Баллистическая ракета средней дальности Р-14 (индекс ГРАУ 8К65, обозначение НАТО SS-5 Skean)

Р-14 (индекс ГРАУ 8К65) — советская жидкостная одноступенчатая баллистическая ракета средней дальности (БРСД) наземного базирования (по классификации НАТО — SS-5 Skean).

Головной разработчик — ОКБ-586. Принята на вооружение в 1961 году.

В 1964 году на вооружение была принята ракета Р-14У «Чусовая» (индекс 8К65У) шахтного базирования.

Разработка

Одноступенчатая баллистическая ракета средней дальности для наземных стартовых комплексов Р-14, согласно техническому заданию, должна была обладать дальностью стрельбы, достаточной, для поражения любого военного объекта на территории Европы. Создана в ОКБ-586 под руководством Михаила Янгеля. Разработка начата 2 июля 1958 года ещё до завершения лётных испытаний Р-12. Испытания проходили на полигоне Капустин Яр с 6 июня 1960 года по декабрь 1960 года (по другим данным по 12 апреля 1961 года). Район падения ракет находился возле Братска. Первая серия пусков выявила конструктивный недостаток вызывающий кавитацию, приводишую к разрушению ракеты, однако дефект был без труда устранён. В сентябре 1962 года c полевой позиции вблизи железнодорожной станции Ясная под Читой проведён первый успешный испытательный пуск Р-14 с ядерным зарядом по условной цели на ядерном полигоне Новая Земля. Комплекс поставлен на боевое дежурство в декабре 1962 года.

Разработка Р-14У, унифицированного варианта для наземных и шахтных пусковых установок начата в ОКБ-586 в 1960 г. Для шахтного базирования использовалась ШПУ группового старта "Чусовая" 8П764 разработки ГСКБ Спецмаш (под управлением В.Бармина). В состав комплекса входили три ШПУ расположенные на расстоянии не менее 100 метров друг от друга. Командный пункт, хранилища окислителя, горючего и сжатого газа, блок электроснабжения размещались в одном сооружении - технологическом блоке. Для наземного старта использовалась передвижная пусковая установка 8У235. Для установки ракеты на пусковую установку использовались установщики ракет 8У224 и 8У224М.

12 января 1962 года начаты лётно-конструкторские испытания Р-14У с наземного старта на полигоне Капустин Яр. 11 февраля 1962 года произведён первый испытательный пуск ракеты с шахтной пусковой установки построеной на этом же полигоне. Р14У вместе с ракетами Р-12У и Р-16У, принята на вооружение 15 июля 1963 года. Характеристики Р-14У в основном аналогичны Р-14.

Конструкция

Ракета 8К65 - одноступенчатая с несущими топливными баками. Топливные баки ракеты выполнены из прессованных оребренных панелей. Наддув бака "О" осуществляется воздухом, бака "Г" - азотом. В качестве компонентов ракетного топлива впервые были использованы азотная кислота (окислитель) и несимметричный диметилгидразин (горючее), которые воспламенялись при взаимном контакте. В магистралях каждого из компонентов ракетного топлива также впервые были установлены мембранные клапаны, отделяющие ракетный двигатель от топливных баков, что позволяло длительное время держать ракету в заправленном состоянии.

8К65 имела автономную инерциальную систему управления. Впервые была применена гиростабилизированная платформа с воздушным подвесом гироскопов, а также генератор программных импульсов. Разработчик ГСП-НИИ-49.В качестве органов управления использовались газоструйные рули.

Ракета оснащалась моноблочной ядерной головной частью мощностью 1 Мт, которая отделялась в полете. Для того чтобы исключить соударение корпуса ракеты о головную часть в первые секунды после отделения, использовались три пороховых тормозных ракетных двигателя, включавшиеся в момент окончания работы маршевого ЖРД. Ракета имела системы аварийного подрыва ГЧ и выключения ДУ в случае значительного отклонения ракеты от заданной траектории полета.

Ракета 8К65У унифицирована для наземного и шахтного стартов. Способ старта из шахты - свободный, газодинамический, из пускового стакана, на собственных двигателях. Шахтный боевой стартовый комплекс состоит из трех ШПУ и командного пункта. Дивизион с наземными боевыми стартами состоит из трех батарей и имеет по одной пусковой установке в каждой батарее.

На ракете устанавливался маршевый двигатель РД-216 конструкции В. Глушко, который состоял из двух идентичных двигательных блоков 8Д513, объединенных рамой крепления с корпусом и имеющих общую систему запуска, каждый из которых имел две камеры сгорания, турбонасосный агрегат (ТНА), газогенератор, работающий на основных компонентах топлива и систему автоматики.

Камеры сгорания ЖРД паяносварной конструкции с внутренним и регенеративным охлаждением. Корпус камеры образован двумя оболочками - огневой бронзовой стенкой и стальной рубашкой, которые соединены через гофрированные проставки.

Впервые ТНА работал на основных компонентах топлива, что позволило отказаться от использования перекиси водорода и упростить эксплуатацию ракеты. ТНА содержал два топливных шнекоцентробежных насоса с двусторонними входами и осевую двухступенчатую активную турбину, расположенных на двух валах. Газ для привода ТНА вырабатывался в газогенераторе за счет сжигания небольшой части топлива с избытком горючего. Отработанный газ турбонасосным агрегатом выбрасывался через специальное сопло.

Агрегаты автоматики срабатывали от электро- и пирокоманд, а также управляющего давления азота, который поступал к редуктору из бортовых баллонов. ЖРД регулировался по тяге изменением расхода топлива через газогенератор, по соотношению компонентов топлива - изменением расхода окислителя. Управление вектором тяги производилось при помощи газовых рулей.

Запуск ЖРД - одноступенчатый, с первоначальной подачей компонентов в газогенераторы блоков из двух пусковых бачков путем их вытеснения азотом через наземный стартовый пневмощиток.

Регулирование тяги в полете осуществлялось одновременным изменением подачи в газогенераторы обоих компонентов при сохранении их соотношения и стабилизации температуры генераторного газа. Оно проводилось гидроредукторами окислителя и горючего, управление которыми обеспечивали синхронно перенастраиваемые от системы РКС азотные редукторы каждого блока. Синхронизация опорожнения баков ступени осуществлялась регулятором давления окислителя на входе в двигатель. Выключение ЖРД - двухступенчатое. Сначала прекращалась работа газогенераторов, затем отсекалась подача компонентов в камеры с одновременным дренажем горючего из трактов их охлаждения. Большинство агрегатов автоматики двигателя имело дублированный пиротехнический привод. 

Тактико-технические характеристики

Длина ракеты, м	24,0
Диаметр корпуса, м	2,4
Стартовый вес, т	87,0
Вес топлива, т	79,2
Тип ГЧ	термоядерная моноблочная отделяемая
Масса боевого блока легкий/тяжелый, кг	1500/2155
Мощность БЧ легкая/тяжелая, Мт	1,0/2,3
Дальность стрельбы с легкой/тяжелой БЧ, км	4500/3700
КВО, м	1250 - 1900
Система управления	инерциальная с гиростабилизированной платформой
Двигатель	Четырёхкамерный ЖРД РД-216 (8Д514) с ТНА
Тяга на земле, тс	151
Тяга в пустоте, тс	171
Удельный импульс в пустоте, Н﹡с/кг	2857
Время работы, с	131 - 170

Эксплуатация

Группировка Р-14 и Р-14У численностью около 100 пусковых установок достигла апогея в 1965 году. В 1978 году начата замена ракет комплексами "Пионер" и была полностью снята с боевого дежурства в 1981 году. В соответствии с договором о ликвидации РСРД последние 6 ракет Р-14 были уничтожены к 21 мая 1990 г.

Позиция шахтных ракет Р-14У состояла из трех шахтных пусковых установок и защищенного командного пункта. Ракеты загружались в шахтные пусковые установки при помощи специальных установщиков и хранились с пустыми топливными баками. Заправка их производилась в случае угрожаемого положения.

Живучесть шахтных пусковых установок ракет Р-14У "Чусовая" была невысока. Радиус поражения их при взрыве бомбы в 1 Мт составлял 1,5 - 2 км. Боевые позиции были групповыми. Таким образом, один взрыв 1 Мт мог уничтожить сразу 3 шахты. Тем не менее защищенность ракет в шахтных пусковых установках была существенно выше, чем на открытых пусковых установках.

К моменту заключения договора о ликвидации ракет средней дальности развернутых ракет Р-14 и Р-14У не было. Лишь шесть ракет Р-14 хранилось на складе в Колосово.

Численность развернутых ракет Р-14 и Р-14У

год	количество ракет
1961	17
1962	28
1963	54
1964	32
1965	101
1966	101
1967	101
1968	96
1969	89
1970	87
1971	87
1972	87
1973	87
1974	87
1975	87
1976	87
1977	79
1978	73
1979	45
1980	35
1981	25
1982	16
1983	0

Ракета-носитель "Космос"

Ракета 8К65 использовалась в космических целях. На ее базе была создана геофизическая ракета "Вертикаль", используемая для выполнения международной программы сотрудничества социалистических стран в области исследования и использования космического пространства ("Интеркосмос"). В верхней части ракеты находился высотный зонд с научной аппа-ратурой и служебными системами. Ракеты запускались на высоты 500-1500км. После завершения программы зонд с научной аппаратурой спускался на Землю с помощью парашютной системы. Первый запуск ракеты "Вертикаль" по программе "Интеркосмос" состоялся 28 ноября 1970 года.

8К65 была выбрана и в качестве основы для создания ракеты-носителя легкого класса, существенно превосходящей по возможностям первый днепропетровский вариант РН "Космос" на базе Р-12. Эскизное проектирование нового носителя, получившего индекс 65С3 началось в КБЮ уже в апреле 1961 года. Постановление ЦК КПСС И Совета Министров СССР "О создании космического носителя 65С3 на базе боевой ракеты 8К65 вышло 31 октября 1961 года. Новая ракета проходила летные испытания на космодроме Байконур. Они начались 18 августа 1964 года. Было 8 пусков РН, получившей название "Космос-1". Из них - 7 успешных. Доработанный вариант ракеты "Космос-3" оказался не вполне удачным. После последовавшей модернизации РН под названием "Космос-3М" уже длительное время весьма успешно эксплуатируется Военно-космическими силами.

По оценкам американских специалистов, проводивших сравнительный анализ 18 типов различных РН легкого класса, созданных в разных странах, в настоящее время это один из самых совершенных носителей в мире в своем классе.