Боевые «семерки»

Боевые «семерки»

Станислав Воскресенский

С первых послевоенных лет США обладали реальной способностью нанесения ядерных ударов по территории нашей страны. Уже в 1948 г., с началом «берлинского кризиса», несколько десятков специально оборудованных для доставки атомной бомбы В-29 были переброшены в Англию. Наличие американских баз у границ СССР, а с конца 1940-х гг. – и создание межконтинентальных бомбардировщиков В-36 обеспечивало достижение большинства целей на территории СССР.

К 1955 г. американское стратегическое авиационное командование располагало 396 В-36 и примерено 1200 средними реактивными бомбардировщиками В-47. Только к этому времени наша Дальняя авиация стала пополняться самолетами, способными хотя бы в один конец долететь до важнейших объектов США – реактивными М-4. Но сама по себе дальность полета еще не обеспечивала выполнения боевой задачи. Прорыв немногочисленных советских бомбардировщиков сквозь рубежи системы ПВО Северо-Американского континента NORAD был затруднен, если не невозможен. Требовалось новое неотразимое и дальнобойное оружие, которым должна была стать межконтинентальная баллистическая ракета.

Во второй половине 1940-х гг. наряду с разработкой баллистических ракет Р-1, Р-2 и Р-5 в обстановке еще большей секретности велись работы по созданию советской атомной, а затем и термоядерной бомбы. По-видимому, высшее руководство страны не питало иллюзий относительно действенности обстрела европейских городов дорогостоящими ракетами, пусть и многократно превосходящими «Фау-2» по дальности, но несущими всю ту же тонную боевую часть, начиненную обычной взрывчаткой.

Но ядерное оружие придавало смысл созданию ракет, в том числе и межконтинентальной ракеты. Такая ракета, способная достичь заокеанской территории, была бы на порядок сложнее и дороже «Фау-2», и ее применение имело бы смысл только при оснащении ядерной головной частью.

Пока практическое, воплощаемое в металл, ракетостроение отдавало все силы освоению и творческому переосмыслению немецкого наследия, военная наука в лице ученых НИИ-4 под руководством М.К. Тихонравова с 1947 г. приступила к проведению НИР «Пути осуществления баллистических дальних стратегических ракет».

Как расчетные исследования, так и опыт немецких ракетостроителей, приобретенный при попытке осуществления проекта А-9/А-10, свидетельствовали о том, что межконтинентальная дальность может быть достигнута только многоступенчатой (как минимум – двухступенчатой) ракетой.

Наиболее естественной представлялась тандемная схема с последовательным расположением ступеней – вторая впереди первой. По такой схеме была выполнена американская исследовательская ракета «Бампер», созданная на базе все той же «Фау-2» и небольшой (весом около 300 кг) американской ракеты «Корпорал». В 1949 г. при вертикальном пуске ракеты «Бампер» впервые были получены фотографии Земли из космоса – с высоты около 400 км. Однако тандемная схема обладала двумя существенными недостатками.

Во-первых, двигатель второй ступени должен был запускаться в полете, в разреженном воздухе – практически в пустоте. При реализации некоторых схем разделения ступеней двигатель пришлось бы запускать также и в условиях невесомости. Как раз в эти годы советские ракетчики, осваивая на практике запуск двигателя «Фау-2», убедились в том, что включение двигателя -довольно сложный и капризный процесс, который не всегда удается даже под непосредственном контролем операторов. Кроме того, в ракете, выполненной по тандемной схеме, двигатель второй ступени никак нельзя было опробовать «гонкой» и убедиться в его работоспособности перед стартом.

Вторая проблема состояла в том, что при сколько-нибудь оптимальном распределении топлива первая ступень получалась слишком крупногабаритной, непригодной к перевозке по железной дороге.

Поэтому уже в конце 1940-х гг. большое внимание стало уделяться многоступенчатым ракетам пакетной схемы, впервые предложенной сотрудником Тихомирова И.М. Яцуницким. «Пакет» мог быть реализован в различных сочетаниях конструктивных и схемно-функциональных решений. В частности, рассматривались схемы:

– с подвесными баками – боковыми блоками без двигателей (близкая схема намечалась к реализации для одного из вариантов российского космического носителя «Ангара» в середине 1990-х гг.);

– с подвесными двигателями – боковыми блоками без баков (по такой схеме в дальнейшем была создана первая американская МБР «Атлас»);

– с перекачкой части топлива из боковых блоков в центральный в полете;

– с одинаковыми блоками при запуске двигателей боковых блоков на старте, а центрального – в полете (эта схема являлась как бы пакетной только по конструкции, но не по схеме действия);

– с увеличенным центральным блоком, с запуском всех двигателей на старте (этот вариант и реализовали в первой советской МБР).

Результаты исследований были представлены Тихомировым в закрытом докладе, зачитанном 14 июня 1949 г.

Ряд работ по ракетам, существенно превосходящим «Фау-2», проводился под руководством С.П. Королева в ОКБ-1, входившем в те годы в НИИ-88. В 1946 г. были выполнены проектно-конструкторские проработки по воссозданию немецкого проекта крупногабаритной ракеты А-9. Более глубокий и оригинальный характер имела опытно-конструкторская работа (ОКР) по созданию ракеты Р-3 на дальность 3000 км, доведенная до стадии выпуска эскизного проекта. Ракета диаметром 2,8 м при длине 27 м и стартовом весе 65-70 т оснащалась головной частью весом 3 т, снаряжаемой обычным взрывчатым веществом. При этом, видимо, учитывались и ближайшие перспективы снижения веса ядерных зарядов по сравнению с РДС- ^примененным в первой атомной бомбе, весившей 4,5 т. Уже в 1952 г. при испытаниях на треть более легких бомб РДС-2 и РДС-3 мощность РДС-1 была превышена вдвое.

Хотя тема Р-3 не получила непосредственного развития, выполненные исследования послужили основой для конкретизации проработок по МБР, носивших до того несколько абстрактный характер. В частности, М.К. Тихомиров предложил создать межконтинентальную ракету в виде пакета из трех блоков на базе Р-3.

Следующим этапом стала тема Н-3 «Исследование перспектив создания ракет дальнего действия различных типов на дальность 5000- 10000 км с массами боевой части 1 – 10 т», проведенная по постановлению от 20 декабря 1950 г. В ходе этой работы, осуществлявшейся с привлечением широкой кооперации КБ и НИИ, были выявлены две важнейшие проблемы, критичные для МБР – создание мощных высокоимпульсных двигателей и обеспечение сохранности головной части при входе в атмосферу со скоростью, близкой к первой космической.

Принятым 13 февраля 1953 г. правительственным постановлением одновременно с опытно-конструкторскими работами по созданию ракет Р-5, Р-11 и Р-12 пунктом 2 была задана научно-исследовательская работа «Теоретические и экспериментальные исследования в обеспечение разработки управляемой двухступенчатой баллистической ракеты со следующими характеристиками:

– наибольшая прицельная дальность полета-не менее 8000 км;

– максимальное отклонение от цели при наибольшей дальности полета:

по дальности – ±15 км (В_д <3,75 км);

по боковому направлению – ±15 км (В_б <3,75 км);

– вес боевой части – не менее 3 т;

– стартовая тяга по первой ступени – 180-200 т;

– стартовая тяга по второй ступени – 40-50 т;

– система управления – радиотехническая, помехозащищенная;

– старт ракеты – со стационарной пусковой установки.

Работа должна была закончиться изготовлением семи экспериментальных ракет в I кв. 1956 г. и проведением их летных испытаний в том же году.

По результатам проработок стартовая масса ракеты с полезной нагрузкой 3 т должна была составить 170 т. В качестве основной рассматривалась пакетная схема с центральным и четырьмя боковыми блоками, двигатели которых запускались одновременно при старте ракеты. На начальной стадии разработки предусматривалось перекачивание топлива в полете из боковых блоков в центральный, но затем от этой затеи отказались, так как она не сулила значительного энергетического прироста, но явно снижала надежность. Вместо этого решили увеличить запас топлива в центральном блоке в 2-3 раза по сравнению с боковыми. Для обеспечения статической устойчивости ракеты до отделения боковых блоков было признано целесообразным придать им коническую форму: при размещении в хвостовой части ракеты они играли роль своеобразной стабилизирующей юбки. Габариты каждого из блоков отвечали ограничениям, связанным с перевозкой по железной дороге. Ранее коническая форма ракет была предложена работавшими в СССР немецкими ракетчиками применительно к их проекту Р-12, а позднее реализована американцами в ракете средней дальности «Тор».

Оценивая принятую С.П. Королевым и его сотрудниками общую схему новой БР, следует помнить, что она прежде всего отвечала крайне актуальной в то время задаче скорейшего создания неотвратимого межконтинентального оружия. Как боевая ракета «семерка» имела скорее символическое значение, но как космический носитель она оказалась очень удачной. Ракеты- носители – специфические изделия, по отношению к которым критерии простоты и красоты не всегда гарантируют совершенство.

В августе 1953 г. на Семипалатинском полигоне успешно испытали в нештатном исполнении первую отечественную термоядерную бомбу РДС-6С мощностью 400 кт, что на порядок превысило соответствующий показатель ранее испытанных атомных бомб. Предполагалось, что для серийных зарядов можно будет увеличить мощность примерно до 1,0 Мт. Спустя пару месяцев заместитель председателя Совета Министров СССР В.М. Малышев сориентировал ракетчиков на корректировку проектного задания на разработку межконтинентальной ракеты под вдвое больший, чем ранее, вес заряда – 3 т. В дальнейшем суммарный вес заряда с автоматикой подрыва составил 3,8 т. Вес головной части превысил 5 т, что при неизменной размерности ракеты привело бы к снижению дальности до бесполезно малой величины – 5500 км. Проведенные к тому времени исследования показали, что даже при размещении ракетных комплексов в северных районах СССР для поражения даже наиболее близких промышленно развитых и густонаселенных северо-восточных районов США требуется дальность около 8000 км. В результате пришлось пересмотреть проект ракеты, утяжелив ее в 1,5 раза.

В воспоминаниях ветеранов ОКБ-1 можно встретить упреки в адрес ядерщиков в том, что те перезаложились с запасами на вес заряда, в результате чего ракета, получившая обозначение Р-7, оказалась переразмеренной и практически непригодной для боевого применения. Но дело в том, что ракетчиков ознакомили с характеристиками единственного реально существовавшего в Советском Союзе термоядерного заряда РДС-6С. В то время А.Д. Сахаров путем внесения ряда доработок в разрабатывавшийся по постановлению от 20 ноября 1953 г. заряд РДС-6СД (модификация РДС-6С) надеялся впятеро увеличить мощность по сравнению с уже испытанным вариантом. Однако последующие исследования не подтвердили этот оптимистический прогноз.

На практике для значительного увеличения мощности по сравнению с РДС-6С потребовалось реализовать принципиально новую, двухступенчатую физическую схему заряда, которая получила признание только в 1955 г. Соответствующий боеприпас РДС-37 испытали в ноябре того же года. На протяжении первых двух с половиной лет разработки «семерки» в нашей стране не было ничего лучшего, чем заряд типа РДС-6С.

Компоновка ракеты Р-7 (8К71) в конфигурации на начало летных испытаний.

Кроме того, даже при стартовом весе 170 т пакетная ракета не годилась для массового развертывания как боевое оружие. На практике реально созданная, пусть и переразмеренная, «семерка» стала основным космическим носителем как в СССР, так и в Российской Федерации.

Облик новой МБР в основном сформировался на совещании главных конструкторов в январе 1954 г., а поэтапный план основных работ согласовали в следующем месяце.

Результаты выполненных проработок стали основой постановления от 20 мая 1954 г. «О разработке межконтинентальной баллистической ракеты Р-7», которым задавались:

– диапазон дальностей – от 3500-4000 до 8000 км (без учета вращения Земли);

– точность стрельбы – 10 км (для 80% ракет);

– стартовый вес ракеты – 260 т.

В качестве контрольного срока выхода на летные испытания предусматривался I квартал 1956 г., а пристрелочные и контрольные пуски намечалось начать в июне 1957 г.

Так как создание Р-7 представлялось сопряженным с высокой степенью технического риска, в тот же день правительство задало разработку межконтинентальных крылатых ракет «Буря» и «Буран» кооперациями организаций-исполнителей во главе с СЖБ-301 главного конструктора С.А. Лавочкина и ОКБ-23 В.М. Мясищева.

Менее чем через месяц правительственным постановлением был утвержден более детальный план НИР и ОКР в обеспечение создания ракеты Р-7, которая еще в начале года получила индекс 8К71. Спустя пару месяцев после принятия постановления, почти на полгода раньше планового срока, был выпущен эскизный проект ракеты Р-7. Представленный в нем технический облик изделия 8К71 со стартовым весом 260 т основывался на результатах работ по теме Т-1 и в основном уже соответствовал широко известному окончательному варианту «семерки», хотя и имел ряд отличий от него.

Ракета состояла из центрального блока А (или Ц) и четырех боковых блоков (Б, В, Г и Д). При примерно одинаковом суммарном расходе топлива центральный блок работал в 2,5 раза дольше, чем боковые, и имел иную компоновку. Расширенный по максимальному диаметру бак окислителя был выполнен в виде прямой и обратной слабо конических оболочек со сферическими днищами. С противоположной стороны располагался цилиндрический межбаковый отсек, в котором находилась часть приборов управления. Бак горючего имел традиционную форму с цилиндрической обечайкой и сферическими днищами, а за ним находились торовые баки с перекисью водорода и жидким азотом. В хвостовом отсеке также располагался мощный однокамерный жидкостный ракетный двигатель.

Для соответствия железнодорожным ограничениям центральный блок перевозился посекционно, в двух специальных вагонах (8Т071 и 8Т073) и окончательно стыковался в районе старта. Для доставки боковых блоков использовались вагоны 8Т072, а корпус головной части транспортировался в вагоне 8Т074.

До конца 1954 г. в ОКБ-456 во главе с В.П. Глушко еще надеялось форсировать ранее спроектированные для 170-тонного варианта ракеты однокамерные кислородно-керосиновые двигатели РД-105 (8Д56) для боковых блоков и РД-106 (8Д60) для центрального блока с наземной тягой 55 и 53 т соответственно. Первоначально на Р-7, как и на всех ранее созданных ракетах, в качестве органов управления предполагалось использовать газовые и аэродинамические рули. Еще до выпуска эскизного проекта выяснилось, что двигатель центрального блока мог дросселироваться в узких пределах. Это не обеспечивало требуемое десятикратное снижение тяги, необходимое для достижения приемлемой точности стрельбы путем ограничения уровня ускорений перед отсечкой тяги и минимизации импульса последействия двигателя. Кроме того, газовые рули разрушались от воздействии продуктов сгорания при длительном (более 4 мин) времени работы двигателя. Поэтому на центральном блоке в дополнение к основной камере были применены четыре рулевых двигателя малой тяги (по 2,5 т), которые после отключения основной камеры выполняли функции доводочных, обеспечивая малый уровеньускорений и импульса последействия в конце активного участка траектории.

Сославшись на перегрузку своего ОКБ-456, Глушко не взялся за разработку рулевых двигателей. Руководствуясь принципом «спасение утопающих – дело рук самих утопающих», эту работу приняло на себя ракетное ОКБ-1. Только в марте 1957 г., незадолго до пуска первой Р-7, Глушко все-таки согласился на окончательную доводку «рулевиков». С внедрением рулевых двигателей, естественно, отказались от газовых рулей. Так как, отклоняясь на угол до 45", рулевые двигатели центрального блока «поджаривали» боковые блоки, часть их хвостовых отсеков выполнили из жаростойкой стали, зеркальной блестящей поверхностью выделяющейся на корпусе ракеты.

Боковые блоки имели форму, близкую к конической, что определило и соответствующую форму переднего бака окислителя и заднего – горючего, выполненных с обычными полусферическими выпуклыми днищами. В передней части бокового блока находился так называемый опорный конус со сферическим завершением, в середине – короткий межбаковый отсек. В хвостовой части, как и на центральном блоке, располагались два торовых бака (для перекиси водорода и для азота) и двигатель. В качестве органов управления на каждом боковом блоке на стадии эскизного проекта предусматривалось применение одного аэродинамического и трех газовых рулей.

Сопряжение центрального и боковых блоков осуществлялось на двух уровнях. В наиболее широкой части центрального блока один из шпангоутов бака окислителя выполнили в виде силового пояса с четырьмя шаровыми пятами. В эти пяты входили сферические опоры передних конусов боковых блоков, каждая из которых снабжалась пальцем, препятствующим провороту бокового блока относительно продольной оси. Через сферические опоры на пяты центрального блока передавалось усилие от тяги двигателей боковых блоков. При практически равной тяге двигателей меньшая масса боковых блоков определяла то, что в полете они как бы толкали вперед более тяжелый центральный блок. В нижней части боковые блоки крепились к центральному при помощи силовых тяг с пирозамками. Большие усилия через эти тяги не передавались, они обеспечивали только сохранение формы ракеты. В этом состояло основное отличие от первоначального варианта компоновки, в котором основная силовая связь между блоками осуществлялась в районе хвостовых отсеков. В результате большая часть обечаек баков и хвостовой отсек центрального блока оказались разгруженными от мощных сжимающих нагрузок, грозящих потерей устойчивости конструкции.

Обеспечивая простое решение ряда сложных проблем, пакетная схема была сопряжена и со значительными трудностями при обеспечении безударного разделения ступеней. К середине 1950-х гг. подобную задачу уже решили на некоторых зенитных и крылатых ракетах, но при этом для отвода отработавших боковых ускорителей использовались мощные аэродинамические силы. На «семерке» при реализации этого процесса задействовались газодинамические устройства.

После выработки почти всего топлива боковых блоков их двигатели переводились в режим малой тяги, а нижние стяжки пакета разрывались пирозамками. Тяга двигателя бокового блока создавала момент, отводящий его хвостовую часть от центрального блока, что в результате исключало возможность соударения на этом уровне. По мере падения тяги своего двигателя боковой блок начинал отставать от центрального, и сферические опоры выходили из зацепления. По этому признаку выдавалась команда на вскрытие сопла в верхней части бокового блока, через которой начинал истекать азот наддува бака окислителя. Под действием тяги этого сопла передняя часть бокового блока отходила от центрального более энергично, чем хвостовая.

Боковые блоки, развернувшись носками от центрального блока, на остаточной тяге своих основных двигателей удалялись от него. При хорошей видимости процесс отделения первой ступени визуально просматривался со стартовой позиции. Следы в небе от расходящихся в противоположные стороны боковых блоков прозвали «крест Королева».

На этапе выпуска эскизного проекта предусматривалось осуществлять пуск ракеты с устройства, по типу близкому к традиционному стартовому столу, с опиранием на хвостовые отсеки боковых блоков. Сборку пакета предполагалось осуществлять непосредственно на стартовой позиции, хотя прорабатывался и вариант сборки в монтажно-испытательном корпусе с последующим вывозом ракеты на старт в вертикальном положении – так, как спустя десятилетие американцы осуществляли сборку и транспортировку своего суперносителя «Сатурн-5».

Для обеспечения приемлемой точности на многократно увеличенной дальности стрельбы межконтинентальную ракету, как и ее предшественницу Р-5, должны были оснастить комбинированной системой управления – автономной с радиокоррекцией как по дальности, так и в боковом направлении.

В дальнейшем выяснилось, что наземные пункты радиоуправления нужно было отнести почти на 250 км от старта и более чем на 500 км друг от друга. Для обеспечения работы каждого из двух наземных пунктов радиокоррекции потребовалось 15 грузовиков – «КУНГов». Требования по разнесению этих пунктов и стартовой позиции на значительные расстояния определили выбор не вполне удобного места испытаний «семерки».

Автономная бортовая аппаратура включала гирогоризонт, гировертикант и ряд других гироскопических и маятниковых приборов, установленных на корпусе приборного отсека. Гиростабилизированные платформы вошли в практику отечественного ракетостроения позже.

После выпуска эскизного проекта основные технические решения по ракете были пересмотрены прежде всего в части двигательной установки. Столкнувшись, как и ранее при работах по 100- тонному двигателю для ракеты Р-3, с угрозой высокочастотных колебаний, В.П. Глушко счел за благо перейти от однокамерной на четырехкамерную схему, тем более что полуторакратное утяжеление ракеты требовало соответствующего повышения тяги. Возможности форсирования РД-105 и РД-106 были не безграничны, что оправдывало переход к новым двигателям. Применение четырехкамерной схемы обеспечило не только желательное для предотвращения высокочастотных вибраций уменьшение размеров камеры сгорания, но и укорочение двигателя в 1,7 раза по сравнению с однокамерным прототипом.

Вместо снижающих удельную тягу трех газовых рулей на каждом из боковых блоков установили сначала по три, а позднее – по две рулевые камеры тягой по 2,5 т. На каждом из боковых блоков размещалось и по одному аэродинамическому рулю, как это предусматривалось в эскизном проекте. Таким образом, на двигателе центрального блока РД-108 (изделие 8Д75) установили четыре такие камеры, а на боковых РД-107 (8Д74) – по две. Как четыре основные, так и две (либо четыре) рулевые камеры запитывались топливом от одного турбонасосного агрегата, работавшего (как и на «Фау-2») на продуктах разложения перекиси водорода.

В целом двигательные установки всех пяти блоков ракеты насчитывали 32 камеры. Такая сложность создавала дополнительные предпосылки к отказам. Процесс включения двигателей нельзя было «пускать на самотек», он осуществлялся последовательно, в несколько этапов. Особую опасность представляла разновременность выхода на режим двигателей боковых блоков на этапе отрыва от стартовой системы, за элементы которой могла задеть наклонившаяся ракета. Поэтому двигатели поэтапно выходили на различные режимы тяги. Каждый этап начинался только после подтверждения успешной отработки предыдущего.

Воспламенение всех 32 камер производилось по одной команде. Вначале предусматривалось применение химического зажигания, но затем перешли на использование вставленных в камеры пирозапальных устройств. В течение нескольких секунд с начала подачи топлива самотеком двигатель работал на так называемой предварительной ступени тяги. Далее, с началом подачи перекиси водорода, начинали раскручиваться турбонасосные агрегаты двигателей боковых блоков, которые переходили с предварительной на первую промежуточную ступень тяги, составлявшую 73% от номинальной величины – главной ступени тяги. При этом суммарная тяга всех двигателей еще не превышала веса ракеты, которая оставалась неподвижной. Только через 10-15 с после воспламенения завершался выход всех двигателей боковых блоков на первую промежуточную ступень, при которой их тяга практически уравнивалась.

Далее включался турбонасосный агрегат двигателя центрального блока. Переход этого двигателя с предварительной на главную ступень тяги происходил быстро, без промежуточных этапов. При этом суммарная тяга двигателей, наконец, становилась больше веса ракеты, которая отрывалась от опор стартового сооружения. Практическое отсутствие разнотяга двигателей боковых блоков обеспечивало прямолинейное движение, что исключало соударение с элементами стартовой системы. При подъеме ракеты осуществлялся переход этих двигателей на вторую промежуточную ступень тяги, составлявшую 85% от главной ступени. Спустя 6 с после отрыва ракеты от стартового сооружения начинался переход двигателей боковых блоков на главную ступень.

По мере изменения конструктивно-силовой схемы ракеты подверглось пересмотру ее размещение на стартовой системе. Ветровые нагрузки грозили развалить изделие еще до отрыва от Земли. Простое, но неуклюжее решение – постройка «китайской стены» высотой в две трети длины ракеты, было отвергнуто, когда наметился другой путь решения проблемы. Какуже отмечалось, основные нагрузки передавались с боковых блоков на центральный на переднем уровне их сопряжения. На бак горючего центрального блока в полете не действовали большие сжимающие нагрузки. Поэтому постарались избавиться от них и при наземной эксплуатации. Конструкторы отказались от привычного стояния ракеты на хвостовом отсеке, подвесив ее за силовой пояс – усиленный шпангоут в наиболее широкой части бака окислителя центрального блока, в который упирались передние части боковых блоков.

Стартовый комплекс ракеты Р-7:

1 – стартовая система 8У0215; 2 – фермы обслуживания 8Т0119; 3 – обмывочно-нейтрапизационная машина; 4 – заправщик перекеси водорода; 5 – заправщик горючего; 6 – опорная ферма.

Двигатель РД-107 (8Д74).

Новая конструктивная схема благополучно решила ряд проблем, связанных с ракетой, но потребовала реализации нетривиальных технических решений по наземному оборудованию.

Во-первых, заглубленное положение ракеты при старте затрудняло отвод струй продуктов сгорания двигателей, при этом задача дополнительно усложнялась большой продолжительностью поэтапного вывода на режим полной тяги. Поэтому за прототип были приняты ранее созданные стенды для огневых испытаний двигателей. Основой стартовой системы, получившей обозначение 8У0215, стало так называемое пролетное строение – покоящаяся на четырех пустотелых вертикальных пилонах горизонтальная железобетонная плита весом 600 т с большим отверстием («очком») под нижней частью ракеты. Как и на ранее созданных стендах, струи двигателей били в наклонную газоотбойную стенку. Далее поток продуктов сгорания нужно было вывести наружу, в открытое пространство. Ранее задачи такого масштаба не ставились, так что для «семерки» было принято решение, обеспечивающее более чем солидный запас. Для гарантированного отвода продуктов сгорания двигателей невиданной по тем временам тяги потребовалось вырыть огромный котлован размером со стадион при глубине по забетонированной поверхности почти 50 м. Основной поток газов направлялся в сторону, противоположную подъездным путям установщика ракеты. Поэтому котлован имел в плане форму, близкую к эллипсу с осями 150 на 100 м, но несколько расширенного со стороны, примыкающей к стартовому устройству.

Во-вторых, «семерка», как и все ранее созданные изделия, прицеливалась разворотом вокруг продольной оси всего корпуса вертикально стоящей ракеты до совмещения первой координатной плоскости с направлением на цель. Вместе с ракетой пришлось разворачивать также четыре опорные фермы и две фермы обслуживания, которые размещались на огромном поворотном круге, охватывающем отверстие в плите.

В-третьих, все эти элементы стартового сооружения не должны были препятствовать движению ракеты при старте. Две диаметрально расположенные фермы обслуживания 8Т0119 можно было отвести и уложить в горизонтальное положение заранее, но опорные фермы должны были держать ракету до того момента, когда тяга двигателей превысит ее вес. Первоначально для отвода ферм предусматривалось использовать гидравлику, но затем перешли к более простой и надежной схеме с откидыванием ферм противовесами.

В-четвертых, ракета требовала обслуживания и в районе хвостовых отсеков, при этом соответствующие устройства не должны были попадать под струи двигателей ракеты при ее старте. Для проведения работ с ракетой была создана так называемая «кабина обслуживания» 8У0216. На горизонтальной металлической платформе располагался поворотный круг, на котором размещались четыре телескопические гидравлические колонны с закрепленными на них двумя ярусами кольцевых площадок для обслуживания ракеты. За 15 мин до старта ракеты секции телескопических колонн втягивались друг в друга, кольцевые площадки опускались. После этого вся кабина обслуживания, двигаясь в горизонтальной плоскости посредством цепной передачи убиралась, наподобие ящика письменного стола в специальную нишу в стенке стартового сооружения. Далее ниша с «кабиной обслуживания» прикрывалась металлической шторой. При этом предусматривалась возможность визуального контроля через бронестекла за включением двигателей.

В-пятых, требовалось создать установщик, обеспечивающий транспортировку громоздкой ракеты, точный подход к стартовому сооружению, опускание вертикально расположенной ракеты на опорные фермы и безударный отход. Первоначально установщик должен был обеспечить перевозку ракеты по грунтовым дорогам. В дальнейшем комплекс стал рассматриваться как сугубо стационарный, и установщик 8У0213, впервые в отечественном ракетостроении, был выполнен на специальной четерехосной железнодорожной платформе. В отличие от первоначального замысла, ракету собирали в монтажно-испытательном корпусе в горизонтальном положении на специальном стенде, с которого она перегружалась на установщик. Установщик с ракетой подавался на стартовую позицию с помощью небольшого тепловоза (мотовоза). За 30-40 м от стартового сооружения мотовоз останавливался, отцеплялся и уходил от установщика. Далее установщик медленно двигался при помощи собственного механизма перемещения с электроприводом. После остановки на стартовом сооружении он крепился в районе носовой части ракеты специальными тягами к забетонированным якорям,а с противоположной стороны вывешивался на двух гидроопорах.

Стрела с закрепленной на ней ракетой поднималась в вертикальное положение при помощи гидропривода. Далее с помощью гидроопор установщика и гидропривода стрелы ракета опускалась на откидные опоры.

После этого установщик опускал стрелу и отходил от ракеты.

Для того чтобы ракета не препятствовала этому процессу, часть стрелы выполнили в виде откидной консоли, которая оставалась вертикальной при опускании стрелы в горизонтальное положение.

Для заправки ракеты керосином и жидким кислородом были созданы, соответственно, железнодорожные заправщики 8Г0119 и 8Г0117, стационарные средства заправки 8Г0124 и 8Г0123, железнодорожные хранилище жидкого кислорода 8Г60 и заправщик подпитки этого компонента 8Г0118. Кроме того, спроектировали аналогичные средства для обеспечения заправки ракеты перекисью водорода и азотом, комплекс стационарных хранилищ 8Г311 и систему дистанционного управления заправкой 8Г012.

Изготовленные основные элементы стартовой системы были собраны на Ленинградском металлическом заводе в так называемой «яме»-бетонированном колодце диаметром 19м, сооруженном еще в царское время и использовавшемся для предварительной(заводской)сборки артиллерийских башен линкоров и других тяжелых кораблей. С июня по сентябрь 1956 г. в Ленинграде неоднократно имитировался процесс «старта» полномасштабного макета ракеты 8К71СН, хотя при помощи имевшихся двух кранов грузоподъемностью по 300 т в принципе не удалось бы обеспечить не только ускоренного движения, характерного для реального пуска, но и даже близких к действительным значений скоростей перемещения стартующего изделия. Из-за малой (многократно меньше реальной) скорости подъема макета ракеты был получен тревожный результат-опоры отводились не одновременно, что угрожало задеванием при старте. Тем не менее, расчетный анализ гарантировал безударный отход стартовых ферм от ракеты. В дальнейшем стартовое устройство разобрали и отправили на космодром.

Опорные фермы стартовой системы ракеты Р-7.

Фермы обслуживания 8Т0119.

Установщик 8У0213.

В ходе конструирования и наземной отработки документация на ракету неоднократно дорабатывалась. Элементы конструкции прибавляли в весе, удельная тяга двигателей, напротив, упала примерно на 5 кг.с/кг. Для ликвидации накопившегося почти тысячекилометрового дефицита дальности пришлось принять адекватные меры. За счет форсирования турбонасосных агрегатов удалось увеличить суммарную тягу на 38 т, подняв стартовую тяговооруженность. Различными конструктивными ухищрениями, не меняя габариты ракеты, сумели добавить в нее 10 т топлива. Внедрение системы одновременного опорожнения баков позволило сократить на несколько тонн остатки топлива в баках боковых блоков на момент разделения ступеней.

Для повышения надежности и безопасности ракету оснастили системой аварийного прекращения полета, задублировали концевые гироскопы.

Теоретический чертеж ракеты С.П. Королев подписал 11 марта 1955 г.

К этому времени в основном завершилась адаптация заряда типа РДС-6С к применению в головной части ракеты, которая потребовала немало времени и труда. При входе в атмосферу на головную часть действовали огромные перегрузки – более 70 единиц! Изменилась и конструктивная схема головной части. В отличие от обычных головных частей, равномерно заполненных взрывчаткой, в боеголовке «семерки» многотонный заряд был сосредоточен в небольшом объеме, и его надежное крепление стало само по себе сложной конструкторской задачей. По результатам конструктивной проработки проектный вес головной части был превышен на 200 кг. Потребовалось значительное изменение схем снаряжения и головной части в целом, что обеспечило экономию веса в 300 кг.

Однако к этому времени появился намного более мощный заряд РДС-37, выполненный по принципиально иной, двухступенчатой физической схеме, который был испытан 22 ноября 1955 г. на неполную мощность 1,6 Мт.

В соответствии с постановлением от 25 апреля 1956 г. (как частичное изменение постановления 1954 г.) для ракеты Р-7 предусматривалось создание нового заряда мощностью, увеличенной с 1,5 до 2,0 Мт при снижении веса с 3,8 до 2,9 т. Первые попытки расположенного в г. Сарове (позднее известном как «Арзамас-16») КБ-11 создать такой заряд на базе РДС-37 не увенчались успехом. В ходе пяти испытаний в двух случаях не сработал термоядерный узел, а в остальных не удалось достичь требуемой мощности.

Но как раз в это время в недавно созданном на Урале («Челябинск-70») НИИ-1011 были разработаны и успешно испытаны в апреле 1957 г. два термоядерных заряда для авиации. Пришлось объединить усилия двух ядерных центров. Термоядерный узел разрабатывал НИИ-1011, а инициирующий атомный заряд – КБ-11.

Летом 1956 г. был выпущен уточненный эскизный проект Р-7, на основе которого начался выпуск рабочей документации. Изготовили три полномасштабных макета ракеты. Для осмотра первого из них, выполненного в неполной комплектации (центральный блок и только один боковой), 28 февраля 1956 г. на завод в Подлипки прибыли члены правительства и политбюро ЦК КПСС во главе с Н.С. Хрущевым. В том же году собрали и первую летную машину.

Отработка двигателей началась с однокамерного экспериментального образца, испытывавшегося с 1955 г. Для устранения высокочастотных колебаний ввели шайбу, задерживающую подачу окислителя при запуске.

Далее перешли к испытаниям двухкамерной сборки, когда вновь пришлось доработать устройства подачи кислорода. Для скорейшего прохождения опасного диапазона давлений от 15 до 30 кг/см? применили устройство с пироболтом, открывающее трубопровод только после достижения давления за насосом 25 кг/см? . Перед этим недогруженный по насосу турбонасосный агрегат стремительно раскручивался и при полном раскрытии магистрали окислителя уже обладал большим избытком мощности, что позволяло проскочить опасный уровень, быстро увеличив давление.

С июля 1956 г. на стенде в подмосковном Загорске проводились огневые испытания четырехкамерных двигателей. Выявилось еще одно слабое звено – сварной шов сопла, который пришлось переместить из наиболее напряженного по тепловым потокам критического сечения в сверхзвуковую часть раструба. Ввели продувку двигателя: сначала воздухом, а в последнюю пару минут перед пуском – азотом, что исключило грозящее микровзрывами скопление в тракте горючего небольшого количества окислителя, приникающего через технологические неплотности.

Кабина обслуживания 8У0216.

Двигательная установка «семерки».

Опорные узлы крепления боковых блоков двигательной установки.

На стенде в Загорске провели испытания не только двигателей, но и трех боковых блоков (с 15 августа по 3 декабря 1956 г.), трех центральных блоков (с 27 декабря 1956 г. по 26 января 1957 г.), а также двух ракет в сборе (с 20 февраля по 30 марта 1957 г.). Первая из ракет испытывалась по сокращенной программе: заправка топливом составила одну пятую от нормы. Эти испытания принесли немалую пользу. В частности, на стенде произошло разрушение туннельной трубы из-за перегрева и вскипания проходящего через нее жидкого кислорода. Для исключения этих явлений ввели циркуляцию окислителя по замкнутому контуру во время нахождении ракеты на старте.

Окончание следует