Міжконтинентальна балістична ракета Р-9А (8К75) була важливим кроком у розвитку радянської ракетної програми на початку 1960-х років. Ракета розроблялася як вдосконалення попередніх моделей, враховуючи новітні досягнення в ракетобудуванні, зокрема в області двигунів на рідкому кисневі і гасі.
Особливості конструкції і розробки: Р-9А була створена для забезпечення швидкої готовності до пуску, що вимагає ефективного зберігання компонентів палива. Зокрема, основною інновацією стала система використання переохолодженого рідкого кисню, що дозволяло зменшити втрати кисню при зберіганні та здійснювати швидкісну заправку ракети. Вибір такого компонента палива, замість висококиплячих рідин, значно підвищував безпеку експлуатації та зменшував час підготовки ракети до пуску.
Основним завданням для розробників була оптимізація часу заправки і запуску ракети, зокрема для забезпечення її бойової готовності та мінімізації часу на підготовку пуску. Це ставило великі вимоги до технології зберігання рідкого кисню і вибору конструкції пускового комплексу.
Виклики і досягнення: Серед важливих етапів роботи над ракетою був вибір між низькокиплячими і висококиплячими компонентами палива. Після тривалих дискусій, у яких зокрема брали участь такі радянські вчені, як С.П. Корольов і В.П. Глушко, було вирішено використовувати систему кисень-гас для першого ступеня ракети Р-9А. Це забезпечувало стабільну і безпечну експлуатацію ракети.
У процесі розробки ракети були зроблені нові досягнення в області кріогенії, зокрема, впровадження системи переохолодження рідкого кисню. Це дозволяло зменшити теплові втрати та забезпечити тривале зберігання рідкого кисню без значних витрат. Також для підготовки до пуску використовувалися спеціальні насосні системи і нові методи зварювання для герметизації систем.
Розвиток пускових комплексів: Ракета Р-9А передбачала два основних типи стартових комплексів — наземний (Десна-Н) і шахтний (Десна-В). Проте, на етапі льотних випробувань виявились недоліки в пусковому комплексі “Десна-Н”. Зокрема, конструкція перехідної рами і недостатня автоматизація технологічного процесу підготовки ракети до пуску призвели до того, що час підготовки до пуску становив майже 2 години. Це вимагало удосконалення комплексу, і в травні 1962 року було прийнято рішення розробити нову, більш ефективну систему.
- Двоступінчаста конструкція: Р-9А мала дві основні стадії — перша із чотирикамерним двигуном РД-111, а друга — з двигуном РД-0106. Кожен з цих двигунів мав специфічні особливості, такі як високий тиск в камерах згоряння, що дозволило отримати компактність і підвищену тягу при більшій ефективності.
- Управління ракетою: Ракета була оснащена комбінацією гідравлічних і механічних систем для точного управління напрямком польоту. Це включало використання перших у своєму класі центральних гідравлічних приводів для коригування напрямку двигунів.
- Технічні інновації: Важливими елементами є аеродинамічні щитки на 2-му ступені для стабільності на високих швидкостях, а також «гаряча» схема поділу ступенів, що дозволяла ефективно зменшити масу ракети після відокремлення.
- Головна частина: Р-9А мала два варіанти термоядерних боєголовок з різною потужністю, що залежало від вимог до дальності та можливості ураження цілі. Відділення боєголовки було автоматизованим за допомогою пневмоштовхача.
- Інфраструктура: Комплекс «Десна-В» передбачав розміщення трьох шахт із усіма необхідними елементами для заправки, зберігання і запуску ракети. Система була побудована з врахуванням можливості автономної роботи і максимальної автоматизації для запуску ракети.
- Стартовий комплекс: ШПУ для Р-9А включала значну кількість комунікацій для з’єднання ракети з наземним обладнанням, що також було частково винесено в окремий жолоб для бортових комунікацій (ЗБК). Це дозволяло зменшити додаткову масу, яка зазвичай була частиною ракети, і спростити конструкцію.
- Підготовка до пуску: Підготовка ракети до пуску відбувалася дуже швидко — до 20 хвилин для всіх операцій, включаючи заправку паливом і перевірку бортових систем. Система дозволяла також дистанційно контролювати всі операції на старті.
Характеристики ракети
| Параметр | Значення |
|---|---|
| Дальність стрільби, км | 12500-14000 |
| Стартова маса, т | 80.4 |
| Габарити, м | |
| – Довжина | 24.3 |
| – Діаметр корпусу максимальний | 2.68 |
| Маса, що закидається, т | 1.6-2 |
| Потужність ГЧ, Мт | 1.65-2.5 |
| КВО, км | 1.6 |
| Маса палива, т | 71 |
| Маса незаправленої ракети, т | 9 |
| Двигун 1-го ступеня | |
| – Тяга у Землі, тс | 141 |
| – Тяга у вакуумі, тс | 163 |
| – Питомий імпульс у Землі, кгс • с / кг | 270 |
| – Питомий імпульс у вакуумі, кгс • с / кг | 311 |
| – Час роботи, с | 105 |
| – Маса, т | 1.48 |
| Двигун 2-го ступеня | |
| – Тяга у вакуумі, тс | 31 |
| – Час роботи, с | 165 |