Сергей Колесников - Стратегическое ракетно-ядерное оружие Страница 7

20 сентября 1956 г. с Восточного испытательного полигона (м. Канаверал) был произведен запуск ракеты «Юпитер» на дальность 1098 км. Первый пуск на максимальную дальность состоялся 31 мая 1957 года. Всего до июля 1958 года было проведено 38 пусков, из которых 29 были признаны успешными и частично успешными. Особенно много неудач было при первых стартах.

Еще до решения о принятии ракеты на вооружение (принята летом 1958 года), 15 января 1958 года началось формирование 864-й эскадрильи стратегических ракет, а чуть позже еще одной — 865-й. В каждой эскадрильи на вооружении состояло 30 ракет. После соответствующей подготовки они были переброшены в Италию и Турцию. Их ракеты были нацелены на объекты, расположенные в европейской части Советского Союза. Несколько ракет было передано Королевским ВВС Великобритании. На вооружении ракеты «Юпитер» состояли до 1963 года, когда их ликвидировали в соответствии с условиями соглашения между СССР и США по вопросам урегулирования Карибского кризиса.

Одноступенчатая баллистическая ракета «Юпитер» имела несущие интегральные топливные баки, сваренные из больших панелей специального сплава. В качестве компонентов топлива применялись жидкий кислород и керосин марки TR-1. Маршевый двигатель был выполнен однокамерным с турбонасосной подачей топлива. Для получения управляющих усилий камера сгорания была выполнена отклоняемой.

В полете ракета управлялась инерциальной системой управления. Для повышения точности работы гироскопов для них разработали специальные воздушные подвесы. Интересно был решен вопрос управления ракетой по углу крена. Для этого использовался подвижный (закрепленный в кардановом подвесе) выхлопной патрубок турбонасосного агрегата.

Ракета оснащалась ядерной головной частью мощностью 1 Мт. Для защиты ГЧ от перегрева при входе в плотные слои атмосферы на пассивном участке траектории она прикрывалась специальным покрытием. Чтобы придать необходимую скорость для достижения максимальной дальности полета, головная часть снабжалась дополнительным пороховым двигателем. Ракетный комплекс считался мобильным. Ракета перевозилась на колесном транспортере и запускалась после установки на пусковое устройство, имевшее оригинальную систему опоры на землю в виде откидных лепестков.

Баллистическая ракета средней дальности, разрабатываемая по заказу американских ВВС фирмой «Дуглас Аэркрафт», получила обозначение SM-75. Главным конструктором по ракетному комплексу был назначен Бромберг, а руководителем всей программы — полковник Эдвард Холл.

Первая ракета была представлена на статические испытания в октябре 1956 года, раньше чем ракета «Юпитер». Первый запуск изделия, которому к этому времени присвоили название «Тор», состоялся 25 января 1957 года, спустя год после начала проектирования. Конструкторы очень спешили, что сказалось на летных характеристиках ракеты. Сразу же после отрыва от пускового устройства она взорвалась. В течение первой половины 1957 года произошло еще четыре взрыва ракет и множество отказов при подготовке к старту. Эти неудачи стоили места полковнику Холлу.

Конструкторам пришлось приложить массу усилий, чтобы заставить ракету летать. Только в сентябре 1957 года испытательный пуск прошел успешно. Ракета пролетела 2170 км. Успешно прошли и последующие испытательные пуски. Летом 1958 года состоялся пробный пуск с подвижной пусковой установки, сконструированной для войсковых частей. В этом же году «Тор» приняли на вооружение ВВС США.

Ракета была выполнена одноступенчатой. Две трети корпуса составлял топливный отсек, сваренный из больших листов специального алюминиевого сплава. В качестве компонентов ракетного топлива применялись жидкий кислород и керосин. На ракете устанавливался отклоняемый маршевый жидкостный ракетный двигатель LR-79, разработанный фирмой «Рокетдайн», развивавший тягу на земле 68 т. Время его работы составляло 160 секунд. ЖРД имел высоту 3,9 м.

Для подачи компонентов топлива использовался турбонасосный агрегат с параллельными валами, на одном из которых были установлены осецентробежные насосы окислителя и горючего, а на другом — осевая двухступенчатая активная турбина. На выходе турбины устанавливался теплообменник — испаритель жидкого кислорода. Получаемый газ использовался для наддува бака окислителя. Воспламенение компонентов топлива в камере сгорания происходило от пускового горючего (триэтилалюминий), содержащегося в гильзе, которая разрушается давлением основного горючего, поступающего из специального пускового бачка. Для создания управляющих усилий по углу крена применялись рулевые ЖРД LR-101 с малой тягой, питание топливом которых осуществлялось от ТНА маршевого двигателя.

На ракете устанавливалась инерциальная система управления фирмы «Дженерал Моторс». Головная часть ракеты содержала ядерный заряд мощностью 1,5 Мт. Максимальная дальность полета составляла 3180 км.

Эскадрильи БРСД «Тор», вооруженные 15 ракетами каждая, базировались в Италии, Турции и Англии. Ракета была удобна для перевозки транспортным самолетом. Часть ракет в 1961 году передали Великобритании, где их разместили на ракетных базах в Йоркшире и Суффолке. Ракеты «Тор» и «Юпитер» строились малой серией. Их общее количество в ВВС и армии США достигало 105 единиц.

Ракету «Тор» американцы активно использовали в качестве первой ступени целого семейства ракетоносителей (получила обозначение LB-2). Ее постоянно совершенствовали. Так, последняя модификация LB-2, применявшаяся на ракетоносителе «Тор-Дельта», имела длину 22,9 м, стартовую массу 84,8 т (в т. ч. топливо — 79,7 т). Она оснащалась ЖРД с тягой 88 т на земле и продолжительностью работы 228 секунд. На базе ракеты «Тор» была разработана первая ступень «Торад», отличавшаяся от базовой наличием навесных стартовых РДТТ.

Приблизительно в то же время, когда завершались работы по созданию американских БРСД «Тор» и «Юпитер», в СССР были завершены летные испытания новой ракеты средней дальности Р-12, созданной в ОКБ-586 конструкторским коллективом под руководством М. Янгеля.

Первый испытательный пуск ракеты Р-12 состоялся 22 июня 1957 года, спустя почти два года после начала проектных работ. Летные испытания проходили до 27 декабря 1958 года на полигоне Капустин Яр. Боевой ракетный комплекс с ракетой Р-12 наземного базирования был принят на вооружение 4 марта 1959 года. Р-12 стала первой советской боевой баллистической ракетой с ядерной головной частью, которая выпускалась крупной серией. Именно эти ракеты стали основным ракетным вооружением созданного в декабре 1959 года нового вида Вооруженных Сил СССР — Ракетных войск стратегического назначения.

Ракета Р-12 (отраслевое обозначение 8К63) одноступенчатая, с несущими баками и с ракетным двигателем на жидком топливе. В качестве компонентов ракетного топлива использовались азотнокислый окислитель и углеводородное горючее. Для воспламенения основного топлива применялось специальное пусковое горючее марки ТГ-02.

Двигательная установка ракеты состояла из четырехкамерного ЖРД РД-214 с тягой на земле 60 т. Его масса составляла 645 кг, высота 2,38 м, время работы 140 секунд. РД-214 имел четыре камеры, ТНА, газогенератор, агрегаты управления и другие элементы. Камеры ЖРД — со связанными оболочками, с регенеративным и завесным охлаждением горючим, с гофрированными проставками между стенками. Камеры изготовлены из стали и скреплены в жесткий блок, к которому сверху на специальной раме крепится ТНА. Он содержит три центробежных одноступенчатых насоса и осевую двухступенчатую активную турбину, которые расположены на двух соосных валах. На одном валу установлены насос окислителя и турбина, на другом — насосы горючего и 80-процентной перекиси водорода для питания газогенератора. Зажигание топлива в камере — химическое, при помощи пускового горючего, заливаемого в магистраль до главного клапана горючего. Тяга двигателя регулируется изменением расхода рабочего тела через газогенератор. Крепление ЖРД к ракете осуществляется с помощью опор, расположенных в верхней части камер.

Ракета оснащалась автономной системой управления, исполнительными органами которой являлись газоструйные рули. С целью улучшения стабилизации ракеты в полете впервые в отечественном ракетостроении бак окислителя разделялся на две части. Дополнительно ракета снабжалась четырьмя аэродинамическими неподвижными стабилизаторами. В состав СУ входили приборы нормальной и боковой стабилизации центра масс, система регулирования кажущейся скорости, автомат управления дальностью с дублированием коммутационных каналов. СУ обеспечивала КВО точек падения головной части 2,3 км при полете на максимальную дальность в 2000 км.