Ракетный комплекс 8П864 "Шексна-Н" с тяжелой межконтинентальной баллистической ракетой Р-16 (8К64, код НАТО – SS-7 “Saddler”)

Р-16 (индекс УРВ РВСН — 8К64, по классификации МО США и НАТО — SS-7 Saddler, англ. Шорник) — межконтинентальная баллистическая ракета, состоявшая на вооружении РВСН СССР с 1962 по 1976—1977 гг. Первая отечественная двухступенчатая МБР на высококипящих компонентах топлива с автономной системой управления. 

Разработка и испытания

13 мая 1959 года специальным совместным постановлением ЦК КПСС и Правительства конструкторскому бюро «Южное» (Главный конструктор М. К. Янгель) поручили разработать межконтинентальную ракету на высококипящих компонентах топлива. Впоследствии она получила обозначение Р-16. Для разработки двигателей и систем ракеты, а также наземной и шахтной стартовых позиций были привлечены конструкторские коллективы, возглавляемые В. П. Глушко, В. И. Кузнецовым, Б.М Коноплевым и др. Необходимость разработки этой ракеты определялась низкими тактико-техническими и эксплуатационными характеристиками первой советской МБР Р-7. Система управления разработана харьковским ОКБ-692.

Первоначально Р-16 предполагалось запускать только с наземных пусковых установок. На ее проектирование и проведение летно-конструкторских испытаний отводились крайне сжатые сроки. Чтобы уложиться в них, конструкторские коллективы пошли по пути широкого использования наработок по ракетам Р-12 и Р-14.

24 октября 1960 года, во время выполнения предстартовых работ, примерно за 15 минут до намеченного первого испытательного пуска ракеты Р-16, произошел несанкционированный запуск двигателей второй ступени из-за прохождения преждевременной команды от токораспределителя на запуск двигателей. Ракета взорвалась на стартовой площадке. В огне сразу же сгорели 74 человека, среди них — главнокомандующий РВСН маршал М. Неделин, большая группа ведущих специалистов КБ. Впоследствии в госпиталях из-за ожогов и отравлений скончалось еще 4 человека.

Пуск второй Р-16 состоялся 2 февраля 1961 года. Несмотря на то, что ракета упала на трассе полета из-за потери устойчивости, разработчики убедились в жизнеспособности принятой схемы. Напряженная работа позволила закончить летные испытания ракеты, запускаемой с наземной пусковой установки, к концу 1961 года. 1 ноября три первых ракетных полка в г. Нижний Тагил и п. Юрья Кировской области были подготовлены к заступлению на боевое дежурство.

Начиная с мая 1960 года, проводились опытно-конструкторские работы, связанные с реализацией пуска модифицированной ракеты Р-16У из шахтной пусковой установки. В январе 1962 года на полигоне Байконур был проведен первый пуск ракеты из ШПУ. 5 февраля 1963 года началась постановка на боевое дежурство первого ракетного полка (г. Нижний Тагил), вооруженного БРК с этими МБР, а 15 июля этого же года этот комплекс был принят на вооружение РВСН.

Конструкция

Ракета Р-16 была выполнена по схеме «тандем» с последовательным разделением ступеней. Первая ступень состояла из переходника, к которому посредством четырех разрывных болтов крепилась вторая ступень, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека с силовым кольцом. Топливные баки несущей конструкции. Для обеспечения устойчивого режима работы ЖРД все баки имели наддув. При этом бак окислителя наддувался в полете встречным потоком воздуха, а бак горючего — сжатым воздухом из шаровых баллонов, размещенных в приборном отсеке.

На I ступени ракеты был установлен основной двигатель 8Д712, состоящий из трех двухкамерных двигателей 8Д515. В качестве рулевого использовался четырехкамерный двигатель 8Д63У. На II ступени установлены основной двухкамерный двигатель 8Д713 и рулевой четырехкамерный двигатель 8Д64У. Система подачи топлива во всех двигателях - турбонасосная с питанием турбин продуктами сгорания основного топлива.

Вторая ступень, служившая для разгона ракеты до скорости, соответствовавшей заданной дальности полета, имела аналогичную конструкцию, но была выполнена короче и в меньшем диаметре. Ее ДУ во многом была заимствована от первой ступени, что удешевляло производство, но в качестве маршевого двигателя устанавливался только один блок. Он развивал тягу в пустоте 90 т. Рулевой двигатель отличался от аналогичного двигателя первой ступени меньшими размерами и тягой (5 т). Все ракетные двигатели работали на самовоспламеняющихся при контакте компонентах топлива: окислителе АК-27И (раствор тетраоксида диазота в азотной кислоте) и горючем — несимметричном диметилгидразине (НДМГ).

Разделение ступеней ракеты осуществляется по следующей схеме: по команде на разделение ступеней выключается основной двигатель и снижается тяга рулевого двигателя I ступени, после запуска рулевого двигателя II ступени происходит разрыв связей между ступенями и торможение корпуса I ступени тормозными ПРД. Запуск основного двигателя II ступени производится после достижения расстояния между ступенями 10-15м. Отделение головной части производится за счет торможения корпуса II ступени тормозными ПРД после выключения основного, а затем рулевого двигателя II ступени.

Р-16 имела защищенную автономную инерциальную систему управления. Она включала автоматы угловой стабилизации, стабилизации центра масс, систему регулирования кажущейся скорости, систему одновременного опорожнения баков, автомат управления дальностью. В качестве чувствительного элемента СУ впервые на советских межконтинентальных ракетах была применена гиростабилизированная платформа на шарикоподшипниковом подвесе. Приборы системы управления располагались в приборных отсеках на первой и второй ступенях. Круговое вероятное отклонение (КВО) при стрельбе на максимальную дальность 12000 км составило около 2700 м. При подготовке к старту ракета устанавливалась на пусковое устройство так, чтобы плоскость стабилизации находилась в плоскости стрельбы.

МБР Р-16 оснащалась отделяемой моноблочной головной частью двух типов, отличавшихся мощностью термоядерного заряда (порядка 3 Мт и 6 Мт). От мощности головной части зависела максимальная дальность полета, колебавшаяся в пределах от 11000 до 13000 км. ГЧ конической формы с полусферической вершиной крепилась к корпусу второй ступени с помощью трех разрывных болтов. Ее отделение осуществлялось за счет торможения второй ступени при срабатывании тормозных пороховых ракетных двигателей.

Состав стартового комплекса 8П864:

- два наземных стартовых стола;

- командный пункт;

- хранилище топлива.

Размеры стартового стола: длина – 3,2 м., ширина – 3,2 м., высота – 3,4 м. Время предстартовой подготовки – 5-6 мин. Срок хранения: в заправленном состоянии – 30 сут.

Эксплуатация

На боевом дежурстве с 01.11.1961 г., принят на вооружении с 20.10.1962 г., развернуто 197 ПУ (2/3 наземных, 1/3 шахтных), снят с боевого дежурства в 1974 г. Последние ракеты наземных пусковых установок ликвидировали в 1977 году.

МБР Р-16 стала базовой ракетой для создания группировки межконтинентальных ракет РВСН. Наземный стартовый комплекс включал боевую позицию с двумя пусковыми устройствами, одним общим командным пунктом и хранилищем ракетного топлива. Пуск ракеты осуществлялся после ее установки на пусковой стол, заправки компонентами ракетного топлива и сжатыми газами, проведения операций по прицеливанию. Все эти операции занимали довольно много времени. Чтобы его сократить, были введены четыре степени технической готовности, характеризовавшиеся определенным временем до возможного старта, которое было необходимо затратить для выполнения ряда операций по предстартовой подготовке и запуску ракеты. В высшей степени готовности МБР Р-16 могла стартовать через 30 минут.

Р-16У была развернута в гораздо меньших количествах, так как на строительство шахтных комплексов требовалось больше времени, чем для ввода в строй РК с наземными ПУ. На каждой стартовой позиции располагались три ШПУ, размещенные в линию на расстоянии десятков метров друг от друга, подземный командный пункт, хранилища компонентов топлива, а также другие сооружения. В отличии от других БРК с шахтными пусковыми установками ШПУ Р-16У обеспечивала движение ракеты по направляющим. Ракета размещалась внутри на специальном поворотном устройстве с пристыкованными коммуникациями системы заправки. Для БРК с МБР Р-16У устанавливалось три степени боевой готовности.

В мае 1963 г. на 5 НИИП демонстрировался групповой пуск из шахт трех ракет 8К64У (триплет) для руководителей стран социалистического содружества.

Всего было проведено 307 пусков, успешных пусков 91%. Старт одной из ракет 8К64 в июне 1966 года наблюдал на полигоне Байконур президент Франции Ш. де Голль, находившийся в СССР с официальном визитом.

Тактико-технические характеристики

Общие характеристики
Максимальная дальность стрельбы, км	11000 (с тяжелой БЧ) 13000 (с легкой БЧ)
КВО, м	2700
Время пуска из полной боевой готовности, мин	18
Срок хранения в заправленном состоянии, сут	30

Ракета 8К64
Стартовый вес ракеты, т	140,6 - 141,2
Вес компонентов топлива, т	130
Длина, м	30,4 - 34,3
Максимальный диаметр корпуса, м	3
Диаметр корпуса ГЧ, м	2
Длина ГЧ, м	4,5

Двигательная установка
Тяга ДУ I ступени основного двигателя (на земле), тс	226,5
Тяга ДУ I ступени основного двигателя (в пустоте), тс	266
Тяга ДУ I ступени рулевого двигателя (на земле), тс	28,85
Тяга ДУ I ступени рулевого двигателя (в пустоте), тс	33
Уд. импульс ДУ I ступени осн. двигателя (на земле), с	246
Уд. импульс ДУ I ступени осн. двигателя (в пустоте), с	289
Уд. импульс ДУ I ступени рул. двигателя (на земле), с	235
Уд. импульс ДУ I ступени рул. двигателя (в пустоте), с	273
Тяга ДУ II ступени основного двигателя (в пустоте), тс	90
Тяга ДУ II ступени рулевого двигателя (в пустоте), тс	4,92
Уд. импульс ДУ II ступени осн. двигателя (в пустоте), с	293
Уд. импульс ДУ II ступени рул. двигателя (в пустоте), с	250

Ракеты Р-16 на боевом дежурстве

Год	Количество ракет на боевом дежурстве
1961	6
1962	32
1963	90
1964	170
1965	197
1966	197
1967	197
1968	197
1969	197
1970	197
1971	190
1972	190
1973	190
1974	190
1975	190
1976	138
1977	78
1978	0

[1] Стратегический ракетный комплекс Р-16
[2] Austronautix.com: R-16
[3] Стратегический ракетный комплекс Р-16