Техника и вооружение 2014 06 - [34]
Постановление «О создании глобальной ракеты ГР-1» №1021-438 было принято только 24 сентября 1962 г. Правительственным документом определялись такие основные характеристики ракеты, как неограниченная дальность, высота орбиты 160 км, точность попаданий ±5 км и ±4 км по дальности и в боковом направлении, а также боевой заряд, соответствующий «легкой» унифицированной головной части 8Ф115 янгелевской Р-16. Ранее предлагавшийся Королевым вариант ГР-1 с более тяжелым и мощным зарядом для стрельбы только по обычной межконтинентальной трассе в разработку не задавался. Стартовый вес ракеты ГР-1 не должен был превышать 115 т.
Время пуска определялось в 5-7 мин из готовности №1, поддерживаемой на протяжении до трех лет. Фактически Королев, опираясь на положительный опыт работ по создававшемуся с участием его ОКБ-1 новому наземному старту «Долина» для Р-9А, противопоставил основной идее Янгеля (постоянно заправленная ракета в высокой готовности к пуску) свою – «сухая» ракета с системой сверхбыстрой заправки. Обе концепции обещали примерно равные показатели. При этом янгелевский вариант грозил немалыми проблемами, связанными с обеспечением длительного хранения агрессивных компонентов топлива в баках. Однако появлялась возможность сокращения времени готовности к пуску по мере совершенствования аппаратуры системы управления, а также повышения стойкости шахтных комплексов за счет отсутствия уязвимой системы хранения и заправки кислорода.
Летные испытания ГР-1 предписывалось начать во II кв. 1963 г. Эскизный проект ОКБ-1 выпустили еще до принятия постановления, весной 1962 г.
Ракета ГР-1 получила «несекретный» индекс 8К713, как бы продолжавший соответствующие обозначения трехступенчатых боевых вариантов Р-7 – 8К711, 8К712 и 8К710. На ранней стадии проработок по ГР-1 Королев (наряду с вариантом в развитие Р-9А) предлагал также создание глобальной ракеты с более мощным зарядом на базе космических трехступенчатых вариантов «семерки». Возможно, это как-то повлияло на принятие несколько странной индексации для ГР-1.
Компоновка ракеты ГР-1.
Основной проблемой при создании ГР-1 стала разработка двигателей маршевых ступеней, порученная ОКБ-276. Главный конструктор Н.Д. Кузнецов, ранее занимавшийся двигателями только для самолетов, в том числе для Ту-95 и Ту-114, смело взялся за реализацию новой замкнутой схемы с дожиганием в основной камере сгорания продуктов работы газогенератора, прошедших через турбонасосный агрегат.
На первой ступени ГР-1 устанавливался двигатель НК-9 (8Д717) с тягой 147 т в наземных условиях и 157 т в пустоте при удельном импульсе 323 кг.с/кг. Вторая ступень комплектовалась двигателем НК-19 (8Д718) с тягой около 46 т при удельном импульсе 345 кг.с/кг. К сожалению, несмотря на то, что работы по двигателю НК-9 велись еще 1959 г., завершить их в заданные сроки не удалось. Двигатель новой схемы оказался слишком крепким орешком.
Помимо срыва сроков разработки, выбор для нового изделия двигателя НК-9 определил и ощутимые потери энергетики ракеты. Первоначально предназначенный для 80-тонной Р-9А он был явно слабоват для ГР-1 со стартовым весом 115 т.
Кроме ОКБ-276, двигателем замкнутой схемы занималось и ОКБ-1, которому поручили создание двигательной установки для орбитальной ступени. Двигатель 8Д717 (1С.514) с тягой 6,18 т прошел большой объем отработки, включавшей более 5000 огневых стендовых испытаний. Переход к летным испытаниям не состоялся из-за отсутствия готовых двигателей маршевых ступеней. В дальнейшем наработки по 8Д716 использовали в двигателе блока ДМ на космических носителях.
Очень сложной оказалась и задача обеспечения требуемой точности при дальности, увеличенной втрое по сравнению с обычной МБР. При использовании автономной инерциальной системы управления того времени не обеспечивалось попадание даже в крупную площадную цель. На ранней стадии работ предлагалась комбинированная система управления с радиокоррекцией. В отличие от Р-9А, коррекция должна была осуществляться не в конце разгонного участка, а после отделения орбитальной ступени, что позволяло учесть также и ошибки отработки «главной команды», динамические возмущения в процессе отделения. Это обеспечивало точность лучшую, чем у обычной МБР, особенно при пусках глобальной ракеты по короткому маршруту – через северные, а не южные приполярные районы. Кроме того, наземные пункты радиоуправления можно было размещать не только вблизи стартовой позиции, но и по всей трассе полета на удалении до 700 км.
Однако даже такие широкие возможности по размещению пунктов радиоуправления не прельстили военных. В ходе испытаний на Новой Земле осенью 1961 г. в полной мере проявили себя эффекты пропадания радиосвязи при ядерных взрывах. Поэтому при согласовании правительственного постановления заказчик настоял на применении автономной системы управления. В результате для обеспечения требуемой точности впервые на боевой баллистической ракете применили инерциальную систему управления с астрокоррекций. Соответствующие проработки использовались в дальнейшем при создании морской ракеты Д-9 (4К-75) главного конструктора В.П. Макеева.
