Техника и вооружение 2015 02

Однако в конечном итоге предназначенный для первой ступени Р-36 двигатель РД-251 (изделие 8Д724), состоящий из трех двухкамерных РД-250 (8Д724), уступал по удельному импульсу косберговским двигателям на 13,5 и 15 кг.с/кг в наземных и пустотных условиях соответственно. В составе ракеты разница в значении удельных импульсов двигательных установок возрастала до 16,0 кг.с/кг за счет применения на янгелевской ракете кроме маршевого также и рулевого двигателя. Косберговские двигатели имели поворотные камеры, что исключало необходимость установки менее экономичных рулевых двигателей.

Но по сравнению с ракетой Р-16 характеристики новых глушковских двигателей значительно улучшились. Так, на первой ступени наземная тяга возросла с 226 до 241 т, пустотная с – 266 до 270 т, а соответствующие показатели удельного импульса увеличились с 246 до 270 и с 289 до 301 кг.с/кг. Достигнутый прирост энергетики (в среднем 18 кг.с/кг) в основном определялся применением нового окислителя, при этом разность примерно в 5 кг.с/кг обеспечивалась повышением давления в камере с 75 до 85 кг/см² , что уже было реализовано в двигателях для несостоявшейся Р-26.

Значительное улучшение характеристик было достигнуто в маршевом двигателе второй ступени. Тяга возросла с 90 до 96 т, а удельный импульс увеличился с 293 до 317,6 кг.с/кг. Как уже отмечалось, для перехода к оснащению ракеты мощнейшей головной частью решили увеличить расширение сопл двигателей второй ступени без увеличения габаритов, что достигалось дальнейшим ростом давления в камере с 85 до 91 кг/см² . Превышение этой характеристики над показателем двигателя первой ступени – случай нетипичный, не соответствующий всем канонам оптимизации проектных параметров ракеты.

Рулевые двигатели были созданы на базе соответствующих агрегатов Р-16, при этом тяга двигателя первой ступени 8Д68 (около 29 т) осталась практически на уровне его прототипа 8Д63, а на второй ступени – увеличилась с 4,92 т у 8Д64 до 5,53 т у 8Д69. В новых рулевых двигателях применили новые материалы, изменили профили сопл, ввели антивибрационные перегородки, а на второй ступени заменили центробежные форсунки шнековыми.

Для обеспечения многолетней эксплуатации ракеты в заправленном состоянии разработали гидравлическую систему предохранения топливных баков, а в топливных магистралях применили мембраны свободного и принудительного прорыва.

Ряд новшеств внесли в конструкцию и технологию изготовления топливных отсеков ракеты. Нашли применение прессованные панели с продольным силовым набором из сплава АМг-6, новые распорные шпангоуты в месте связи днища с обечайкой бака, обеспечивающие стыковку с сухими отсеками. Внедрение автоматической аргонодуговой сварки топливных систем повысило герметичность сварных швов. Для изготовления кольцевых заготовок большого диаметра из АМгб вместо ковки применили более экономичную технологию раскатки, что привело к трехкратному снижению стоимости.

Приборные отсеки изготавливались из магниевых сплавов МА2-1 и ВМ65-1, а на их наружную поверхность наносилось тонкослойное теплоизолирующее покрытие на основе древесной муки и фенолформальдегидного лака.

В ходе проектирования корпуса боевых блоков массу конструкции снизили за счет учета деформационного и предельного состояния силовых элементов. На наружную поверхность наносилось специальное теплозащитное радиопоглощающее покрытие, разработанное совместно с ВИАМ.

При создании Р-36 была обеспечена высокая степень унификации с Р-16: до 30% – по элементам конструкции и до 60% – по технологической оснастке.

Июньским постановлением 1962 г. для Р-36 задавалось применение с уже развертываемого на боевых позициях стартового оборудование комплексов Р-16. Однако наземные комплексы, составлявшие две трети группировки Р-16, оказались малопригодны для новой ракеты. Время пуска из постоянной готовности превышало 2 ч, а длительно стоять на воздухе с заправленными баками Р-36 не могла из-за узкого температурного диапазона эксплуатации азотного тетраоксида. К этому времени для королевской Р-9А был разработан более совершенный наземный комплекс «Долина», обеспечивающий подготовку к старту из постоянной готовности за 20 мин при реализации ускоренной автоматизированной заправки ракеты.

Для Р-36 предназначался аналогичный наземный стартовый комплекс с двумя пусковыми устройствами со стационарными установщиками, связанными рельсовыми путями с хранилищами ракет. В комплекс также входили командный пункт в подземном бункере, хранилище компонентов топлива и сжатых газов, системы автоматической заправки топливом, дизельэлектростанция и другие средства и системы. По степени автоматизации он в основном соответствовал комплексу, созданному для королевской Р-9А. По воспоминаниям участников испытаний, степень защищенности сооружений к ударной волне ядерного взрыва соответствовала уровню стойкости шахтных комплексов первого поколения. Однако перспектив повышения защищенности (2 кг/см² ) у него не имелось, так что вскоре этот комплекс стал рассматриваться как фактически экспериментальный, служивший для проведения летных испытаний ракеты.

Более осмысленным представлялось размещение Р-36 в шахтах для Р-16 (аналогичное требование предъявлялось и к челомеевской УР-200). В ЦКБ-34 под руководством Е.Г. Рудяка спроектировали экспериментальную универсальную стартовую позицию 8У32, в которую перестроили имевшуюся на площадке 80 НИИП-5 стартовую позицию комплекса «Шексна». Правда, универсальность была относительной, так как каждая ракета требовала своего подхода, в том числе и в самом буквальном смысле – различного подвода кабелей и коммуникаций. В результате шахту «А» преобразовали в пусковую установку 8У263 для УР-200, шахту «Б» – в 8У261 для Р-16У, а шахту «В» – в 8У262 для Р-36.

Ракеты Р-36 на параде на Красной площади.

Однако к моменту завершения этих работ в 1964 г. стало ясно, что время групповых стартов прошло и ставить Р-36 в шахты от «шестнадцатой» нецелесообразно. Ведь три старта такой позиции поражались одной моноблочной головной частью ракеты противника.

Достигаемое за счет использования азотного тетраоксида многолетнее пребывание ракеты в заправленном состоянии определило отсутствие необходимости непосредственного участия стартового расчета в процессе подготовки к пуску и позволило исключить пристартовое хранилище компонентов топлива из состава боевого ракетного комплекса. После загрузки в шахту ракета заправлялась с использованием передвижных топливных емкостей и других перевозимых средств, с тем чтобы на протяжении многих лет стоять в боеготовном состоянии вплоть до снятия с вооружения или боевого применения.