Техника и вооружение 2013 06

Снижение размерности Р-26 по сравнению с Р-16 (8К64) было достигнуто за счет следующих факторов.

Во-первых, энергетические возможности Р-16 (как и Р-9А) были несколько избыточны для принятого оснащения и могли обеспечить достижение дальности, на 1000 км большей минимального значения, заданного для Р-26.

Во-вторых, полезная нагрузка ракеты определяется весом не только головной части, но и аппаратуры системы управления. В связи с этим конструкторы ОКБ-586 добились включения в правительственное постановление контрольной цифры по весу этой аппаратуры — 200 кг на второй ступени, что соответствовало облегчению почти в 1,5 раза по сравнению с Р-16. Кроме того, желая поделиться ответственностью за выполнение заданной основной летно-технической характеристики не только с управленцами, но и с ядерщиками, днепропетровцы вписали в постановление доведение веса заряда до величины на 15 % меньшей, чем у реального образца, уже испытанного в 1958 г.

В-третьих, путем эволюционного совершенствования двигателей ракет Р-16 и Р-14 В.П. Глушко удалось существенно повысить их характеристики.

За прототип для двигателя первой ступени МБР Р-26 при стартовом весе, практически равном весу РСД Р-14, был принят установленный на ней РД-216 (8Д514), представлявший собой блок из пары двухкамерных РД-215 (8Д512). За счет увеличения давления в камере с 75 до 85 кг/см² в новом двигателе РД-224 (8Д720), состоявшем из двух двухкамерных двигателей РД-225 (8Д7210), удалось увеличить тягу на 5 т — до 155 тв наземных условиях и 181 т в пустоте, а удельный импульс, соответственно, до 251 и 294 кгс/кг, т. е. на 5 кг с/кг. Еще больший удельный импульс — 307 кг с/кг (на 14 кг-с/кг больше по отношению к двигателю второй ступени РД-219 (8Д713) ракеты Р-16) — был достигнут в основном двигателе второй ступени РД-224Д (8Д722КС). Помимо роста давления до 85 кг/см², этот результат объяснялся переходом от двухкамерной к однокамерной схеме, позволяющей разместить при том же диаметре отсека сопло двигателя большего расширения. При этом, естественно, тяга уменьшилась почти вдвое — до 47,7 т по сравнению с 90 т на Р-16.

В-четвертых, на Р-26 было реализовано распределение топлив по ступеням ракеты, более близкое к теоретически оптимальному. Правда, это явилось следствием не столько дополнительных проектных изысканий, сколько результатом подбора двигателей на базе имевшихся прототипов. Попутно удалось получить энергетически более выгодную схему управления первой ступени с применением газовых рулей. Так как при большем относительном весе топлива первой ступени разделение ступеней осуществлялось в относительно благоприятных условиях на больших высотах, использование принятых для Р-16 управляющих двигателей в качестве доводочных для обеспечения разделения не требовалось. Управление второй ступенью осуществлялось с помощью рулевых сопл выхлопа продуктов сгорания турбонасосного агрегата основного двигателя. Разделение ступеней предусматривалось выполнить по «горячей» схеме, под действием тяги запускаемого двигателя второй ступени.

Внешний облик Р-26 в основном соответствовал Р-16, но при этом новая МБР отличалась от нее меньшей длиной как ракеты в целом (23,7 м), так и обеих ее ступеней, выполненных, как и на предшествующем изделии, в диаметрах 3,0 и 2,4 м. В конструкции использовались прессованные панели, специальные пустотелые профили для шпангоутов. Впервые применялся «горячий» наддув топливных баков. Ряд технологических и конструктивных решений должен был обеспечить годичное пребывание ракеты в заправленном состоянии. Это был первый шаг к «ампулизации», обеспечившей на последующих образцах МБР возможность практически разовой заправки ракеты на весь заявленный срок ее эксплуатации.

Для Р-26 разрабатывался групповой комплекс 8П765 с тремя пусковыми устройствами 8У247, оснащенными защитными устройствами (крышками шахт) 8У111. Прицеливание ракеты осуществлялось системой 8Ш16.

Эскизный проект ракеты был выпущен в заданный срок, успешно шла подготовка производства, наземная отработка, включая огневые стендовые испытания. Более того, на стенде в Загорске поставили эксперимент по разделению натурных макетов ступеней запуском двигателя второй ступени. Вопреки опасениям специалистов НИИ-88 (будущего ЦНИИМаш), макет первой ступени, отброшенный струей двигателя, не нанес повреждений стенду. Но испытания дали другой настораживающий результат: специальный защитный экран, введенный в хвостовой отсек второй ступени, оказался как бы наштампован отраженной струей на элементы двигательной установки этой ступени.

В Днепропетровске изготовили пять ракет для летных испытаний, одну из которых направили на полигон НИИП-5, где соорудили две экспериментальные шахтные ПУ. Однако до летных испытаний дело не дошло. Работы по Р-26 были прекращены постановлением правительства от 9 июля 1962 г.

Одной из причин такого решения стало то, что основное заявленное преимущество Р-26 перед Р-16 — возможность более длительного (годичного) пребывания в заправленном состоянии — было значительным, но не принципиальным. Как показали исследования, для доведения этого показателя до общего срока эксплуатации ракеты было необходимо перейти на другой окислитель — азотный тетраоксид, что потребовало бы создания практически новой ракеты.

К этому времени также выяснилось, что несмотря на меньшую (на 20–25 %) стоимость, легкая Р-26 практически не имела экономических преимуществ перед Р-16. Все определяли почти на порядок большие и практически равные для обеих ракет затраты на наземное оборудование.

Кроме того, Р-26 спроектировали, как говорится, «на бровях», без запаса на модернизацию боевого оснащения. По результатам разработки ее максимальная дальность составила 11600 км. Головная часть 8Ф112 была сконструирована под заряд, устанавливавшийся на головных частях 8Ф17 серийных Р-16. Замена его на ненамного более тяжелый новый заряд значительно большей мощности, предусмотренный для «легкой» унифицированной головной части 8Ф115, приводила к невыполнению требований постановления даже по минимальной границе заданного диапазона максимальной дальности. А в то время предусматривалось, что новый заряд унифицированной головной части постепенно заменит ранее применявшийся заряд как на Р-14, так и на Р-16.

Но основной причиной прекращения работ по Р-16 стало появление в США новой МБР «Титан II», оснащенной головной частью с зарядом мощностью около 10 Мт. Не менее мощный заряд был испытан (наряду с нетранспортабельной стомегатонной «кузькиной матерью») осенью 1961 г. на Новой Земле. Но даже этот заряд не могла нести ни одна из уже испытывавшихся ракет, тем более — Р-26.

На какое-то время было признано, что принятое направление на снижение стартового веса и габаритов нецелесообразно и нужно делать новую МБР под более мощное оснащение. В конечном итоге такой ракетой стала Р-36, проектирование которой (наряду с проведением других работ) была задана постановлением № 346–160 от 16 апреля 1962 г. Тем же документом предусматривалось проведение только летных испытаний Р-26. Но вскоре, в соответствии с правительственным постановлением от 9 июля 1962 г. работы по Р-26 прекратили перед самым началом летных испытаний для того, чтобы бросить все силы и средства на разработку Р-36. Подготовленный на НИИП-5 старт Р-26 переделали под Р-16.