачу. Четвертый пуск ракеты №Г22500-05Л прошел 16 января даже лучше, чем в начале декабря. Отклонения головной части по дальности уменьшилось вдвое, в боковом направлении – в 5 раз. Но уже пятый пуск 25 января 1964 г. вновь закончился аварией: ракета потеряла устойчивость на 32-й секунде полета из-за прогара штуцера двигательной установки.

После успешного шестого пуска, выполненного 19 февраля, начался длительный период неудач. Пуски 27 февраля и 26 апреля завершились авариями из-за недостаточной прочности обтекателя рулевой машины. Председатель Государственной комиссии М.Г. Григорьев наглядно убедился в этом, сокрушив злополучный обтекатель простым нажатием своего генеральского сапога.

После неудачи 23 мая, когда девятая ракета по вине двигательной установки первой ступени недобрала 100 км по дальности, статистика обрела удручающий характер – на каждый успешный пуск приходилось по две аварии.

«Наверху» заговорили о провале Янгеля. В оборонном отделе ЦК КПСС уже лежало подготовленное партийно-правительственное постановление о прекращении работ и «разжаловании» ОКБ-586 из проектно-конструкторского в серийное конструкторское бюро при днепропетровском заводе. Параллельно с Р-36 разрабатывалась челомеевская УР-200, по характеристикам несколько уступавшая янгелевской ракете, чуть позднее вышедшая на летные испытания, но уже проходившая их с лучшими результатами.

Но переменчивая удача вовремя смилостивилась над Янгелем. Три пуска подряд, проведенные 30 мая, 24 июня и 1 июля, прошли успешно. Общее число аварийных и успешных испытаний сравнялось. В этой по-прежнему напряженной обстановке Янгель принял решение перейти от испытаний на промежуточную дальность по расположенному на Камчатке полигону «Кура» к пускам на максимальную дальность по «Акватории» – отдаленному, редко посещаемому судами району Тихого океана. Заведомо несчастливая, казалось бы, тринадцатая ракета все же благополучно достигла цели, что было зафиксировано заранее направленными в этот район специальными судами. Далее вновь пошли пуски с переменным успехом: аварийный четырнадцатый 11 августа и успешный пятнадцатый 9 сентября 1964 г.

А затем события приняли почти театральный характер. 24 сентября на НИИП-5 при

было высшее партийно-государственное руководство во главе с Н.С. Хрущевым и его многочисленной свитой, включая председателя Верховного Совета Л.И Брежнева и министра обороны Р.Я. Малиновского. Запущенная на глазах вождя шестнадцатая летная Р-36 успешно достигла цели на «Акватории». Хрущев молча передал министру обороны врученный ему листок с продемонстрированными при пуске блестящими точностными показателями Р-36 (отклонение – 1,3 км по дальности, 0,9 км – в боковом направлении), а позднее дал указание о сворачивании работ по УР-200.

Выбор в пользу Янгеля стал одним из последних решений Хрущева в части ракетной техники – через три недели он был снят со всех занимаемых партийно-правительственных постов. Этот выбор Никиты Сергеевича ни в малейшей степени не стал проявлением свойственного ему субъективизма. Испытания челомеевской и янгелевской машин шли с переменным успехом. Энергетические возможности Р-36 были выше, чем у УР-200. Для нее уже изготавливалась головная часть 8Ф675 массой 5,825 т с мощнейшим зарядом, который не могла поднять челомеевская ракета, способная нести головную часть массой не более 3,9 т. Кроме того, с прекращением работ по УР-200 Челомей мог переключить все силы на разработку «легкой» МБР УР-100 – советского аналога «Минитмена», но на жидком топливе. Это была задача поважней, чем перетягивание каната с Янгелем по машинам одного класса.

Так что мнение апологетов В.Н. Челомея о проигрыше УР-200 в конкурсной борьбе с Р-36 только из-за прихода к власти «днепропетровской мафии» в главе с Л.И, Брежневым, мягко выражаясь, необоснованно.

Предназначенная для УР-200 шахта «А» на площадке 80 была использована для размещения испытывавшейся на длительное хранение, а затем успешно запущенной Р-36.

Но отработка Р-36 не завершилась эффектной сценой с участием высшего лица государства. Немало предстояло сделать и по двигателям. Так, увеличили расширение сопл двигателя второй ступени для повышения на 3 с удельного импульса, что требовалось для применения мощной головной части 8Ф675. Выявилась неустойчивость горения в камере и в газогенераторе при повышенных температурах. Потребовалось изменить конструкцию форсунок, ввести решетки в камеру сгорания и скорректировать схему запуска. Положение усложнялось тем, что В.П. Глушко уже переделал свои стенды в ОКБ-456 под испытания двигателей, работающих по замкнутой схеме. Пришлось проводить дополнительную огневую отработку двигателей для Р-36 на стендах у Янгеля.

Но этого оказалось недостаточно для устранения высокочастотных колебаний. Для снижения температуры в охлаждающем тракте часть поверхности сопл защитили изнутри керамическим покрытием. Доводку двигателей завершили только к концу 1967 г., спустя год после начала постановки ракет на боевое дежурство.

Всего выполнили 85 пусков, 14 из которых завершились авариями. В их числе – проведенный 14 января 1965 г. двадцатый старт с начала летных испытаний, он же первый из шахтной пусковой установки групповой стартовой позиции на площадке 80. Ракета частично вышла из шахты, замерла, рухнула в нее и взорвалась, разрушив все и вся. Двухсоттонное защитное устройство (сдвижная крыша шахты) улетело за 200 м. Пусковая установка была полностью выведена из строя. Ствол шахты засыпали песком, через который с глубины 40 м на протяжении нескольких лет прорывались бурым дымом пары топлива. Причиной аварии стало разрушение подшипника турбонасосного агрегата двигателя.

Испытания продолжились 13 июля 1965 г. уже с шахтной пусковой установки одиночного старта типа «ОС». В следующем месяце впервые в СССР ракета была запущена дистанционно, с удаленного более чем на 10 км командного пункта.

В 1965 г. также начались испытания той самой очень тяжелой головной части 8Ф675. Первоначально днепропетровские конструкторы отдали предпочтение цилиндро-конической форме головной части, подобной той, которую приняли для «Поларисов» вариантов А-1 и А-2 и на поздних модификациях американских кислородных МБР. Но для новой головной части больше подошла плотно облегающая мощнейший заряд КБ-11 форма конуса с почти плоским притуплением. Заряд оказался очень тяжелым, и даже при увеличенной полезной нагрузке уже удлиненного варианта Р-36 на корпус головной части можно было выделить не такой уж большой вес. В результате множества конструктивных ухищрений относительную долю корпуса в общей массе головной части удалось снизить почти вдвое по сравнению с другими аналогичными изделиями.

Облегчение конструкции было достигнуто ценой исполнения корпуса головной части в притупленных обводах, определивших повышенное аэродинамическое сопротивление. Однако обусловленное этим большое рассеяние точек падения головной части при входе в атмосферу не имело особого значения на фоне характерной для тех лет в целом низкой точности стрельбы, определяемой в основном возможностями бортовой аппаратуры системы ракеты. При стрельбе по большинству целей уникальная мощность заряда вполне компенсировала возможный промах.

Первые испытания прошли успешно – головные части благополучно прибыли на Камчатку. Но в феврале 1966 г. при пуске по «Акватории» головная часть 8Ф675 разрушилась. Проведенный анализ выявил две причины.

Во-первых, с учетом уникальной компоновки головной части главный шпангоут крепления заряда имел сечение в виде замкнутого контура. Производство этой детали на заводе в Куйбышеве было сопряжено с рядом трудностей, поставки задерживались. До начала летных испытаний не удалось провести наземную отработку в полном объеме. В частности, не была выявлена грубая ошибка конструкторов заряда: при передаче на производство в чертеж не внесли радиус скругления при переходе ответного шпангоута заряда к его корпусу, что привело к опасной концентрации напряжений.

Во-вторых, корпус заряда выполнили из прочного, но слишком жесткого и хрупкого литейного сплава, плохо работавшего на изгиб и резко отличающегося по характеристикам от материала главного шпангоута головной части. После решительного объяснения с ракетчиками разработчики заряда доработали свое устройство.

Но оказалось, что истинной причиной разрушения головной части явилась недоработанная теплозащита. Днепропетровские конструкторы рассчитывали, что толстый слой теплозащиты будет работать совместно с металлической конструкцией, частично разгружая ее от аэродинамических нагрузок, действующих на участке входа в атмосферу. Но при недостаточно отработанной технологии теплозащита отслаивалась от металла. Воздух проникал под нее и металлическая конструкция разрушалась под давлением заторможенного потока. Пришлось усилить переднюю часть металлического корпуса.

Тем не менее, уточнение чертежей шпангоута и замена материала корпуса заряда пошли на пользу – последующие аварии были исключены.

В 1965 г. со стартов ОС осуществили 14 пусков и еще шесть – в следующем году.

Испытания Р-36 завершились в мае 1966 г., а еще в декабре предыдущего года Государственная комиссия рекомендовала начать серийное производство МБР.

Первые ракеты Р-36 стали на боевое дежурство под Ужуром 5 ноября 1966 г., а официальное принятие на вооружение было определено постановлением от 21 июля 1967 г.

Испытания подтвердили максимальные дальности 10200 км с головной частью 8Ф675 и 15200 км с 8Ф674, а также точность попаданий-±5 км.

Первый открытый показ Р-36 состоялся на пятидесятилетие Великого Октября 7 ноября 1967 г. Ракеты провезли по Красной площади, но без рулевых двигателей и с нештатной головной частью, возможно – с первоначально разрабатывавшейся 8Ф671. ¦

Семен Федосеев