Читать «Григорьев» онлайн - страница 87

В создании ракеты Р-36 принимали участие конструкторские бюро, возглавляемые В. П. Глушко, В. И. Кузнецовым, M. С. Рязанским, Е. Г. Рудяком, В. П. Петровым, А. С. Абрамовым, А. Г. Иосифьяном, И. И. Ивановым, Н. С. Лидоренко, А. М. Гольцманом и другими. Эскизный проект был закончен в июне 1963 года. Для ускорения работ 12 января 1964 года вышел приказ ГКОТ «О развертывании работ по ракете Р-36». Ядерные головные части для ракет было поручено разработать ВНИИЭФ (главные конструкторы Е. А. Негин и С. Г. Кочарянц). Некоторые модификации головных частей для Р-36 разрабатывались во ВНИИП (главный конструктор Б. В. Литвинов).

Р-36 относится к МБР второго поколения, это родоначальница отечественных тяжелых боевых ракет. Она предназначалась для поражения важнейших стратегических объектов противника, защищенных средствами противоракетной обороны. Двухступенчатая ракета была выполнена по схеме «тандем» из высокопрочных алюминиевых сплавов. Первая ступень обеспечивала разгон ракеты и состояла из хвостового отсека, двигательной установки и несущих топливных баков горючего и окислителя. Топливные баки наддувались в полете продуктами сгорания основных компонентов и имели устройство для гашения колебаний.

Двигательная установка состояла из шестикамерного маршевого и четырехкамерного рулевого жидкостных ракетных двигателей. Маршевый ЖРД собирался из трех одинаковых двухкамерных блоков, укрепленных на общей раме. Подачу компонентов топлива к камерам сгорания обеспечивали три турбонасосных агрегата, турбины которых раскручивались продуктами сгорания топлива в газогенераторе. Суммарная тяга двигателя у земли составляла 274 тонны. Рулевой ЖРД имел четыре поворотные камеры сгорания с одним общим турбонасосным агрегатом. Камеры устанавливались в «карманах» хвостового отсека.

Вторая ступень обеспечивала разгон до скорости, соответствующей заданной дальности стрельбы. Ее топливные баки несущей конструкции имели совмещенное днище. Размещенная в хвостовом отсеке двигательная установка состояла из двухкамерного маршевого и четырехкамерного рулевого жидкостных ракетных двигателей. Маршевый ЖРД РД-219 по конструкции во многом был аналогичен двигательным блокам первой ступени. Основным отличием было то, что камеры сгорания были рассчитаны на большую степень расширения газа.

Ступени отделялись друг от друга и головной части посредством срабатывания разрывных болтов. Для исключения соударений было предусмотрено торможение отделившейся ступени за счет срабатывания тормозных пороховых двигателей.

Для Р-36 была разработана комбинированная система управления. Автономная инерциальная система обеспечивала управление ракетой на активном участке траектории и включала в себя автомат стабилизации, автомат дальности, систему СОБ, обеспечивающую одновременную выработку окислителя и горючего из баков, систему разворота ракеты после старта на назначенную цель. Система радиоуправления должна была корректировать движение ракеты в конце активного участка траектории. Однако в процессе летных испытаний стало ясно, что автономная система обеспечивает заданную точность стрельбы — круговое вероятное отклонение (КВО) около 1200 метров — и от радиосистемы отказались. Это позволило значительно снизить финансовые затраты и упростить эксплуатацию ракетного комплекса.