Ракетный комплекс Р-5 (8А62)

     Непосредственным продолжением эскизного проекта ракеты Р-3 была научно-исследовательская тема для проведения теоретических проектных и экспериментальных работ по БРДД с улучшенными характеристиками. В самом начале работ над этой темой родилась идея создания вместо экспериментальной ракеты Р-3А новой ракеты, получившей в дальнейшем индекс Р-5.
     Проект этой ракеты был готов к октябрю 1951 г. Чтобы увеличить дальность полёта до 1200 км (против 935 км у ракеты Р-3А) на ракете Р-5 был установлен специальный насадок на сопло двигателя, что позволило повысить удельный импульс двигателя, а также был исключен герметичный и поэтому тяжёлый приборный отсек. Все приборы системы управления, за исключением чувствительных элементов (гироприборов и интеграторов), располагались в отсеке, который был прямым продолжением хвостового отсека, а чувствительные элементы размещались, во избежание влияния вибраций, подальше от двигателя, в межбаковом пространстве на специальных кронштейнах. Впервые наряду с автономной системой управления стали использовать системы радиоуправления дальностью, боковой радиокоррекции и аварийного выключения двигателя (АВД). В конструкции баков были предусмотрены специальные воронкогасители, позволявшие уменьшить остатки незабора компонентов топлива на 100 кг. Основные конструктивные решения, направленные на улучшение характеристик ракеты, предложенные и опробованные на этом этапе, использовались в качестве стандартных в последующих конструкциях ракет ОКБ-1, что стало одной из важных особенностей работ над инициативным проектом ракеты Р-5.
     Достаточно сложной при проектировании ракеты Р-5 оказалась проблема создания аэродинамически устойчивой и термостойкой головной части с большой нагрузкой на мидель и большой скоростью подхода к цели.
     Головная часть ракеты Р-5, входя в плотные слои атмосферы на высоте около 100 км со скоростью свыше 3000 м/с, сильно нагревалась. Для защиты её корпуса были созданы специальные теплозащитные покрытия на основе сублимирующих высокоэнтальпийных материалов.
     Выделявшаяся при трении в плотных слоях атмосферы тепловая энергия поглощалась за счёт сублимации (испарения) поверхностного слоя покрытия и постоянно отводилась при его уносе. Так удавалась не допускать перегрева элементов конструкции ГЧ и её боевого заряда.
     И хотя они в дальнейшем не применялись, разработанные принципы широко использовались при создании ГЧ межконтинентальных баллистических ракет.
     Исследования показали, что удлинение, принятое для ГЧ ракеты Р-3А, невыгодно в массовом отношении и не обеспечивает устойчивости полёта ГЧ при подходе к цели. Поэтому диаметр ГЧ ракеты Р-5 был увеличен до 650 мм, а длина уменьшена до 5,25 м, что дало экономию массы ГЧ до 100 кг и увеличило устойчивость на 4-5%, при этом удлинение ГЧ составило 8, а нагрузка на мидель - 4300 кг/м².
     Проектные параметры ракеты Р-5 выбирались, исходя из дальности стрельбы 1200 км при массе ГЧ 1425 кг. Варьируя дальность полёта ракеты от 600 до 1200 км, можно было изменять массу ГЧ: при стрельбе на меньшие дальности можно было устанавливать дополнительно две-четыре подвески боевых частей.
     Чтобы расширить рамки решаемых ракетой Р-5 боевых задач, был предусмотрен набор головных частей. При стрельбе на дальность 810-1200 км использовалась основная головная часть по общепринятой схеме. Кроме того, предлагались подвесные головные части с общей массой 3830 кг. Две из них можно было использовать при стрельбе на дальность от 560 до 810 км, четыре - при стрельбе до 560 км. Ракета Р-5 получила войсковой индекс 8А62.
     Ведущими конструкторами этой ракеты были Д.И.Козлов и И.П.Румянцев.
     Постановлением от 13 февраля 1953 г. предусматривались четыре этапа лётных испытаний ракеты Р-5: первый и второй - экспериментально-испытательные, третий - пристрелочный и четвёртый - зачётно-испытательный.
     Перед началом первого и второго этапов лётных испытаний в филиале N 2 НИИ-88 ("Новостройка" под Загорском) в 1953 г. были проведены огневые стендовые испытания ракеты Р-5 по два для каждого этапа. Их целью было определение реальных температур компонентов в топливных баках ракеты, проверки функционирования системы управления и автоматики двигателя ракеты, определение фактической циклограммы запуска двигательной установки и фиксация её реальных технических характеристик.
     Стендовые испытания подтвердили также и правильность впервые принятого технического решения: сделать оба топливных бака ракеты несущими. Опыт эксплуатации ракет Р-1 и Р-2, а также расчёты и эксперименты показали, что испарение жидкого кислорода во время нахождения ракеты на стартовом устройстве и на участке выведения не столь значительно, как представлялось ранее, и что при соответствующей подпитке кислородного бака на старте можно обойтись без теплоизоляции как самого бака, так и несущего корпуса. В дальнейшем такой подход стал обычным для всех конструкций ракет, использующих жидкий кислород в качестве одного из компонентов топлива.
     Первый этап лётных испытаний ракеты Р-5 был проведён в марте-мае 1953 г. Всего было восемь пусков ракет: два пуска на дальность 270 км 15 марта и 18 марта 1953 г., пять на максимальную дальность 1200 км и один на 550 км. Первый успешный пуск на максимальную дальность был проведён 19 апреля 1953 г.
     Пуски на дальность 270 км были удачными, при двух пусках ракет на 1200 км обнаружились недоработки. Нормальный полёт ракеты продолжался до 64,5 с, где была наибольшая степень статической неустойчивости, после чего полёт ракеты прекращался из-за потери управляемости. При последнем пуске на 550 км условия испытаний для проверки устойчивости полёта были более жёсткими, так как ракета была снабжена четырьмя подвесными головными частями, которые увеличивали величину дестабилизирующего аэродинамического момента. Пуск прошёл нормально.
     Хотя в целом результаты первого этапа лётных испытаний ракеты Р-5 были оценены положительно (из восьми ракет шесть достигли цели), стало ясно, что меры для устранения неустойчивости движения являются недостаточными.
     При подготовке ко второму этапу лётных испытаний Р-5 в конструкцию ракеты и в систему управления был внесен ряд изменений. Для определения реакции упругой конструкции ракеты на ветровое динамическое нагружение при стоянке ракеты в вертикальном положении в ЦАГИ, г. Жуковский были проведены специальные экспериментально-исследовательские работы на модели 1:10. Были проведены исследования и в области вибрационного и акустического нагружений отдельных частей конструкции и агрегатов ракеты Р-5, решены вопросы обеспечения прочности конструкции на ветровое воздействие в области тропопаузы, с помощью ЦАГИ была установлена максимальная скорость на высоте "струйного течения".
     При создании ракет был решен целый ряд принципиально новых сложных задач .
     Несущий бак окислителя (жидкого кислорода) ракеты Р-5 как силовая конструкция, подвергался низким температурным воздействиям, его боковая поверхность представляла собой внешний обвод корпуса ракеты, поэтому теплоизоляция наносилась только на днища бака окислителя. Для предохранения от возрастания внутреннего давления при интенсивном испарении кислорода при больших тепловых потоках снаружи был установлен второй (дублирующий) предохранительный клапан на верхнем днище бака кислорода с выходом патрубка наружу (на внешний обвод ракеты в зоне межбакового пространства).
     При разработке конструкции ракеты Р-5 была предусмотрена установка на обводе её корпуса (примерно в середине, т.е. на баке окислителя) по всем четырем плоскостям стабилизации направляющих устройств узла стыковки подвесных ГЧ, а на нижнем торцевом шпангоуте бака по всем плоскостям стабилизации были смонтированы силовые узлы для цилиндров-толкателей отделения подвесных ГЧ.
     На внешнем обводе корпуса несущего бака горючего (керосина) впервые были установлены силовые устройства для крепления антенн радиосистемы управления полётом ракеты.
     Баки ракеты представляли собой тонкостенные несущие конструкции, соединяемые сваркой, для изготовления которых был использован алюминиевый сплав АМг3, апробированный уже на ракетах Р-1 и Р-2, но впоследствии замененный на новый, более прочный алюминиевый сплав АМг5.
     Особое внимание обращалось на качество сварных швов баков: ручная (ацетилено-кислородная) сварка была заменена аргоно-дуговой, при этом продольные швы обечаек и приварка днищ выполнялись автоматами, а приварка штуцеров, фланцев - вручную, но аргонной сваркой. Это резко повысило качество сварных соединений и улучшило их антикоррозионные свойства, что обеспечило прочность и герметичность баков не только как основных емкостей для компонентов ракетных топлив, но и как основных несущих элементов силовой схемы конструкции ракеты.
     Был разработан и принципиально новый сварной бак для перекиси водорода, который первоначально имел правильную торовую конфигурацию. Требовалось увеличить его объём, сохранив при этом технологическую оснастку, уже изготовленный задел полуторов и прочность основного сварного шва. Было принято оригинальное конструкторское решение: к нижнему полутору приварили дополнительную емкость, соединили её с основной через отверстия небольшого диаметра, не ослабляющие прочности полутора. Эта дополнительная емкость получила название "вымя". Для ещё большего увеличения объёма бака на верхнем полуторе приварили ещё одно "вымя". Такое конструктивное решение оказалось очень перспективным и положило начало применению "вымени" как заборного устройства на торовых и кольцевых баках всех последующих ракет, обеспечивающего минимальный незабор компонентов.
     При разложении перекиси водорода в присутствии катализатора образовывался парогаз, который направлялся на лопатки турбины турбонасосного агрегата (ТНА). На одной оси с турбиной крепились насосы для подачи в камеру сгорания окислителя и горючего.
     Принципиально новым конструкторским решением стало использование функции каркасной "юбки" с люками, входящей в конструкцию нижнего днища бака горючего, в роли приборного отсека. Смелым решением был отказ от стальной конструкции хвостового отсека в пользу алюминиевой панели из сплава Д16Т, что упростило технологический процесс сборки.
     Внутри корпуса ХО на жёсткой раме монтировался двигатель РД-103, который крепился к шпангоуту задней "юбки" кислородного бака.
     Много нового было внедрено в конструкцию узлов арматуры пневмогидравлической системы (ПГС), трубопроводов, рулевых машин и других агрегатов и приборов. Впервые в конструкции ЖРД был применён стальной высотный насадок для увеличения тяги ДУ с нарастанием высоты, имевший вид усеченного конуса, внутренняя поверхность которого была выложена графитовыми плитками (футеровка). Между стальным листом и графитовыми плитками был проложен тонкий асбестовый картон для обеспечения теплоизоляции. В насадке были сделаны четыре симметрично расположенных выреза (проточки) под газоструйные графитовые рули с накладками, закреплёнными на рулях. Крепился насадок над срезом сопла двигателя к внутреннему торцевому шпангоуту корпуса ХО. Этот шпангоут соединялся с наружным торцевым шпангоутом с помощью силового набора из спецподкосов.
     Корпус ХО заканчивался четырьмя силовыми кронштейнами, являющимися опорами ракеты на пусковом столе. В кронштейнах были смонтированы четыре вала рулевого агрегата, на которых крепились четыре газоструйных и четыре воздушных руля.
     На ракетах Р-1 и Р-2 газоструйные и воздушные рули были такими же, как и у ракеты А-4. Они имели относительно большое лобовое сопротивление, поэтому значительная часть тяги двигателя расходовалась не на разгон ракеты, а на управление ею.
     В результате проведенных исследований для ракеты Р-5 были созданы газоструйные рули стреловидной формы с меньшим (примерно на 30%) лобовым сопротивлением и большим (в 1,6 раз) аэродинамическим качеством, что снизило массу органов управления в целом и существенно увеличило дальность полёта.
     В конструкции ХО предусматривалась защита экраном агрегатов и блоков, установленных в ХО, от температурных воздействий со стороны двигателя. Принятая для ракеты Р-5 принципиально новая конструкция ХО (применение алюминиевых сплавов и отсутствие стабилизаторов) дала значительный выигрыш в массе по сравнению с конструктивной схемой ракеты Р-2, а введенный высотный насадок не только увеличил тягу ДУ с нарастанием высоты, но и упростил задачу надёжной защиты нижней части ХО от огненных струй двигателя.
     Коренные изменения были сделаны и в конструкции системы отделения головной части: если вначале для крепления головной части использовались инерционные болты (из-за чего в полёте наблюдались колебания головной части относительно корпуса ракеты), то на ракете Р-5 эти болты были заменены стяжными болтами с пневматическим разъёмом, а для отделения головной части использовался пневматический толкатель.
     Для улучшения тактических характеристик ракеты была предусмотрена автоматическая подпитка бака окислителя кислородом, что существенно повысило боевую готовность ракеты Р-5 при несении боевого дежурства.
     Второй этап лётных испытаний ракеты Р-5 проходил в октябре-декабре 1953 г. Все семь пусков проводились на дальность 1185 км. Один из них был неудачным из-за повреждения в бортовой кабельной сети, что вызвало выдачу преждевременной команды на выключение двигателя и, как следствие, - недолёт ракеты.
     По двум этапам испытаний не удалось полностью решить все задачи экспериментальной отработки ракеты: не до конца была проверена надёжность ракеты, её систем и агрегатов, не в должной мере оценена особенность её эксплуатации с подвесными головными частями и не был проверен весь комплекс наземного оборудования.
     В 1954 г. в филиале N 2 НИИ-88 под Загорском отрабатывалась возможность применения нового принципа вертикализации ракеты Р-5 - по площадкам, которые располагались не на гироплате, а на нижнем торце хвостового отсека. Для этого проводились замеры деформаций продольной оси ракеты под влиянием заправки компонентами топлива и солнечной радиации.
     Третий этап лётных испытаний ракеты Р-5 был проведён с августа 1954 г. по февраль 1955 г. Всего было 19 пусков: пять пристрелочных и 10 зачётных, кроме того к ним ещё добавили четыре пристрелочных из-за неудач с отработкой радиоуправления дальностью, В ряде пусков наблюдалось ослабление радиосигнала из-за влияния струи двигателя. Чтобы добиться нужных результатов, потребовалась передислокация наземных пунктов радиоуправления полётом ракеты Р-5, что вызвало длительный перерыв в её испытаниях.
     Для ускорения проведения лётно-конструкторских испытаний ракеты Р-5, а также в связи с невозможностью создания ГСКБ "Спецмаш" в короткие сроки штатного комплекса наземного оборудования было принято решение доработать некоторые агрегаты из унифицированного комплекса ракет Р-1 и Р-2, провести испытания ракеты Р-5 с этими агрегатами, а затем создать штатный комплекс.
     В частности, у лафета удлинили стрелу, установили новые опоры и доработали ходовую часть; были доработаны пусковой стол, грунтовая тележка, машина для стыковки ГЧ, железнодорожный вагон и другие агрегаты. Доработанный комплекс наземного оборудования обеспечил отладочные испытания с макетом ракеты и успешные ЛКИ ракеты Р-5 при технологии работ, аналогичной работам с ракетой Р-2.
     Во время ЛКИ были также проверены и отдельные агрегаты наземного оборудования из нового комплекса для ракеты Р-5М (пусковой стол, агрегат подпитки кислородом на старте, подогреватели воздуха, компрессоры и др.)
     Ракета Р-5 имела прицельную дальность 1200 км, массу заправленной ракеты 28570 кг, массу сухой ракеты 4200 кг, массу окислителя (жидкий кислород) 13990 кг, массу горючего (этиловый спирт) 9880 кг, тягу двигателя у Земли 43,86 тс, удельный импульс тяги ДУ на Земле 219 с и время полёта до цели 648 с (при стрельбе на максимальную дальность).
     Если создание баллистических ракет первого поколения (ракеты Р-1 и Р-2) положило начало отечественному ракетостроению и разработкам технологии и производства БРДД, то ракеты Р-5 стала качественно новым этапом в проектировании баллистических ракет. При увеличении стартовой массы ракеты Р-5 на 37% по сравнению с Р-2 дальность стрельбы возросла в два раза при практически равных массах головных частей. Это обеспечивалось главным образом увеличением удельного импульса тяги двигателя и существенным (на 25%) уменьшением относительной конечной массы конструкции ракеты (без головной части), что интегрально во многом характеризует техническое совершенство ракеты вообще.

Ракета Р-5М (8К51)
     Ракета Р-5М разрабатывалась на базе ракеты Р-5 в соответствии с Постановлением от 10 апреля 1954 г. и предназначалась для доставки атомного заряда на дальность 1200 км. Работы начались в конце 1953 г. Нужно было разработать новую более короткую, коническую головную часть, которая обеспечила бы уменьшение скорости встречи ГЧ с Землей в два раза, что привело к уменьшению и общей длины ракеты и изменению аэродинамических характеристик. Чтобы использовать опыт отработки системы управления ракеты Р-5, необходимо было для ракеты Р-5М иметь близкие к ракете Р-5 аэродинамические характеристики, что и было достигнуто путём увеличения площади пилонов под воздушные рули.
     Изменение аэродинамической схемы потребовало большого объёма экспериментальных работ по определению аэродинамических характеристик ракеты Р-5М, наличие ядерного заряда вызвало необходимость повышения надёжности её системы управления с тем, чтобы ошибка или повреждение в одной цепи СУ не приводили к отказу ракеты в целом. Предлагалось использовать новую (блочную) компоновку приборов, что существенно уменьшало количество кабелей и разъёмов на борту ракеты. Замена питания ряда элементов системы управления от бортовых источников на питание от наземных источников позволило сократить число критичных элементов на борту и повысить надёжность оставшихся. Требовалось также существенно упростить процесс подготовки ракеты к пуску.
     Предлагался очень жёсткий срок заводской отработки ракеты Р-5М - в течение 1954 г., этот срок в основном был выдержан.
     Предстояло разработать технологию совместных испытаний двух "изделий в целом" - ракеты и ГЧ со спецзарядом (атомным или термоядерным) после их стыковки и весь многоступенчатый технологический график работ на стартовой позиции.
     Несовершенство комплекса наземного оборудования ракеты Р-5 потребовало существенного его изменения с целью уменьшить трудоемкость подготовки ракеты Р-5М к пуску, сократить число обслуживающего персонала, устранить неоправданные ручные операции, доставшиеся в наследство от трофейных образцов наземного оборудования ракеты А-4.
     Была предложена новая схема установки ракеты Р-5М на стартовой позиции в вертикальное положение с помощью установщика и подъёмно-транспортной тележки. Установщик и подъёмно-транспортная тележка с уложенной на ней ракетой пристыковывались к пусковому столу, затем с помощью гидропривода производился подъём стрелы установщика в вертикальное положение, а тросы полиспастной системы через блоки стрелы присоединялись к цапфам рамы тележки. На стыковочной машине подвозилась ГЧ и пристыковывалась к корпусу ракеты. После этого лебедкой и полиспастной системой установщика производился подъём тележки с ракетой в вертикальное положение, и ракета ставилась на пусковой стол. Далее на стартовую площадку подавались заправочные агрегаты, их коммуникации пристыковывались к ракете, и начиналась заправка баков компонентами топлива. Заправка горючим осуществлялась с помощью насосов, окислителем (жидким кислородом) и перекисью водорода - путём вытеснения сжатыми газами из баков заправщиков. Такая технология работ на старте и новое оборудование позволили значительно сократить время подготовки пуска ракеты Р-5М и тем самым повысить её боевую готовность.
     Для повышения надёжности ракеты Р-5М в целом все цепи бортовой части СУ и радиокомплекса были дублированы, автомат стабилизации имел два независимых канала, рулевой агрегат новой конструкции имел не четыре, как у всех ранее разработанных ракет, а шесть рулевых машин (четыре из них работали каждая отдельно на свой графитовый руль, а две - раздельно на два воздушных руля, которые были кинематически связаны), чем достигалась работа по каждому каналу стабилизации ракеты (тангаж, рыскание, вращение) одновременно четырёх рулей. Источники бортового питания СУ также были дублированы, а для управления дальностью полёта применён трёхканальный интегратор; приборы СУ для уменьшения воздействия виброперегрузок были перенесены из хвостового в межбаковый отсек, а вместо них были размещены дополнительные бортовые батареи и главный распределитель электропитания; на днище корпуса ракеты, кроме двух дополнительных рулевых машин, были смонтированы четыре 60-контактных разрывных штепсельных разъёма для систем управления и измерений, что значительно улучшило технологию подготовки и пуска ракеты Р-5М, а также было изменено расположение 6-штуцерного соединения ПГС, штуцеров подпитки воздухом и перекисью водорода, контактов подъёма и др. Существенно упрощена пневмогидравлическая система ракеты, введена полностью автоматизированная система запуска двигателя ракеты Р-5М.
     В связи с изменением головной части полная длина ракеты составила 20,75 м, размах стабилизаторов с воздушными рулями - 3,45 м.
     Ракета Р-5М имела стартовую массу 28610 кг при сухой массе 4390 кг, двигатель с тягой на Земле 43860 кгс при удельном импульсе тяги 219,3 с.
В январе-июле 1955 г. проводились два этапа лётных испытаний ракеты Р-5М: этап А - заводские испытания и этап Б - лётно-конструкторские. Было запущено 14 ракет, из них 13 достигли цели. Отдельные недостатки, выявленные при этих испытаниях, носили частный характер и были легко устранимыми.
     Первый успешный пуск ракеты Р-5М был проведён 21 января 1955 г.
     В самом начале испытаний пришлось сделать перерыв в работе, чтобы найти средство для ликвидации флаттера воздушных рулей Частичное изменение конструкции воздушных рулей и увеличение жёсткости кинематики их привода исключили это нежелательное явление.
     Для практической проверки принятых мер по улучшению надёжности бортовой части системы управления на трёх ракетах искусственно перед стартом вводились наиболее характерные неисправности, охватывающие целую группу возможных повреждений: на первой был отключен преобразователь, питающий один из автономных каналов автомата стабилизации, на второй - разорвана цепь потенциометра обратной связи, связанного с рулевой машинкой, на третьей - отключена рулевая машинка одного из газоструйных рулей. При таких искусственно созданных неисправностях бортовой части СУ полёт всех трёх ракет был нормальным, и все они достигли цели. Подобного рода неисправности в бортовой части СУ ракеты Р-5 должны были бы привести к аварии.
     Новым и эффективным средством для отработки надёжности ракеты Р-5М было создание многоканальной телеметрической системы. От службы ТМ-контроля и её специалистов требовалась повышенная бдительность, даже если полёт внешне заканчивался вполне благополучно, в технологии подготовки пуска и анализа итогов пуска обязательной стала процедура "доклада по пленкам". Иногда внимательный просмотр пленок, проводимый натренированными телеметристами после пуска, выявлял замечания, развитие которых во время последующих полётов могло привести к аварийному исходу пуска ракеты.
     Дополнительно в состав бортовой СУ ракеты Р-5М была введена новая система аварийного подрыва ракеты (АПР). Имелось в виду, что если по вине каких-либо отказов произойдет значительное отклонение ракеты от программной траектории или вместо территории противника может поразить свою, то её надо уничтожить в полёте с помощью системы АПР или прекратить полёт путём аварийного выключения двигателя.
     На первом этапе испытаний ракеты Р-5М на полигоне в январе-июне 1955 г. одна ракета отклонились по углу рыскания более, чем на семь разрешённых градусов, и её полёт был прекращен выключением двигателя по команде от системы АПР.
     Заключительный (пристрелочный) этап лётно-конструкторских испытаний ракет Р-5М проходил в августе-ноябре 1955 г. Было проведено 10 пусков, из них пять на дальность 1165 км, три на 1083 км и два на 1189, 8 км (в зависимости от массы ракет). На этих испытаниях радиосистема управления дальностью полёта рассматривалась как временное решение, так как в дальнейшем предполагалось укомплектовать бортовую часть СУ автономной системой управления дальностью полёта. Из 10 пусков восемь были нормальными. Результаты пристрелочных пусков 1955 г. послужили основанием для подготовки в следующем 1956 г. испытаний ракеты Р-5М по полной программе.
     К зачётным испытаниям, которые проходили с 11 января по 6 февраля 1956 г., были представлены пять ракет, головные части четырёх из них имели действующие макеты атомного заряда, в которых было все, что нужно для атомного взрыва, кроме продуктов атомного распада, вызывающих цепную реакцию. Проверялись стыковка ГЧ с бортовыми системами ракеты, технология подготовки и надёжность работы в полёте всей автоматики. Пуски начались в январе 1956 г. Четыре пуска прошли нормально.
     Это дало основание последний пятый пуск провести с головной частью, имеющей реальный атомный заряд.
     Старт состоялся 2 февраля 1956 г. Всех, кроме боевого расчёта, со старта убрали. Пуск проводился чисто военным расчётом и прошёл без замечаний. Ракета Р-5М впервые в мире пронесла через космос головную часть с атомным зарядом. Пролетев положенные 1200 км, головная часть без разрушения дошла до земли в районе Аральских Каракумов. Сработал ударный взрыватель, и наземный ядерный взрыв ознаменовал в истории человечества начало ракетно-ядерной эры.
     Никаких публикаций по поводу этого исторического события не последовало. США в то время не имели средств обнаружения ракетных пусков, поэтому факт атомного взрыва был отмечен ими как очередное наземное испытание атомного оружия.
     По результатам испытаний в июне 1956 г. ракета Р-5М была принята на вооружение Советской Армии с войсковым индексом 8К51.
     Через несколько лет для ракет Р-5М, уже принятых на вооружение и находившихся на боевом дежурстве в Прибалтике и на Дальнем Востоке, начали поступать не атомные, а термоядерные заряды эквивалентной мощностью до 1 Мгт.
     Это была первая отечественная ракета, поставленная на боевое дежурство. Для ракеты и наземного оборудования были введены три степени готовности: готовность N 1, готовность N 2 и готовность N 3, которые различались не только по состоянию ракеты и технического и стартового комплексов, но и по времени подготовки ракеты к пуску.
     Ракета Р-5М стала первой отечественной стратегической ракетой-носителем (РН) атомного заряда и положила начало созданию ракетно-ядерного щита Родины. Для хранения атомных ГЧ и подготовки их к боевому применению были созданы новые войсковые части - ремонтно-технические базы, имевшие свое командование, личный состав и технику, не связанные со строевыми ракетными частями, но работающие в тесном взаимодействии с ними.

Геофизические ракеты Р-5А, Р-5Б, Р-5В, Р-5 ВАО
     На базе ракеты Р-5 были созданы геофизические ракеты: Р-5А, Р-5Б и Р-5В, выполнявших по несколько научных программ каждая.
Ракета Р-5А использовалась для обеспечения перспективных разработок ОКБ-1, одна из которых имела прямое отношение к программе запуска космического аппарата к Луне. Необходимы были, в частности, определенные средства, позволяющие зафиксировать местоположение аппарата в момент приближения к Луне, для чего была предложена так называемая "натриевая комета", суть которой заключалась в том, чтобы на соответствующей высоте образовать натриевое облако с помощью реакции разложения натрия и вести наблюдение, используя астрономические средства. Такой эксперимент был проведён 19 сентября 1958 г. и позволил сделать вывод о целесообразности использования "натриевой кометы" при пуске космического аппарата к Луне.
     Большое значение для работ по космической программе имели эксперименты по инфракрасной вертикали - аппаратуре для автоматической ориентации КА в пространстве на основе регистрации инфракрасного излучения Земли и атмосферы. Эксперименты с инфракрасной вертикалью проводились в августе 1958 г. Подобные исследования ранее не проводились, поэтому полученные при экспериментах результаты были уникальными, а их обработка позволила сделать заключение, что инфракрасная вертикаль вполне пригодна для использования в системе ориентации КА.
     При пуске ракеты Р-5А 27 августа 1958 г. был также установлен мировой рекорд - впервые достигнута высота 473 км и спасен объект массой 1581 кг.
     27 июля 1963 г. С.П.Королев согласовал техническое задание на разработку новой серии академических ракет Р-5Б, предназначенных, главным образом, для проведения научных исследований по программе высотной астрофизической обсерватории (ВАО), откуда появился и их индекс Р-5 ВАО.
Чтобы обеспечить нормальное функционирование аппаратуры ВАО и выполнение научных задач по изучению Солнца и галактических объектов, необходим был пуск ракеты по траектории, близкой к вертикальной, и стабилизация ракеты на пассивном участке.
     Ракета Р-5В запускалась в 1964-1975 гг. При запусках исследовалась аэродинамика и теплообмен на модели, соответствующей по геометрической форме спускаемому аппарату пилотируемого корабля типа 7К, а также исследования по программе "Вертикаль". Всего было выполнено 10 пусков, из которых 2 было аварийных.
     Помимо геофизических исследований проводились и биологические исследования.
     Первый полёт собак на ракетах этого типа состоялся 15 августа 1951 г. на высоту 110 км. В том же году была проведена первая серия таких полётов на высоту свыше 100 км. Исследования в этих полётах показали, что до высоты 100 км герметическая кабина малого объёма с системой регенерации воздуха обеспечивает необходимые условия для двух собак в течение 3 ч., причём не вызывали изменений в поведении животных и в их отдельных физиологических функциях.
     В 1954-56 гг. была выполнена вторая серия таких полётов, в результате которых было установлено, что скафандры с автономной системой жизнеобеспечения создают необходимые условия для жизни животных при полёте в негерметичной кабине ракеты до высот 79-86 км и катапультирование на высотах 79-86 и 39-46 км является надёжным способом покидания кабины, не вызывая заметных нарушений в состоянии животных. Парашютные системы обеспечили безопасный спуск и спасение животных вместе с аппаратурой с высот более 80 км.
     В мае 1957 г. была проведена третья серия полётов на высоте более 200 км. Исследования, проведенные на этом этапе, показали, что полёт до высоты 212-450 км не вызывает резких расстройств в физиологических функциях животных, заметных изменений в их поведении и в состоянии здоровья, а выбранная конструкция герметической кабины и её оборудование обеспечивают необходимые условия для жизни животных при полёте до высот 212-450 км.
     В период действия невесомости регулируемые физиологические параметры удерживались на высоком уровне в течение первых 2-3 мин., а возвращение их к исходному уровню происходило на 5-6 минутах и выбранная система спасения обеспечивала сохранение жизни животных при приземлении.
     Таким образом, проведенные на геофизических ракетах медико-биологические исследования показали принципиальную возможность полёта в космос и возвращения на Землю животных существ без заметного изменения состояния здоровья, что позволило приступить к следующим этапам медико-биологических исследований, связанным с более длительным пребыванием в космосе животных и человека на борту искусственных спутников Земли.

Ракета Р-5Р
     Ракета Р-5Р была разработана на основании Постановления от 20 мая 1954 г. на базе ракеты Р-5 с целью проверки в лётных условиях возможности радиолокационного слежения за баллистической ракетой дальнего действия при импульсной работе радиолокатора в сантиметровом диапазоне и, кроме того, для определения влияния газовой струи двигателя на качество радиолинии локатора сантиметрового диапазона и эффективности действия антиионизаторов, вводимых в газовую струю двигателя для уменьшения затухания радиосигнала в струе работающего двигателя, а также для проверки в условиях лётных испытаний правильности принципа построения перспективного радиопеленгатора, разрабатываемого для ракеты Р-7.
     Для проведения экспериментов были подготовлены четыре ракеты Р-5Р, но использованы только три в связи с завершением программы экспериментов.

Ракета М5РД
     Ракета М5РД была разработана согласно Постановлению от 20 мая 1954 г. в интересах создания первой межконтинентальной ракеты Р-7.
В процессе проектирования ракеты Р-7 в основу её компоновки была положена пакетная схема. При этом выявилась необходимость весьма точного и непрерывного управления вектором скорости ракеты и регулирования процесса опорожнения топливных баков. Это побудило разработчиков к созданию систем нормальной и боковой стабилизации центра масс ракеты, системы регулирования кажущейся скорости (РКС), системы опорожнения баков (СОБ), а также разработки регуляторов расхода и соотношения компонентов топлива ЖРД. Естественно, что все эти новшества должны были пройти апробацию в лётных условиях, для чего было принято решение использовать экспериментальную ракету М5РД, созданную на базе ракеты Р-5М.
     ЛКИ ракеты М5РД проходили в июле-сентябре 1956 г. Из десяти пусков все были удачными, был получен большой экспериментальный материал для проектирования систем управления перспективных ракет. Проверялись приборы нормальной и боковой стабилизации центра масс ракеты на полётной траектории (четыре прибора), системы измерения колебаний жидкости в топливных баках и одновременного опорожнения баков, регулирования кажущейся скорости ракеты с датчиками системы РКС. Были проверены в полёте гироскопические интегрирующие приборы как элементы системы стабилизации, эффективность системы успокоения колебаний компонентов топлив в баках ракеты, проведена экспериментальная отработка в лётных условиях комплекса радиотехнических и оптических средств траекторных измерений при полёте ракеты, телеметрической системы "Трал" и РТС-5 для регистрации вибрации отдельных элементов ракеты, системы единого времени и системы связи "борт ракеты - Земля", испытаны также головные части с покрытием теплоизоляционной обмазкой на основе карбида кремния - ТО-2 (на трёх ракетах) и с покрытием из асботекстолита (на двух ракетах). Работы проводились в интересах создания СУ для ракеты Р-7, их результаты использованы также для проектирования СУ ракеты Р-9 и других.

Далее...