Р-36О
Ця частина є продовженням мого попереднього довгочиту про ракету типу Р-36. В цьому довгочиті ми розглянемо її модифікацію, яка створювалась для орбітального бомбардування ядерним зарядом, яка згодом отримала індекс Р-36О (О-орбітальна).
Історична довідка
Передісторія (1958–1961)
Наприкінці 1950-х років Радянський Союз активно вивчав можливості орбітальних технологій. У 1957 році запуск першого супутника та польоти космічного корабля «Восток» продемонстрували переваги орбітального обльоту, що дає майже необмежений вибір траєкторій. Це привернуло увагу Генштабу СРСР до концепції т.зв. «орбітальної атомної бомби».
Вже у 1959 році керівництво країни доручає М.К. Янгелю з конструкторського бюро КБ-586 (Дніпро) детально дослідити можливості створення важкої міжконтинентальної балістичної ракети з частковою орбітою. Окрім команди Янгеля, над проектом т.зв. «Глобальна ракета» працюють конструкторські бюро Челомея (ЦКБ-7) та Корольова (ОКБ-1).
1961 рік стає переломним: паралельно існують дві конкуруючі концепції. Челомей пропонує ракету УР-500К, що, ймовірно, стане прообразом майбутньої ракети «Протон». Однак проект Янгеля (КБ-586) вже був готовий представити двоступеневу ракету Р-36 (8К67), яка має високий ступінь готовності компонентів і значно нижчі витрати. Саме ці фактори переконують керівництво СРСР обрати саме варіант Янгеля, що приводить до будівництва стартових шахт типу 15П714.
Проектування (1962–1964)
У березні 1962 року Рада Міністрів СРСР офіційно схвалила постанову №250-120, якою доручено розробку нової ракети 8К69 з фракційною орбітальною бойовою частиною. Конструктивно ракета складалася з двох ступенів 8К67Ф (модернізованої Р-36) та орбітального бойового блока (ОББ), оснащеного автономним двигуном РД-868 (розробка УДМГ/АК-27І).
Система управління базувалася на інерціальній платформі МПІ-6, а орбітальний блок додатково орієнтувався за астроорієнтиром «Оріон-1», визначаючи точний момент деорбітації. Паливні баки ОББ надувались гелієм, а всередині блока знаходились апаратура розведення та термостатування боєголовки. Як бойовий заряд використовувався моноблок 8Ф673 з потужністю близько 2 мегатон та масою 1420 кг. Проекту було надано кодову назву «11К69», а в документах Міністерства оборони СРСР він значився як «Объект 67Ф».
Технічна складова
З технічної точки зору, перші 2 ступені МБР Р-36О однакові за конструкцією, все те ж саме, що й у Р-36. Конструктивна відмінність — це наявність орбітального бойової частини.
Конструктивні особливості бойового блоку ракети 8К69
Бойова частина ракети 8К69 була моноблочною і забезпечувала доставку термоядерного заряду потужністю близько 2 Мт. Вона складалася з трьох основних відсіків:
Передній відсік містив радіовисотомір типу РВ-4М, заряд термостату й антенний блок.
Центральний відсік вміщував коаксіальні паливні баки для пального й окисника, гелієві балони наддуву (з робочим тиском від 27 МПа до 2 МПа) та акумуляторну батарею типу 30НКП-40.
Хвостовий відсік оснащувався трикамерним рідинним двигуном РД-868, блоком керування сопла (3 кермових камери тягою по 1,2 кН) та системою орієнтації з гіроблоком і зоряним датчиком «Оріон-1».
Корпус бойової частини виготовлявся зі зварної нержавіючої сталі марки 12Х18Н10Т. Теплоізоляція складалась зі склопластику з шаром пінополіуретану.
Силова установка РД-868
Рушійна установка бойової частини, РД-868, була розроблена в ОКБ-456 (згодом «Енергомаш»), під керівництвом конструктора В.П. Глушка. Це однорежимний двигун із багаторазовим запалюванням. За заявами розробника, сновна камера мала тягу до 40 кН, а чотири додаткових камери — по 1,2 кН кожна. Тиск у камері згоряння становив 6,2 МПа. Питомий імпульс у вакуумі — 312 с. В якості паливної пари використовувались: пальне УДМГ щільністю близько 0,947 т/м³ та окисник АК-27І з густиною 1,44 т/м³. Запалення паливної суміші здійснювалось при самозайманні (перекіс ТГ-02 / АК-27І).Час роботи двигуна становив 35–40 секунд (на ділянці деорбітації) з додатковими 2 секундами для демпфування кутових коливань.
Тепловий і радіозахист бойового блоку
Носова частина бойової частини ракети була захищена спеціальним вуглецево-карбідним обтічником, здатним витримувати високі температури до 1100°C при входженні в атмосферу на швидкості близько 7,5 км/с. Зовнішній корпус ОГЧ був покритий захисним лаком КМТ-2, під яким знаходився шар теплоізоляційного склопластику товщиною 12 мм.
Для стабільності траєкторії та мінімізації розсіювання при поверненні в атмосферу блок підтримував надлишковий кут тангажу близько 35°. Це забезпечувало оптимальний режим зниження, зменшуючи ймовірність руйнування конструкції через надмірні теплові навантаження та аеродинамічні коливання.
Додатковим заходом для захисту електронних систем і апаратури всередині блока було спеціальне екранування, яке поглинало електромагнітне випромінювання і забезпечувало безперебійну роботу обладнання в умовах сильних радіоелектронних перешкод, що виникають при проходженні щільних шарів атмосфери.
Конструкція та матеріали оболонки ОБЧ гарантували не тільки високий рівень захисту від перегрівання, а й стійкість до радіаційного впливу космічного простору під час тривалого перебування на орбіті перед командою на деорбітацію.
Як це все працювало?
ОБЧ 8Ф021 виконував гальмування та схід з орбіти. Для цього використовувалась система керування з гірогоризонтом і гіровертикантом, а також спеціальна гальмівна рушійна установка 8Д612. Всередині паливних баків ступеня для роботи в умовах невагомості були встановлені роздільні сітки, які забезпечували безкавітаційну роботу насосів подачі палива. Заправка і ампулізація орбітального ступеня здійснювалися у спеціальному приміщенні, після чого ступінь встановлювався на ракету в шахтній пусковій установці (ШПУ).
Автономна інерціальна система керування ракетою розроблялася НДІ-692 («Хартрон», м. Харків), командні прилади створювалися НДІ-944 (НДІ прикладної механіки імені академіка В.І. Кузнєцова). Розробка системи керування розпочалася у квітні 1962 року. Система прицілювання – оптична автоматична 15Ш12, розроблялася в ЦКБ-784 («ЦКБ «Арсенал»).
ОБЧ керувалась системою керування (як не дивно), орієнтації та стабілізації (СКОС), обладнаною автоматом стабілізації з гіровертикантом і гірогоризонтом, а також автоматом керування дальністю, який ініціював запуск гальмівної рушійної установки. СКОС взаємодіяла з радіовисотоміром РВ-4М, який вимірював відстань до Землі на початку орбітальної ділянки польоту і перед початком гальмування. В системі керування застосовувався аналоговий лічильно-вирішальний пристрій.
Що цікаво, у цій ракеті, на відміну від більшості ракети (не тільки СРСР, а й загалом) замість єдиного приладового відсіку встановлювалися зменшений приладовий відсік та перехідник з апаратурою керування. Перехідник із системою керування відокремлювався від другого ступеня ракети після виведення орбітального ступеня на розрахункову орбіту і супроводжував його до моменту запуску гальмівного двигуна.
Система керування забезпечувала політ за наступною програмою:
Розворот ракети після виходу з ШПУ на заданий азимут стрільби.
Розділення першого і другого ступенів.
Вимкнення двигунів другого ступеня і відокремлення орбітальної бойової частини (ОБЧ).
Автономний орбітальний політ ОБЧ з керуванням системою стабілізації.
Корекція положення ОБЧ для наведення антени радіовисотоміра на геоїд.
Політ ОБЧ з кутами атаки близько 0°.
Перше вимірювання висоти польоту радіовисотоміром.
Гальмівна корекція висоти перед другим вимірюванням.
Друге вимірювання висоти польоту радіовисотоміром.
Розворот ОБЧ для сходу з орбіти.
180 секунд витримки для стабілізації.
Запуск гальмівної двигунної установки і відокремлення приладового відсіку.
Вимкнення гальмівної двигунної установки і відокремлення відсіку ГДУ від бойового блоку шляхом скидання тиску з паливних баків через спеціальні сопла.
