Техника и вооружение 2014 06

На основании представленных в правительство предложений С.П. Королева по глобальной ракете ГР-1 (см. «ТиВ» №8/2013 г.) постановлением N9243-117 от 2 марта 1962 г. ОКБ-52 была задана разработка соответствующей модификации «двухсотки» – УР-200А (8К83), оснащенной орбитальной головной частью, выводимой на круговую орбиту высотой 150 км. Точность попаданий должна была соответствовать 5 км по дальности и 4 км в боковом направлении. С учетом дооснащения орбитальной ступенью стартовый вес ракеты увеличили до 120 т. Предусматривалось создание орбитальной головной части как с баллистическим боевым блоком, так и с головной частью АБ-200, совершающей аэродинамический маневр. Начало летных испытаний намечалось на II кв. 1964 г. Показательно для тогдашнего положения Челомея то, что правительственный документ по УР-200А был принят на полгода раньше постановления по королевской ГР-1.

Кроме того, для УР-200 предлагалось оснащение управляемым боевым блоком УБ, предназначенным для поражения кораблей с вероятностью не менее 0,7 на дальности до 8000 км с отработкой зоны неопределенности цели диаметром 150 км. Первоначально разработка УБ была задана еще июньским постановлением 1960 г. В дальнейшем предусматривалось вести исследования по УБ, исходя из срока начала летно-конструкторских испытаний во II кв. 1964 г., а совместных испытаний – в конце 1965 г. Системой управления УБ должен был заниматься НИИ-10, а системой радиотехнической разведки – ЦНИИ-108.

При всей кажущейся фантастичности замысла УБ нечто подобное было успешно реализовано в СКБ-385 В.П. Макеевым, в те же годы предложившим Д-5К – противокорабельную модификацию своего комплекса Д-5. В середине 1970-х гг. его противокорабельная баллистическая ракета 4К-18 была принята в опытную эксплуатацию на единственной дизельной подводной лодке пр.605 – К-102.

Постановлением №346-146 от 14 апреля 1962 г. «О важнейших разработках межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и носителей космических объектов» требования к вариантам УР-200 были объединены, при этом для межконтинентального и глобального вариантов задавалось оснащение, соответствующее принятому для «тяжелой» и «легкой» унифицированных головных частей Р-16.

Особенностью кооперации разработчиков основных систем УР-200 стало привлечение к созданию двигателей воронежского ОКБ-154 С.А. Косберга, относящегося к тому же ГКАТ, что и ОКБ-52. За систему управления и наземное оборудование отвечали организации, наиболее опытные в этих направлениях, – НИИ-885 (главный конструктор – Н.А. Пилюгин) и ГСКБ Спецмаш (главный конструктор – В.П. Бармин).

По общей компоновке УР-200 была близка Р-16 – тандемная бикалиберная схема, баки компонентов с выпуклыми днищами, «сухие» межбаковые и хвостовые отсеки. При этом вторая ступень как по диаметру, так и по длине была заметно меньше, чем на Р-16. Перераспределению топлива с уменьшением второй ступени соответствовали и отличия в двигательных установках. Как известно, на первой и второй ступенях Р-16 устанавливались, соответственно, три и один унифицированных двухкамерных двигателя. Для УР-200 приняли другое соотношение – четыре однокамерных двигателя на первой и один на второй ступени.

На первой ступени УР-200 в составе двигательной установки 8Д45 (РД-0202) использовались три двигателя 8Д43 (РД-0203) и один 8Д44 (РД-0204) тягой по 51 т в наземных условиях и 57 т в пустоте при удельном импульсе, соответственно, 283 5 и 316 кгс/кг. Вторая ступень оснащалась двигательной установкой 8Д46 (РД-0205) в составе основного двигателя 8Д47 (РД-0206) с тягой 58,7 т при удельном импульсе 326 кгс/кг и четырехкамерного управляющего двигателя 8Д67 с тягой 3,15 т при удельном импульсе 293 кгс/кг. Управление второй ступенью осуществлялось поворотом камер управляющего двигателя, аналогично тому, как это осуществлялось на обеих ступенях Р-16. Наличие на первой ступени мощных поворотных двигателей позволило исключить потери удельного импульса двигательной установки, связанные с применением схемы с менее эффективными управляющими двигателями.

Впервые в нашем ракетостроении на УР-200 в качестве окислителя вместо азотной кислоты применили азотный тетраоксид (четыреокись азота), что обеспечило прирост удельного импульса примерно на 13 кгс/кг. Ранее этот окислитель не использовался из-за высокой температуры замерзания (-11 ’С) и низкой – кипения (+21’С), в то время как азотная кислота обеспечивала традиционный температурный диапазон эксплуатации изделий – от -40°С до

+50°С. В связи с этим на УР-200 предусмотрели установку электроподогревателей в баках окислителя. Ко времени начала разработки стало ясно, что стратегические ракеты будут размещаться, как правило, в шахтах, в условиях практически постоянных умеренных температур. Как М.К. Янгель, так и В.П. Макеев также осуществили переход на применение азотного тетраоксида в своих новых изделиях.

Помимо повышенной энергетики, азотный тетраоскид отличался от кислоты также и минимальным коррозионным воздействием, что позволило в дальнейшем обеспечить возможность боевого дежурства ракет в заправленном состоянии на протяжении десятилетий. Однако это достоинство азотного тетраоскида в ракете УР-200 еще не было реализовано в полном объеме.

Отметим, что впечатляющий прирост удельного импульса по сравнению с Р-16 на второй (около 30 кгс/кг) и первой ступени (около 32 кгс/кг в наземных условиях и 22 кгс/кг в пустоте) был достигнут не столько применением азотного тетраоскида, сколько реализацией так называемой «замкнутой» схемы с дожиганием генераторного газа. На предшествующих ракетах часть топлива поступала в газогенератор, а после сгорания в нем – на турбонасосный агрегат. Для обеспечения работоспособности турбины температура продуктов сгорания должна была быть существенно меньше 1000°С, что достигалось соотношением горючего и окислителя, очень далеким от оптимального. В результате даже при выбросе продуктов сгорания газогенератора после турбины через профилированное расширяющееся сопло их удельный импульс был в несколько раз ниже, чем у продуктов сгорания основной камеры двигателя. С целью повышения давления в камере для подачи топлива требовалось повысить мощность турбонасосного агрегата, т.е. долю топлива, прошедшего газогенератор. Это приводило к неприемлемым потерям удельного импульса, сводившим на нет энергетический эффект от повышения давления.

В двигателях замкнутой схемы генераторный газ после турбины не выбрасывался, а подавался в камеру, где догорал с полным выходом энергии. Внешним отличием новой схемы стал изогнутый трубопровод большого диаметра, подходящий к головке камеры сгорания двигателя. По нему в камеру поступал прошедший турбину генераторный газ. С внедрением новой схемы удалось поднять давление в камере вдвое – до 150 кг/см2 , обеспечив большое расширение сопла и, соответственно, высокий удельный импульс без увеличения габаритов при минимальном утяжелении конструкции двигателя. УР-200 стала первой ракетой, в которой применялись двигатели новой схемы, а сотрудники ОКБ-154 во главе с Косбергом – первыми, кто довел давно известную идею до практического воплощения.