Р-14 (8К65)

Разработка, испытания, развертывание
Еще до завершения испытаний Р-12 в ОКБ-586 созрело решение о создании ракеты,
способной поразить цель на территории всей Европы. Разработка была начата 2 июля
1958г. когда вышло постановление правительства о начале проектирования ракеты,
получившей обозначение Р-14, с дальностью 3600км. и лучшими чем у Р-12 эксплуатаци-
онными характеристиками.
Испытания ракеты проходили на полигоне Капустин Яр с 6 июня по 12 апреля 1961г.
Район падения ракет находился возле Братска. Первая серия пусков выявила конструк-
тивный недостаток вызывающий кавитацию, и разрушение ракеты, однако дефект был без
труда устранён. В сентябре 1962г. 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.
24 апреля 1961г. новый БРК был принят на воору-
жение РВСН. 1 января 1962г. в г. Глухов заступил на
боевое дежурство первый ракетный полк, вооруженный
ракетным комплексом с БРСД Р-14. В этот же день к
дежурству приступил первый дивизион ракетного полка
дислоцированного в г. Приекуле. (В декабре 1962г. в
этом полку был развернут первый дивизион с ракетами
Р-14У в ШПУ). Старт ракеты осуществлялся с наземного
пускового стола (8У235), на который ракета устанав-
ливалась при помощи установщика (8У224). После этого
проводились операции по заправке компонентами топлива,
прицеливание и старт. Защищенность и боеготовность
комплекса были низкими.
В 1960г. была начата разработка унифицированного
варианта ракеты для наземных и шахтных пусковых уста-
новок Р-14У. 12 января 1962г. начаты лётно-конструк-
торские испытания Р-14У с наземного старта на поли-
гоне Капустин Яр. 11 февраля 1962г. произведён первый
испытательный пуск ракеты из ШПУ построенной на этом
же полигоне. Р14У вместе с ракетами Р-12У и Р-16У,
принята на вооружение 15 июля 1963г. Для шахтного
базирования использовалась ШПУ группового старта
"Чусовая" (8П765) разработки ГСКБ Спецмаш. Способ
старта из шахты — свободный, газодинамический, из
пускового стакана, на собственных двигателях. В сос-
тав комплекса входили три ШПУ расположенные на рас-
стоянии 70-80м. Командный пункт, хранилища топлива
и сжатого газа, блок электроснабжения размещались в
одном сооружении - технологическом блоке. После заг-
рузки и подстыковки заправочных магистралей и силовых
кабелей ракеты могли находиться в таком положение
несколько лет. В заправленном состоянии: в полной
боевой готовности комплекс мог находиться 30 суток.
Естественно, что по сравнению с Р-12 их боеготовность
несколько возросла. Однако изжить все недостатки,
присущие БРК с Р-12 не удалось. ШПУ обеспечивали
сохранность ракет при взрыве мегатонного заряда на
дальностях не менее 2км, что уже считалось недоста-
точным. К тому же использование групповых стартов
увеличивало уязвимость. Тем не менее боевые позиции
этих ракет были развернуты по всей территории СССР,
в том числе - несколько в районе п. Анадырь но в
ограниченном количестве. Максимальное число развер-
нутых ракет к 1965г. достигло чуть более 100 ед. В
1978г. начата замена ракет комплексами "Пионер".
Р-14 была полностью снята с боевого дежурства в 1981г.
Последние 6 ракет Р-14 были уничтожены к 21 мая 1990г.

Конструкция
Ракета Р-14 была выполнена одноступенчатой с топливными баками несущей конс-
трукции из прессованных панелей алюминиевого сплава АМг-6. Панельная конструкция
значительно упрощает производство баков и снижает их вес. Панели собираются на
стапеле и свариваются по стыкам аргонно-дуговой сваркой, образуя цилиндрическую
оболочку бака. Затем к стрингерам оболочки привариваются навесные кольцевые шпан-
гоуты. Изготовление бака заканчивается стыковкой и приваркой к оболочке сферичес-
ких днищ через торцевые усиленные шпангоуты и установкой арматуры.
В качестве горючего впервые был применен несимметричный диметилгидразин
(НДМГ), в качестве окислителя использовалась азотная кислота. Компоненты топлива
самовоспламенялись при контакте. В топливных магистралях были установлены мембран-
ные клапаны, что позволяло длительное время держать ракету в заправленном состоя-
нии. Газогенераторы ТНА работали на основных компонентах топлива, что позволило
исключить перекись водорода. По сравнению с Р-12 количество жидких компонентов на
борту ракеты уменьшилось вдвое, что упростило эксплуатацию в войсках. Впервые при-
менялась система опорожнения баков (СОБ), в результате чего появилась возможность
уменьшить гарантированный остаток топлива и повысить дальность стрельбы.
Приборы СУ размещались в приборном отсеке, который располагался между топ-
ливными баками. Оболочка отсека, тонкостенная клепаной конструкции. Размещение СУ
в зоне центра масс ракеты позволило улучшить условия работы гироприборов за счёт
удаления их от источников вибраций двигателя и уменьшения влияния колебаний ракеты.
Ракета имела автономную инерциальную систему управления в которой впервые в оте-
чественной практике использовалась гиростабилизированная платформа и воздушный под-
вес гироскопов роторы которых вращаются со скоростью 30 тыс.об/мин. Гиролатформа
сохраняет постоянное положение осей в пространстве, используя это индукционные
датчики угла поворота пропорционально угловому отклонению ракеты от расчётной
траектории вырабатывают команды на газовые рули, устраняя это отклонение. Индукци-
онных датчиков на гироплате -три, каждый реагирует на повороты ракеты относительно
одной из трёх её осей. Так работает автомат угловой стабилизации. На гироплате
устанавливаются датчики боковой и нормальной стабилизации центра масс которые
реагируют на линейные отклонения ракеты от расчётной траектории, вырабатывая
команды на газовые рули и, тем самым, в несколько раз, по сравнению с прежними
системами управления, повышая точность попадания в цель. Кроме того на гироплате
установлена также обойма с пятью измерительно-преобразовательными головками интег-
ратора. Команда на выключение двигателя проходит после срабатывания трёх из них.
Все это повышает надёжность и точность работы автомата управления дальностью.
Ракета в полёте разворачивается к цели по определенной программе, команды на
газовые рули поступают от индукционных датчиков установленных на гироплате при ее
развороте шаговыми моторами. На шаговые моторы команды для разворота гироплаты (а
вслед за ней разворачивается и ракета) поступают с генератора программируемых им-
пульсовпо определенной программе. Генератор задает и программу изменения скорости
ракеты. Для надёжности параллельно работают два блока. Программа записывается На
киноленте в виде чередующихся черных и белых поперечных полос (отдельно для ско-
рости и угла разворота). Лента протягивается через блок светочувствительных датчи-
ков. Фотодиодами датчиков каждая черно-белая пара превращается в электрический
импульс. Прохождение одного импульса приводит к повороту ракеты на две угловые
минуты или изменению скорости на 4,4м/с. Применение генератора программируемых
импульсов вместо кулачковых программных механизмов на более ранних образцах ракет
дальнего действия, уменьшило погрешности разворота ракеты на цель и повысило точ-
ность стрельбы по дальности.
При приближении скорости полёта ракеты к конечному, определенному расчётом,
значению из автомата управления дальностью подается предварительная команда, по
которой прекращается подача топлива в газогенератор. Уменьшаются обороты турбины,
снижается подача компонентов топлива в камеры сгорания, тяга двигателя резко пада-
ет, скорость ракеты нарастает теперь медленно и при достижении строго определен-
ного её значения, соответствующего заданной дальности, подается главная команда на
выключение двигателя. Отсечной клапан окислителя закрывается, из-за снижения давле-
ния закрывается и клапан горючего. Для уменьшения импульса «последействия» тяги
остатки горючего выбрасываются из зарубашечного пространства двигателя сжатым
азотом. Применение на ракете 8К65 новой СУ на базе гиростабилизированной платформы
и генератора программных импульсов позволило довести КВО до 1300м.
К силовому шпангоуту бака горючего стыкуется рама двигателя РД-216 (конструк-
ции Глушко), состоящий из двух идентичных двухкамерных модулей РД-215. Каждый
блок обслуживается одним ТНА, работающим на основных компонентах топлива, что
помимо уменьшения массы упростило как двигательную установку, так и обслуживание
ракеты. ТНА установлен между камерами сгорания у критических сечений сопел. Это
позволило существенно уменьшить длину двигателя и ракеты. Благодаря общей системе
запуска, все камеры двигателя включаются одновременно и тем устраняется опасность
опрокидывания ракеты на стартовом столе.
Корпус хвостового отсека выполнен в виде тонкостенной конической оболочки, кле-
паной конструкции. Коническая форма отсека с большим основанием у донного среза
позволяет разместить двигатель, сдвинуть центр давления вниз по длине ракеты для
улучшения её стабилизации в полёте. На наружной поверхности корпуса хвостового от-
сека с помощью фитингов в плоскостях стабилизации установлены трапецеидальные
аэродинамические стабилизаторы, ниже их, как продолжение фитингов - стояночные
опоры, а под углами 45град. к плоскости стабилизации на том же шпангоуте, разме-
щены на кронштейнах графитовые газовые рули с электрическими рулевыми машинами.
Ракета имела отделяемую в полете головную часть с термоядерным зарядом мощ-
ностью 1 или 2,3Мт. Ее отделение от корпуса производилось по главной команде от
интегратора на выключение двигателя путем разрыва трех пироболтов. Сразу после
этого включались три пороховых тормозных двигателя, установленных снаружи прибор-
ного отсека. Их действие замедляло полёт ракеты и разворачивало ее для исключения
соударениz корпуса с головной частью. Также была предусмотрена система аварийного
подрыва ГЧ и выключение двигательной установки в случае значительного отклонения
ракеты от заданной траектории полета.

ТТХ ракеты Р-14:

Количество ступеней - 1
Диаметр ракеты - 2,4 м.
Длина ракеты - 24,3 м.
без ГЧ - 21,6 м.
Вес пустой ракеты без ГЧ - 5,2 т.
Стартовый вес - 86,0 т.
Вес топлива - 79,2 т.
Вес легкой ГЧ - 1,5 т.
тяжелой ГЧ - 2,16 т.
Дальность с легкой ГЧ - 4500 км.
с тяжелой ГЧ - 3700км.
Тип ДУ - ЖРД
Тяга ДУ у земли - 151 т.
Время работы ДУ - 131-170 с.
Вес ДУ - 1,35 т.
КВО - 1300м.
Предельное отклонение - 5 км.
Мощность заряда лёгкой ГЧ - 1 Мт.
тяжелой ГЧ - 2,3 Мт

Наверх