Стратегическое ракетно-ядерное оружие

На ракете устанавливалась инерциальная система управления с радиокоррекцией на активном участке траектории с использованием наземной ЭВМ. В ее состав входили РЛС слежения, специальная ЭВМ «Афина» для вычисления действительной траектории, определения момента выключения двигательной установки второй ступени и выработки команд управления. Инерциальное устройство на борту ракеты функционировало всего две минуты и играло вспомогательную роль. СУ обеспечивала точность стрельбы в 1,7 км. МБР «Титан-1» несла отделяемую в полете моноблочную головную часть Мк4 мощностью 4–7 Мт.

Ракета базировалась в защищенных шахтных пусковых установках и имела оперативную готовность к пуску около 15 минут. Ракетный комплекс получился очень дорогим и уязвимым, особенно РЛС слежения и управления. Поэтому первоначально планируемое количество развертываемых ракет этого типа (108) сократили в 2 раза. Им была суждена короткая жизнь. На боевом дежурстве они находились всего три года и в конце 1964 последний отряд МБР «Титан-1» вывели из состава САК.

Обилие недостатков и прежде всего низкая живучесть ракетных комплексов с ракетами «Атлас», «Титан-1» и Р-7 предопределило неминуемую их замену в ближайшем будущем. Еще в период проведения летных испытаний этих ракет советским и американским военным специалистам стало ясно, что нужно создавать новые ракетные комплексы.

13 мая 1959 года специальным постановлением ЦК КПСС и правительства КБ академика Янгеля поручили разработать МБР на высококипящих компонентах топлива. Впоследствии она получила обозначение Р-16 (8К64). Для разработки двигателей и систем ракеты, а также на земной и шахтной стартовых позиций были привлечены конструкторские коллективы, возглавляемые В. Глушко, В. Кузнецовым, Б. Коноплевым и др.

МБР Р-16 (СССР) 1961 г.

Первоначально Р-16 предполагалось запускать только с наземных пусковых установок. На ее проектирование и проведение летных испытаний отводились крайне сжатые сроки.

В процессе подготовки первого пуска ракеты 23 октября 1960 года после ее заправки компонентами топлива, в электросхеме автоматики двигательной установки появилась неисправность, устранение которой проводилось на заправленной ракете. Поскольку гарантия работоспособности двигателей после заполнения турбонасосного агрегата компонентами топлива определялась в один день, то работы по подготовке к пуску и устранению неисправности велись одновременно. На заключительном этапе подготовки ракеты к полету, от программного токораспределителя прошла преждевременная команда на запуск двигателя второй ступени, вследствие чего возник пожар и произошел взрыв ракеты. В результате аварии погибли значительная часть боевого расчета, ряд руководящих работников, находившихся на стартовой позиции вблизи ракеты, в том числе главный конструктор системы управления Б. М. Коноплев, председатель государственной комиссии по проведению испытаний главнокомандующий РВСН Главный маршал артиллерии М. И. Неделин. Стартовая позиция взрывом была выведена из строя. Причины катастрофы изучались правительственной комиссией и по результатам расследования был намечен и реализован комплекс мероприятий по обеспечению безопасности при отработке и испытаниях ракетной техники.

МБР Р-16 на параде

Второй пуск ракеты Р-16 состоялся 2 февраля 1961 года. Несмотря на то, что ракета упала на трассе полета из-за потери устойчивости, разработчики убедились, что принятая схема жизнеспособна. После анализа результатов и устранения недостатков испытания были продолжены. Напряженная работа позволила закончить летные испытания Р-16 с наземных пусковых установок к концу 1961 года и в этом же году поставить на боевое дежурство первый ракетный полк.

С мая 1960 года проводились работы, связанные с пуском модифицированной ракеты Р-16У (8К64У) из шахтной пусковой установки. В январе 1962 года на полигоне Байконур состоялся первый пуск ракеты из ШПУ. В следующем году боевой ракетный комплекс с МБР Р-16У был принят на вооружение РВСН.

Ракета была выполнена по схеме «тандем» с последовательным разделением ступеней. Первая, разгонная ступень состояла из хвостового отсека, бака горючего, приборного отсека, бака окислителя и переходника. Баки несущей конструкции с наддувом в полете: бак окислителя наддувался встречным потоком воздуха, а бак горючего — сжатым воздухом из баллонов, размещенных в приборном отсеке.

Двигательная установка состояла из маршевого и рулевого двигателей. Маршевый ЖРД собран из трех одинаковых двухкамерных блоков. Каждый из них включал две камеры сгорания, ТНА, газогенератор и систему питания топливом. Суммарная тяга всех блоков на земле — 227 т, время работы — 90 секунд. Рулевой ЖРД имел четыре поворотные камеры сгорания с одним турбонасосным агрегатом. Разделение ступеней обеспечивалось пироболтами. Одновременно с их срабатыванием включались четырех тормозных пороховых двигателя, размещенных на первой ступени.