Глава 1. Создание ракет первого поколения - Р-1, Р-2, Р-5М, Р-11М и Р11ФМ

1.1. Управляемая баллистическая ракета Р-1Разработка ракет больших дальностей в СССР и в США началась с

освоения немецкой ракеты V-2, что было, безусловно оправданным в связи с отсутствием собственного опыта созданий подобных ракет. В СССР ракета, повторявшая в значительной степени особенности конструкции и характеристики ракеты V-2 (ФАУ-2), получила индекс Р-1. Решение о создании такой ракеты было принято 1947 г., а через год начались ее летные испытания. Комплекс с этой ракетой был принят на вооружение в ноябре 1950 г. Разрабатывалась ракета Р-1 организациями, которые возглавляли С.П.Королев (ракета, комплекс), В.П. Глушко (двигатель), Н.А.Пилюгин (система управленияназемная проверочно-пусковая аппаратура), В.П.Бармин (наземное стартовое, заправочное и другое оборудование), В.И.Кузнецов (командные приборы).

Общий вид ракеты приведен на рис. 1.1. Основными частями ракеты являлись: головная часть, приборный отсек, бак горючего, бак окислителя, хвостовой отсек с двигателем.

табл.1.1.

Основные характеристики ракет:

Характеристика Р-1 Р-2 Р-5 Р-11М

Максимальная дальность полета, км 270 600 1200 270

Стартовая масса, т 13.4 20.4 29.1 5.4

Масса головной части, т 1 1.5 1.35 0.6

Длина ракеты, м 14.6 17.7 20.75 10.5

Диаметр корпуса ракеты, м 1.65 1.65 1.65 0.88

Точность стрельбы(предельное отклонение), км 1.5 1.25 6.0 6.0

Основными особенностями конструкции ракеты было применение неотделяющейся головной части с использованием подвесных (ненесущих) топливных баков, размещенных в силовом корпусе. Силовой корпус ракеты представлял собой жесткий каркас из стальных стрингеров и шпангоутов с оболочкой из листовой стали. Баки окислителя и горючего были выполнены из листового алюминиевого сплава. Применение неотделяющейся головной части требовало чтобы корпус ракеты не разрушался при входе в плотные слои атмосферы и чтобы полет ракеты на этом участке траектории был стабилизирован. В связи с этим в хвостовой части ракета были установлены четыре мощных и тяжелых (масса около 300 кг) стабилизатора. Потребовались управляющие органы двух типов: воздушные (установленные на стабилизаторах) и газоструйные (размещенные в струе продуктов сгорания, истекающих из сопла) рули. Все это вело к увеличению пассивной массы ракеты. Этому же способствовало и использование ненесущих баков.

1 Здесь и в дальнейшем предельное отклонение дано для максимальной дальности полета.

Однокамерный жидкостный ракетный двигатель работал на топливе – жидкий кислород и 75%-й водный раствор этилового спирта. Тяга двигателя у Земли составляла 267 кН, в пустоте - 307 кН. Система подачи топлива насосная, незамкнутая (отработавший в турбине газ выбрасывался в атмосферу). В качестве рабочего тела турбины использовался парогаз, образующийся при разложении перекиси водорода в присутствии катализатора раствора перманганата натрия; подача перекиси и перманганата в реактор была вытеснительной. Таким образом, для работы двигателя требовалось четыре жидких компонента. Их секундные расходы составляли: 75 кг/с жидкого кислорода, 50 кг/с спирта и 1.7 кг/с перекиси и перманганата натрия. При этом удельный импульс был равен 2021 м/с у Земли и 2366 м/с в пустоте. Такие низкие значения удельного импульса объяснялись использованием низкокалорийного топлива (в горючее добавляли воду, т.к. иначе не могли обеспечить охлаждение камеры), невысокими параметрами рабочего процесса двигателя и применением незамкнутой схемы ДУ. Двигатель имел большую массу, что объяснялось несовершенством конструкции всех его основных агрегатов: камеры сгорания (низкое давление около 1.6 МПа плохая организация процессов сгорания топлива), турбонасосного агрегата (низкое число оборотов), парогазогенератора (вытеснительная система подачи компонентов). Воспламенение топлива в камере сгорания при запуске двигателя осуществлялось пиротехническим зажигательным устройством.

Масса ракеты (13.4 т) включала массу головной части (1 т), массу топлива (около 8.5 т) и массу конструкции (около 4 т). При этом относительный запас топлива составлял немногим выше 0,6. Напомним, что в настоящее время для одноступенчатых ракет с ЖРД считается достижимой величина m более 0.9. Таким образом, оба показателя, определяющие скорость, а, следовательно, и дальность полета ракеты (Jуд и mкк) были у ракеты Р-1 крайне низкими. Причины этого уже отмечались выше – несовершенство схемы конструкции ракеты и низкие характеристики ее двигателя 2. На ракете была применена автономная инерциальная система управления, включавшая контур стабилизации углового положения ракеты на АУТ и автомат управления дальностью, в котором использовался гироскопический интегратор ускорений. Система управления имела значительную массу, (масса приборов управления около 200 кг при общей массе приборного отсека в 520 кг). Точность ракеты (2.76s =1.5 км) должна оцениваться как низкая, если иметь ввиду, что она соответствовала дальности всего примерно в 300 км. Эффективность действия головной части по целям определялась тем, что в ГЧ содержался заряд ВВ массой около 800 кг, а радиус разрушения городских зданий при этом не превышал 20 ... 25 м и ракета могла использоваться только для поражения крупных слабозащищенных целей стрельбой по площадям.

В состав наземного технологического оборудования комплекса входило более 20 специальных машин и агрегатов. Подготовка ракеты к пуску осуществлялась на двух позициях - технической и боевой (стартовой). Основным содержанием работ на технической позиции были проверки систем ракеты, стыковка ее с головной частью. Перевозка ракеты на боевую позицию осуществлялась на грунтовом лафете, с помощью которого ракета устанавливалась затем на стартовый стол, и который использовался для подготовки ракеты к пуску. На ракете после установки ее в вертикальное положение проверялась система управления, заправлялось топливо и средства парогазогенерации, осуществлялось прицеливание. При подготовке ракеты к пуску проводились и ручные операции с двигателем ракеты - настройка редукторов давления парогазогенератора в зависимости от концентрации и температуры перекиси водорода. Этим параметры двигателя выбирались номинальным. В камеру двигателя снизу через сопло устанавливалось зажигательное устройство. Пуск ракеты осуществлялся из специальной бронемашины с пультом управления. Время для подготовки ракеты на технической позиции составляло 2...4 ч., на боевой позиции - до 4 ч. Таким образом, боеготовность комплекса, т.е. время от получения команды на пуск до старта ракеты, составляло не менее 6...8 ч. Для подготовки ракеты к пуску использовалось очень большое количество специальных машин и агрегатов, а технологический процесс подготовки ракеты к пуску был весьма трудоемким и сложным.

Несмотря на очевидные недостатки ракеты Р-1, ее разработка позволила в короткие сроки создать в СССР все условия, необходимые для дальнейшего развития нового вида оружия - ракет больших дальностей и определить пути и направления этого развития. Еще в 1948 г., т.е. до начала разработки ракеты Р-1, было сформировано первое ракетное соединение Советской Армии – бригада особого назначения РВГК. Ознакомление с новой техникой личный состав бригады начал в Германии, затем участвовал в проведении пусков ракет V-2 и Р-1 в СССР. На основе опыта работ бригад особого назначения была начата отработка вопросов войсковой эксплуатации и боевого применения ракет больших дальностей.

2 Все эти оценки даются с позиций современных представлений о ракетах больших дальностей. Ракета Р-1 была первой в их ряду и было бы неоправданным ждать, что ее характеристики будут соответствовать требованиям, которые предъявляются к ним сейчас.