Техника и вооружение 2013 06

Все предыдущие ракеты средней дальности (РСД) и МБР создавались прежде всего для применения в наземных комплексах, а размещение в шахтах оговаривалось лишь как возможный вариант. В результате потребовалась определенная доработка Р-16, Р-14 и Р-12 в модификации Р-16У, Р-14У и Р-12У, подразумевающая их использование как в защищенных, так и в наземных комплексах. Для Р-26 с самого начала предусматривался шахтный старт, обеспечивающий более щадящие условия эксплуатации при постоянном вертикальном положении ракеты. В сочетании с реализацией дополнительных конструктивно-схемных мероприятий это открывало перспективы для обеспечения длительного нахождения ракеты в заправленном состоянии, в высокой готовности к пуску.

Именно увеличение до года (более чем на порядок по сравнению с Р-16) продолжительности нахождения в готовности № 1 с возможностью пуска через 10–15 мин от получения команды (т. е. с задержкой, меньшей подлетного времени МБР противника) стало основным аргументом в пользу принятия решения о создании Р-26. Кроме того, ожидалось и существенное снижение ее стоимости по сравнению с Р-16.

В соответствии с Постановлением от 23 мая 1961 г. № 548–223 ракета Р-26, оснащенная тем же зарядом, что и заданный для Р-16 и Р-9А, должна была иметь дальность 11500- 12000 км при стартовом весе 85 т. В качестве основного варианта задавалось шахтное базирование, при этом требовалось проработать и незащищенную пусковую установку.

Головным разработчиком определили ОКБ-586, а в качестве соисполнителей привлекли в основном организации, участвовавшие в процессе создания Р-16. Проектирование боевой стартовой позиции поручили ленинградскому ЦКБ-34, которое практически одновременно занималось шахтным стартом для Р-16. Проведение совместных летных испытаний предусматривалось с I квартала до конца 1962 г.

В то же время обеспечение заданных характеристик Р-26 представлялось задачей чрезвычайно трудной. Даже исходя из чисто теоретических соображений, при равной полезной нагрузке за счет худшей энергетики топлива такая ракета должна была весить как минимум на 20–25 % больше, чем Р-9А, т. е. не 85 т, а не менее 100 т. Представлялось необоснованным заявленное ОКБ-586 снижение стартового веса почти на 40 % по сравнению с Р-16 при одинаковом боевом оснащении и практически равной максимальной дальности стрельбы.

Компоновка ракеты Р-26.

Тем не менее, ракету Р-26 с заданными характеристиками изготовили и подготовили к летным испытаниям, которые, впрочем, не проводились. И не из-за каких-либо технических затруднений, а в силу изменения приоритетности задач, стоящих перед днепропетровскими ракетостроителями.

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.