Техника и вооружение 2013 06 | страница 33

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.

В-четвертых, на Р-26 было реализовано распределение топлив по ступеням ракеты, более близкое к теоретически оптимальному. Правда, это явилось следствием не столько дополнительных проектных изысканий, сколько результатом подбора двигателей на базе имевшихся прототипов. Попутно удалось получить энергетически более выгодную схему управления первой ступени с применением газовых рулей. Так как при большем относительном весе топлива первой ступени разделение ступеней осуществлялось в относительно благоприятных условиях на больших высотах, использование принятых для Р-16 управляющих двигателей в качестве доводочных для обеспечения разделения не требовалось. Управление второй ступенью осуществлялось с помощью рулевых сопл выхлопа продуктов сгорания турбонасосного агрегата основного двигателя. Разделение ступеней предусматривалось выполнить по «горячей» схеме, под действием тяги запускаемого двигателя второй ступени.