Ракетные комплексы Р-11 и Р-11МФ

Ракеты Р-11 (8А61) и Р-11М (8К11)
     Ракета Р-11 была разработана в рамках исследований по выбору компонентов топлива для баллистических ракет дальнего действия. В отличие от ранее используемых жидкого кислорода и этилового спирта впервые для ракеты Р-11 был использован жидкостный ракетный двигатель, работающий на азотной кислоте, как окислителе, и керосине, как горючем, с вытеснительной подачей компонентов топлива, разработанный в ОКБ-2, возглавляемом А.М.Исаевым. Исследования по созданию ракет на высококипящих компонентах топлива были начаты в рамках темы Н2, выполняемой по Постановлению от 4 декабря 1950 г.
     Новая ракета имела по сравнению с ракетой Р-1 в 2, 5 раза меньшую стартовую массу при той же дальности полёта. Правда, масса полезного груза была на 25% меньше, но её относительное значение возросло до 11,5% (по сравнению с 5,9% у ракеты Р-1). Ракета Р-11 имела стартовую массу 5850 кг, дальность 270 км, максимальную скорость 1440 м/с, длину 10,4 м, тягу двигателя на Земле (без насадка) 8300 кгс, удельный импульс тяги двигателя 219 с, конечную массу 1800 кг, рабочий запас топлива 3350 кг, гарантийные остатки топлива 50 кг.
     Эскизный проект ракеты Р-11 был завершён в ноябре 1951 г. и она получила войсковой индекс 8А61.
     Лётные испытания ракеты Р-11 проводились на ГЦП в апреле-мае 1953 г.
     По программе предусматривалось проведение их в четыре этапа: экспериментальные испытания - 20 ракет (2 этапа), пристрелочные испытания - пять ракет и сдаточные зачётные испытания - 10 ракет.
     Пуск первой ракеты Р-11 18 апреля 1953 г. был неудачным, причиной был производственный дефект в цепи бортовой системы управления по тангажу. Полёт остальных девяти ракет первого этапа испытаний был нормальным, однако удельный импульс двигателя по сравнению с формулярным был заниженным, не было устойчивой работы двигателя при использовании в качестве горючего керосина со специальными присадками, обещавшими улучшение энергетических характеристик двигателя.
     Вместе с тем результаты первого этапа испытаний ракеты Р-11 позволили сделать положительный вывод о её конструкции в целом и наметить ряд усовершенствований её конструкции.
     Ракета Р-11 после зачётных испытаний была принята на вооружение 13 июля 1955 г.
     В январе 1954 г. был готов технический проект ракеты Р-11М, в котором приводились обоснования по всем изменениям конструкции ракеты Р-11 и исходные данные для разработки нового комплекта рабочих чертежей. Наиболее существенно была изменена конструкция двигателя: был аннулирован высотный графитовый насадок и тяжёлое рулевое кольцо для крепления рулевых машин, было удлинено сопло двигателя, на котором непосредственно крепились новые рулевые машины с валами графитовых рулей управления по тангажу, рысканию и вращению без промежуточных передач в прежней конструкции, была изменена система подачи компонентов в камеру сгорания двигателя (вместо порохового аккумулятора давления был использован более надёжный и с лучшими массовыми характеристиками жидкостный аккумулятор давления), установлены заборные устройства в баках, позволявшие обеспечивать практически их полное опорожнение, а также были приняты меры до полной герметизации двигателя. Большое внимание было уделено упрощению технологии изготовления ракеты Р-11М и снижению стоимости её производства, для чего было изготовлено 246 новых приспособлений (из оснастки первого этапа оставили только 30% приспособлений).
     Еще не были окончательно проверены лётно-тактические характеристики ракеты Р-11, а уже наметились несколько перспективных вариантов её практического применения. Малые габариты при высоких лётно-тактических характеристиках, возможность длительного хранения в заправленном состоянии за счёт использования азотной кислоты в качестве окислителя, керосина Т-1 в качестве основного горючего и ТГ-02 ("тонка") в качестве пускового горючего делали возможным использование ракеты в подвижном варианте на транспортных средствах различного типа (сухопутные колесные автомобили, гусеничные машины, железнодорожные спецвагоны, надводные корабли, подводные лодки со специальными ракетными шахтами) с обычной фугасной или атомной головной частью, что превращало её в грозное малоуязвимое боевое оружие.
     Лётные испытания ракеты Р-11М включали три этапа (22 пуска с 30 декабря 1955 г. по 11 апреля 1957 г.)
     Ракета Р-11М после проведения пяти зачётных пусков в 1958 г. Постановлением от 1 апреля 1958 г. была принята на вооружение как оперативно-тактическая ракета сухопутных войск с ядерным зарядом под индексом 8К11.
     Для этапа штатной эксплуатации ракет Р-11 в ОКБ-1 был создан подвижный комплекс наземного оборудования: пусковой стол перевозился на автомобиле, а в боевом положении устанавливался прямо на грунт, тележка обеспечивала транспортирование одновременно трёх незаправленных ракет с помощью специального съемного контейнера, а также заправку ракеты в горизонтальном положении и перевозку её по грунтовым дорогам; установщик был смонтирован на базе тяжёлого артиллерийского тягача, что существенно улучшало проходимость всего комплекса.
     Впоследствии по техническому заданию ОКБ-1 на ленинградском Кировском заводе для ракеты Р-11М был разработан самоходный стартовый агрегат на базе тяжёлого танка конструкции Ж.Я.Котина. Такой стартовый агрегат мог выйти в заданный район с заправленной ракетой, за короткое время подготовить и пустить ее, затем возвратиться на базу, взять новую ракету и выполнить пуск из другого района. Это означало появление у ракетных комплексов неуязвимости за счёт высокой мобильности, высокой боевой готовности, минимального по составу боевого расчёта. Такое решение оказалось очень перспективным и получило широкое распространение в дальнейшем, особенно при разработке подвижных ракетных комплексов стратегических ракет.

Ракета Р-11ФМ
     Работа по использованию баллистических ракет дальнего действия в качестве вооружения для кораблей Военно-Морского Флота проводились по Постановлению от 26 января 1954 г. Для начала решили оснастить ракетами дизельную подводную лодку (ПЛ), Главным конструктором которой был крупный специалист-корабел Н.Н.Исанин. Необходимо было переоборудовать выбранную ПЛ для её оснащения специально доработанной в ОКБ-1 для этой цели ракетой Р-11, которая получила индекс Р-11ФМ и стала первой боевой ракетой, приспособленной для запуска из пусковых установок подводных лодок. Фактически работы в ОКБ-1 по этой тематике были начаты ранее.
     14 июля 1953 г. было подготовлено тактико-техническое задание на новый комплекс Р-11М, а 5 января 1954 г. проведено техническое совещание Главных конструкторов ракетного комплекса подводной лодки и стенда для отработки морского старта. Достоинством принятого варианта была возможность обойтись без коренной переделки конструкции выбранной ПЛ и ограничится только доработкой её на верфи, особенно мест, связанных со спецификой крепления ракеты в ПЛ. Были необходимы также серьезные изменения в бортовой части системы управления и создание на полигоне специальной установки для отработки её старта с качающегося основания, имитирующего режим качки ПЛ.
     В качестве основного был принят вариант пуска ракет Р-11ФМ из надводного положения ПЛ, для чего нужно было поднять полностью заправленную ракету из шахты для хранения на ПЛ и удерживать её в вертикальном положении с помощью специальной стартовой установки до пуска. Разработку такой установки решено было поручить коллективу отдела наземного оборудования ОКБ-1 (руководитель А.П.Абрамов).
     Вначале намечались три пуска ракеты с неподвижного стенда, аналогичного по конструкции штатному образцу пускового устройства, принятого для ПЛ. Основная цель этих испытаний состояла в отработке системы крепления ракеты Р-11ФМ с подвижными захватами. Следующая партия, включающая 12 лётных, три резервных и три стендовых образца ракет, оборудовалась новой системой управления, что позволяло перейти к основному этапу эксперимента: пуску из качающегося стенда, имитирующего пусковое устройство - шахту ракеты на ПЛ.
     Пуски ракеты Р-11ФМ с неподвижного стенда проводились в сентябре-октябре 1954 г. Было три пуска, которые позволили убедиться в правильности принятых технических решений по пусковому устройству и его монтажу на ПЛ.
     Испытания ракеты Р-11ФМ на специальном качающемся стенде проводились в мае-июле 1955 г. Стенд представлял собой макет шахты с подъёмным устройством и позволял имитировать определенные режимы бортовой качки и рыскания по курсу ПЛ, аналогичные шторму до 4 баллов (бортовая качка до 12 градусов, по рысканию до 4 градусов).
     Испытывались 11 ракет на дальность 240 км, из них девять достигли цели. Результаты проведенных на ГЦП испытаний позволили сделать вывод о возможности морских испытаний ракеты Р-11ФМ совместно с ПЛ. Потребовалась лишь небольшая доработка, гарантирующая безударный выход ракеты из стартового устройства ПЛ.
     Натурные испытания комплекса "ПЛ - ракета Р-11ФМ" на Северном флоте (в Белом море) проходили в августе-ноябре 1956 г. При этом, кроме проверки всех технических средств, обеспечивающих пуск ракеты с ПЛ с заданной точностью стрельбы, была поставлена задача максимально учесть всю совокупность реальных эксплуатационных условий.
     Программой намечался периодический отстрел ракет, имеющих различные сроки хранения. После длительных испытаний были проведены три успешных пуска ракет: первый - 16 сентября 1956 г. после 37 суток хранения ракеты Р-11ФМ на ПЛ, и два пуска в октябре 1956 г.
     Последний этап испытаний проводился в марте-мае 1957 г. Было 4 пуска, три из надводного положения ПЛ были нормальными, пуск в апреле был неудачным из-за негерметичности одного из трубопроводов, вызванной гидроударом при срабатывании пиропатрона, но в целом пуски ракет Р-11ФМ с реальной ПЛ были признаны успешными, и ракета Р-11ФМ на ПЛ была принята на вооружение ВМФ 20 февраля 1959 года.
     Трудно переоценить значение третьего этапа испытаний ракеты Р-11ФМ для вооружения Военно-Морского Флота. На заключительный пуск ракеты с ПЛ были приглашены заместитель Главнокомандующего ВМФ адмирал П.Е.Владимирский, Главный маршал артиллерии М.И.Неделин, а также командующие флотами и флотилиями страны. С корабля, идущего параллельным курсом с подводной лодкой, можно было наблюдать всплытие лодки, отброс крышки шахты, подъём ракеты с пусковой установкой и пуск. После того, как ракета Р-11ФМ в считанные секунды ушла из поля зрения, высшее командование ВМФ Советского Союза устроило бурную овацию создателям морских ракет. Так было положено начало созданию в Советском Союзе ракетоносного подводного флота, который стал одной из основных составных частей ядерной триады нашей Родины.
     С 1954 г. были начаты исследования по подводному старту ракеты. Постановление по этой теме вышло в феврале 1955 г., а в октябре 1956 г. начались натурные эксперименты на Черном море. Было проведено пять успешных пусков, после чего перешли к "бросковым" испытаниям для проверки работы направляющих стартовой шахты и реакции ракеты при переходе из водной среды в воздушную. Первый старт ракеты из-под воды был проведён 23 декабря 1956 г. с глубины 30 м.
     В 1955 г. техническая документация на ракету Р-11ФМ была передана в КБ-385 (Главный конструктор В.П.Макеев) в Златоусте, а оснастка и материальная часть - на завод N 385 для серийного производства ракет Р-11ФМ.

Геофизическая ракета Р-11А
     Эксплуатационные особенности ракеты Р-11 позволяли расширить область её применения для научных исследований. В данном случае особый интерес представляла возможность геофизических наблюдений в районах Земли, куда доставлять ранее разработанные ракеты было практически невозможно, например в приполярных районах СССР.
     Разработка геофизической ракеты Р-11А была приурочена к Международному геофизическому году в соответствии с Постановлением от 11 июля 1956 г. Ракета Р-11А имела специальный обтекатель головной части защищавший контейнер от теплового воздействия и аэродинамических нагрузок в полёте, а также разработан специальный переходный отсек для крепления контейнера, размещения пневматической системы разделения, коммутационной аппаратуры и системы успокоения.
     В 1958 г. было изготовлено семь ракет Р-11А. Пуски первых двух ракет, предназначенных для лётно-конструкторской отработки, проводились в октябре 1958 г. на ГЦП. При первом пуске ракета достигла высоты 98,31 км, при следующем 102,74 км. Результаты этих пусков позволили сделать заключение о готовности ракеты к основному этапу лётных испытаний, которые должны были проводиться на Новой Земле.
     Первый пуск на Новой Земле был проведён в октябре 1958 г., ракета достигла высоты 103 км; система ориентации контейнера с полезным грузом не справилась с возмущениями, однако все приборы, за исключением одного, работали нормально.
     В целом пуски ракет Р-11А в 1958 г. позволили выполнить программу Международного геофизического года и получить ценные научные данные. Для решения задачи подъёма научных приборов на ещё большие высоты. прорабатывался вариант двухступенчатой ракеты: 1 ступень на базе ракеты Р-5М, 2 - на базе ракеты Р-11. Практического воплощения этот вариант двухступенчатой ракеты не получил.

Экспериментальная крылатая ракета
     Постановлением 13 февраля 1953 г. было принято решение о разработке двухступенчатой крылатой ракеты с дальностью полёта 8000 км и заданной точностью стрельбы. Этим же Постановлением ОКБ-1 поручалась разработка, изготовление и лётная отработка экспериментальной крылатой ракеты (ЭКР).
     Для сокращения сроков и стоимости разработки ЭКР предлагалось использовать в качестве 1 ступени ракету Р-11, 2 ступень разработать на базе прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), а для бортовой части системы управления крылатой ракеты использовать упрощенный вариант существующего самолётного автопилота.
     Чтобы приспособить ракету Р-11 для ЭКР потребовались сравнительно небольшие доработки: изменение конструкции хвостового отсека, стабилизаторов и рулевого агрегата. В основу компоновки 2 ступени была положена схема двигателя с центральным входом. Создание и отработка ПВРД такого типа представляло в тот период наименьшие трудности, так как помимо расчётно-теоретических материалов по такому двигателю имелись и экспериментальные данные. Предполагалось, что 2 ступень будет иметь крестообразное оперение, четыре воздушных руля, попарно работающих по тангажу и рысканию, причём курсовые рули (рули рыскания) одновременно будут выполнять функции элеронов.
     Для обеспечения устойчивой работы двигателя 2 ступени воздуховодный канал двигателя имел наклон, а также был изогнут для создания необходимого объёма для размещения приборов. На стыке 2 ступени и отбрасываемой части крылатой ракеты был сделан кольцевой проток, что позволило запускать ПВРД до разделения ступеней.
     На маршевом участке для ЭКР принималась траектория полёта с постоянной высотой (отказ от оптимальной траектории был обусловлен желанием упростить задачу системы управления ракетой), при этом проигрыш в дальности оставлял около 8%. Для определения действительной траектории полёта ЭКР предусматривалась установка на ней радиотехнической системы индикации и создание сети наземных пунктов приема радиосигналов этой системы. После выключения ПВРД 2 ступень должна была совершать пикирующий или планирующий полёт.
     Для экономии средств при лётной отработки ЭКР в ходе эскизного проектирования была подробно изучена возможность спасения ЭКР после выполнения заданной программы с помощью парашютно-реактивной системы.
     ЭКР должна была иметь полную дальность полёта 730 км, скорость маршевого полёта 896 м/с, полное время полёта 927 с, массу заправленной 1 ступени 6390 кг, начальную массу 2 ступени 1484 кг, полную длину 17,724 м, длину 2 ступени 9,434 м, диаметр корпуса 2 ступени 1,65 м, размах крыла 2 ступени 2,018 м, площадь крыльев 3,31 м², тягу двигателя 1 ступени на Земле 8300 кгс, удельный импульс тяги двигателя 1 ступени на Земле 219 с, максимальную тягу двигателя 2 ступени на высоте 18 км (при М=3) 625 кгс, удельный импульс тяги двигателя 2 ступени при тех же условиях 1580 с, компоненты топлива - атмосферный кислород и керосин.
     Эскизный проект ЭКР в семи книгах был утвержден С.П.Королевым 31 января 1953 г. и согласован с М.В.Келдышем, С.А.Христиановичем, М.М.Бондарюком.
     После завершения эскизного проекта началась подготовка к передаче ЭКР в производство. К июлю 1953 г. в конструкцию ЭКР был внесен ряд изменений, связанных с применением в дальнейшем в составе бортовых приборов СУ астронавигационной системы для её испытания в натуральных условиях. Были изготовлены макеты основных узлов ЭКР, в том числе макет приборного отсека в натуральную величину, установка для отработки теплозащиты отсеков ЭКР, установка для отработки рулевых машин в термобарокамере, рулевой агрегат 2 ступени ЭКР; проводились отработка технологии отдельных узлов конструкции, эксперименты по уточнению аэродинамических характеристик ЭКР, разбивка на плазе внешних обводов и тракта подачи воздуха к ПВРД, а также начат выпуск рабочих чертежей.
     Было проведено десять полётов на самолете с макетом астронавигационной системы, которые подтвердили правильность выбранных технических решений и возможность получения требуемой точности наведения ЭКР при использовании астронавигационной системы.
     Были также разработаны принципиальная схема и общие виды макета бортовой системы астронавигации для экспериментов на скоростном самолете, начата разработка рабочих чертежей макета, закончен этап теоретических и экспериментальных работ, подтвердивших надёжность схемы опознания звезд в ночных условиях полёта и возможность работы системы астронавигации в дневных условиях при полётах на больших (18 км и более) высотах, разработана и отлажена аппаратура для экспериментальных исследований излучения звезд в красной и инфракрасной областях спектра, начаты совместные с Крымской астрофизической обсерваторией испытания специального фотоэлектрического индикатора для этих целей.
     Положительный результат дали исследования Государственного оптического института (ГОИ) в Ленинграде по технологии изготовления больших кварцевых пластин, дополнительно был подготовлен эскизный проект системы астронавигации для испытаний непосредственно на ЭКР.
     Были продолжены работы по проектированию и изготовлению серии ПВРД (подготовлены стендовые образцы, проведены первые доводочные испытания, спроектирован и изготовлен турбонасосный агрегат двигателя 2 ступени ЭКР), разработана методика лётных испытаний ЭКР.
Постановлением от 20 мая 1954 г. тематика по крылатым ракетам дальнего действия была передана в ОКБ-670 МАП (М.М.Бондарюк, Э.И.Григолюк). К этому времени были выпущены рабочие чертежи на все основные элементы ЭКР, двигатель 2 ступени (ПВРД) прошёл все доводочные и официальные испытания. Двигатель был нерегулируемым: подача топлива осуществлялась турбонасосной системой с приводом от воздушной осевой турбины, постоянство оборотов поддерживалось специальным гидравлическим регулятором, что позволяло поддерживать скорость полёта путём изменения расхода топлива.

Далее...