[ezup]

Базирование:
Шахтная ПУ
Система управления:
Программное управление
Боевая часть:
Спецбоеприпас
Применение:
Стратегические
Страна:
Россия
Дальность:
14000 км.
Год разработки:
1964 г.


Основываясь на достигнутом к началу 1958 года прогрессе в создании более экономичных двигателей и головных частей с ядерным зарядом значительно меньшей массы, Совет главных конструктов направил в апреле 1958 года в Правительство СССР предложение о разработке новой межконтинентальной баллистической ракеты Р-9 на ракетном топливе «кислород-керосин» с начальной массой около 100 т. С.П. Королеву стоило больших усилий уговорить Совет главных подписать эти предложения. В.П. Бармин и Н.А. Пилюгин сильно сомневались в реальности заявляемой стартовой массы (например, Р-16 была на 30 тонн тяжелее), В.П. Глушко поначалу не соглашался на разработку кислородного двигателя с тягой 140 тонн и настаивал на применении высококипящих компонентов топлива. Когда в 1958 года была получена информация о том, что в новейшей МБР Titan I американцы, как и в МБР Atlas, используют жидкий кислород в качестве окислителя, то это на первый взгляд подтверждало правильность выбора кислорода, а не высококипящих компонентов. Ракета Titan I базировалась в ШПУ и имела готовность к пуску после заправки 15 минут. Это пока было недоступно ни одной из советских ракет. Однако в конце 1961 года появилась информация, что новейшие МБР Titan II на высококипящих компонентах, размещенные в одиночных ШПУ в заправленном состоянии, могли стартовать через 1,5-2 минуты после получения команды. Одновременно поступили данные о планируемом снятии ракет Titan I и Atlas с вооружения. Теперь на "коне" были сторонники В.П. Глушко и высококипящих КРТ. Поскольку на тот момент было не вполне ясно, какая из пар компонентов обеспечит лучшие условия эксплуатации в войсках и меньшее время подготовки к пуску, после дополнительных проработок ОКБ-1 предложило разработать два варианта ракеты, отличающихся используемыми компонентами топлива и двигательными установками: Р-9А (на низкокипящих компонентах топлива «керосин-жидкий кислород») и Р-9Б (на высококипящих компонентах топлива «керосин-азотная кислота»). Все определялось сложностью систем для поддержания компонентов топлива в готовности к заправке, токсичностью компонентов, временем, необходимым для заправки ракеты, и временем раскрутки гироприборов перед пуском. Учитывая, что время готовности к пуску у обоих вариантов системы примерно одинаковое, а эксплутационные качества, включая безопасность работы с ракетой, предпочтительнее у компонентов «керосин-кислород», ОКБ-1 настояло на принятии к дальнейшей разработке ракеты Р-9А.
От ракеты, как боевого оружия, требуется максимально возможное время пребывания в готовности № 1 и минимальное время подготовки к пуску. Решение этих задач облегчается при хранении ракеты длительное время в заправленном состоянии, однако для кислородной ракеты это было практически исключено. Следовало добиться того, чтобы время заправки ракеты Р-9А не превышало общее время подготовки ракеты. Таким образом, исключалась необходимость длительного хранения ракеты в заправленном состоянии. В Постановлении Правительства СССР на разработку ракеты Р-9А от 30 мая 1960 года специально отмечалось, что в качестве окислителя должен применяться переохлажденный кислород. Первым высказал идею об использовании переохлажденного жидкого кислорода В.П. Мишин. Если вместо минус 183°С, близких к точке кипения кислорода, понизить его температуру до минус 200-210°С, то, во-первых, он займет меньший объем, во-вторых, резко уменьшатся потери на испарение, в-третьих можно будет осуществить скоростную заправку (кислород, попадая в теплый бак, не будет бурно вскипать, как это обычно происходит). Это позволит обеспечить хранение кислорода в наземной емкости и заправку его в ракету практически без потерь за время, не превышающее времени подготовки приборов системы управления к пуску. Это позволяло обеспечить хранение кислорода в наземной емкости и заправку его в ракету практически без потерь за время, не превышающее времени подготовки приборов системы управления к пуску (главным "ограничителем" выступало время подготовки гироприборов). Выбранное решение было абсолютно верным, и его правильность подтвердило время - в дальнейшем на советских ракетах (в том числе на «лунной царь-ракете» Н-1/11А52 и универсальной тяжелой РН «Энергия»/11К25) применялись переохлажденные компоненты топлива. Длительность пребывания ракеты Р-9А в заправленном состоянии составляла 24 часа, но ракета могла стоять на боевом дежурстве не заправленная компонентами ракетного топлива. Все системы и агрегаты ракеты Р-9А могли обеспечить её пребывание в готовности №1 в течение 1 года при условии периодического проведения (без снятия со старта) регламентных работ.
При эскизном проектировании были рассмотрены пять принципиальных схем ракеты, обеспечивающих требуемые характеристики при максимально возможной простоте, мобильности и минимально возможной массе конструкции. Это было достигнуто принятием целого ряда конструктивно-компоновочных решений, например, применением открытых ферменных отсеков для сочленения ступеней ракеты, сбрасываемого хвостового отсека II ступени, использование паров наддува бака горючего II ступени для отделения ГЧ и т.д. Габариты ракеты выбирались из возможности транспортировки ее в собранном виде в одном железнодорожном вагоне и использования сварочно-штамповочного оборудования ракеты Р-7 для производства блоков ракеты Р-9А.
Разработка ракеты Р-9А началась в ОКБ-1 под руководством С. Королева после выхода Постановления Правительства страны от 30 мая 1960 года и приказа Госкомитета СССР по оборонной технике от 22 ноября 1961 года. Проектирование и разработка системы управления ракеты Р-9 проводилась в НИИАП под руководством главного конструктора Н.А. Пилюгина. Командные приборы разрабатывались под руководством В.И. Кузнецова в НИИ-944, а система радиоуправления - в НИИ-885 под руководством М.С. Рязанского. Главным конструктором по наземному комплексу был назначен В.П. Бармин (ГСКБ "Спецмаш"). Двигатель I ступени был разработан в ОКБ В.П. Глушко, а двигатель II ступени - в ОКБ С.А. Косберга. Боезаряд разрабатывался в КБ-11 (г. Арзамас-16) под руководством С.Г. Кочарянца. Эскизный же проект ракеты Р-9А был завершен еще в октябре 1959 г., в нем было предусмотрена возможность дальнейшего совершенствования характеристик ракеты. Для этой цели разрабатывались новые двигатели НК-9 (ОКБ Н.Д. Кузнецова) для 1-ой ступени (с улучшенными характеристиками за счёт использования замкнутой схемы) и для 2-ой ступени - двигатель на базе создаваемого в ОКБ-1 двигателя «блока Л» для РН «Молния». При применении новых двигателей и сохранении стартовой массы ракеты максимальная дальность могла быть увеличена на 2700 км. При сохранении же заданной дальности и массы ГЧ масса ракеты уменьшалась на 13 т. Ракета получила индекс Р-9М. Однако ОКБ Н.Д. Кузнецова не смогло своевременно организовать работу по новому двигателю, а В.П. Глушко скоро добился решения оставить для ракеты Р-9А в качестве единственного варианта для 1-ой ступени разрабатываемый им двигатель. Стоит отметить, что возникшие при создании МБР Р-9А противоречия между С.П. Королевым и В.П. Глушко во взглядах на дальнейшее применение высококипящих и низкокипящих компонентов топлива привели в дальнейшем к открытому расколу между ними, что стало одной из важнейших (но не единственной) причин провала советской «лунной программы» - ОКБ Н.Д. Кузнецова, не имевшее достаточного опыта, не смогло на том этапе создать достаточно надежных и одновременно мощных кислородно-керосиновых РД для РН Н-1. От применения на сверхтяжелом носителе Н-1 ЖРД на высококипящих компонентах топлива, на чем настаивал В.П. Глушко, решено было отказаться по экологическим соображениям - в случае неудачного старта (а все 4 попытки запуска Н-1 окончились неудачей) территория полигона рисковала на долгий срок превратиться в безжизненную пустыню. В дальнейшем сам В.П. Глушко изменил свои взгляды - он возглавил в 1974 году ЦКБЭМ - бывшую «фирму С.П. Королева» - и на созданной в дальнейшем под его руководством самой мощной в мире сверхтяжелой ракете «Энергия» применялись только ЖРД с окислителем «кислород» на обеих маршевых ступенях и горючим «керосин» (1-я ступень) и «водород» (2-я ступень).
Для МБР Р-9А предусматривалось создание двух типов стартовых комплексов: наземный - «Десна-Н» и шахтный - «Десна-В». Параллельно с проектированием ракеты продолжались научно-исследовательские и опытные работы по проблеме получения, транспортировки и хранения переохлажденного жидкого кислорода и уменьшения его потерь. Проблема оказалась столь серьезной, что в качестве советника был привлечен известный специалист по физике сверхнизких температур академик П.Л. Капица. За счёт применения принципиально новых видов изоляции емкостей с жидким кислородом (порошковая, экранно-вакуумная теплоизоляция и т.п.) и выбора оптимальной конструкции баков ракеты и емкостей хранения кислорода, новых конструкционных материалов, внедрения переохлаждения, удалось сократить потери кислорода от испарения с 15% на начальном этапе работ до 0,05-0,2% (т.е. в 75-300 раз) перед выходом ракеты на лётные испытания. Для обеспечения длительного хранения ракеты в заправленном состоянии прорабатывалась возможность установки экранно-вакуумной теплоизоляции на кислородных баках (индекс ракеты 8К77). В качестве двигателей предлагалось использовать двигатели варианта ракеты Р-9М. Применение этих высокоэнергетических двигателей позволяло при сохранении рабочего запаса топлива оснастить ракету более тяжёлой и соответственно более мощной ГЧ. Но этот вариант развития не получил, в связи с большими осложнениями при изготовлении защитной оболочки (сталь толщиной 0,5 мм) для экранно-вакуумной теплоизоляции (сложности со сваркой и её креплением). Для поддержания вакуума в больших объемах потребовались специальные насосы. Советская промышленность в то время их не выпускала. С.П. Королев добился решения ВПК об организации производства таких насосов по образцу фирмы «Philips». Конечно, фирма об этом ничего не знала. Была создана специальная газовая холодильная машина, которая, будучи установлена на емкости с жидким кислородом, конденсировала испарившийся из емкости кислород и возвращала его обратно в жидком состоянии. Замена существовавших видов изоляции (мипоры, шлаковаты) на порошки (аэрозоль, перлит и др.), которыми заполнялось пространство между емкостью и наружным кожухом, и вакуумирование этого пространства превращало емкость для хранения кислорода в большой термос и резко сокращало теплоприток к емкости кислорода, а, следовательно, и его потери от нагревания и испарения. Это сходство ещё более усиливалось при использовании ЭВТИ, которая представляла собой маты из листов блестящей тонкой фольги (около 100 штук), разделенных друг от друга редкой стеклотканью. Блестящая поверхность фольги резко уменьшала передачу тепла к емкости с кислородом, а вакуум в теплоизолирующем пространстве емкости довершал дело. Для создания системы вакуумирования на многочисленных объектах хранения кислорода был спроектирован и создан специальный форвакуумный насос в сочетании с двумя адсорбционными насосами с применением нового синтетического материала - цеолита, предварительно охлаждаемого жидким кислородом или азотом. Такая конструкция позволила довести вакуум с уровня 5x10-2 мм рт.ст. до 1x10-3-1x10-4. Это также потребовало освоения новой технологии сварки для получения полной герметичности многометровых сварных швов емкостей хранения, создания методики и аппаратуры контроля их качества. Все описанные выше мероприятия сводили к минимуму испарения криожидкости. Так впервые в отечественной практике была решена проблема хранения жидкого кислорода практически без потерь. Вместе с тем исследования показали, что есть дополнительные возможности повышения эффективности применения переохлажденного жидкого кислорода. При температуре минус 203-210°С сильно возрастает его текучесть. Это позволяло резко сократить время заправки (с 25-30 до 3-8 мин), при этом вместо насосов можно было использовать сжатый воздух, который выдавливал кислород из емкости хранения в баки ракеты с расходом до 700 т/ч. Для переохлаждения жидкого кислорода применялась передвижная установка, в которой использовался принцип эжекции и уноса паров с поверхности жидкого кислорода за счёт перепада давления в эжекторе. В докладных записках на имя министра общего машиностроения Д.Ф. Устинова и заместителя Председателя Госплана СССР В.М. Рябикова в мае 1961 г. С.П. Королев изложил основные итоги работ по кислородной тематике. Таким образом, можно отметить, что работы над ракетой Р-9А позволили серьезно расширить фронт работ по криогенной тематике в нашей стране в целом и добиться серьезных результатов. Полученные результаты потребовали коренной перестройки процессов получения, хранения, транспортировки и заправки криожидкостей. Была принципиально перестроена промышленная база, в дальнейшем вышло соответствующее Постановление Правительства СССР, в 1972 г. создана крупнейшая союзная научно-промышленная организация по этой проблеме - НПО "Криогенмаш" (г. Балашиха, Московской области), объединившая научные и производственные коллективы.

Принципиальной особенностью ракеты было включение в ее состав переходной рамы пускового стола. Благодаря этому резко уменьшился объем работ на старте, т.к. стыковка всех связей "земля-борт" теперь производилась на технической позиции, после пристыковки к ракете переходной рамы, а на старте оставалось пристыковать существенно меньшее количество коммуникаций "земля-переходная рама". Другой особенностью комплекса ракеты Р-9А явилось системное решение проблем, связанных с длительным хранением жидкого кислорода. Была создана система переохлаждения, длительного хранения и скоростной заправки ракеты переохлажденным жидким кислородом и решена проблема его длительного хранения без потерь. Однако на этапе ЛКИ выявились недостатки наземного стартового комплекса «Десна-Н». В частности, при этом выявились недостатки компоновки и конструкции отдельных узлов пускового стола и переходной рамы. Переходная рама оказалась очень громоздкой и тяжелой, ее масса достигала 4,5 т и составляла 50% массы сухой ракеты. Технологический цикл подготовки пуска был недостаточно автоматизирован, что удлиняло процесс подготовки к пуску, требовало квалифицированного боевого расчёта. Сложным и длительным оказался процесс установки ракеты на пусковой стол, недостаточно быстрой была заправка компонентами топлива, время подготовки пуска составляло почти 2 ч. Все это привело к тому, что стартовый комплекс «Десна-Н» не был рекомендован для принятия на вооружение.
В мае 1962 г. было принято решение о необходимости создания более совершенного стартового комплекса. Необходимо отметить, что комплекс "Десна-Н" был отвергнут не из-за грубых конструктивных просчетов - высокие боевые и эксплутационные характеристики ракеты Р-9А, подтвержденные ЛКИ, требовали создания еще более совершенного стартового комплекса с более высокой боевой готовностью, т.е. требовалось подходить к ракете и стартовому комплексу как к единому целому. ОКБ-1 стало головной организацией и главным идеологом создания нового комплекса наземного оборудования для ракеты Р-9А. Была разработана и изготовлена новая переходная рама, с массой в 3 раза меньше прежней. В ЦКБ транспортного машиностроения было создано эффективное устройство, управляемое одним оператором, способное установить ракету на пусковой стол за 30 сек. На основе последних достижений криогенной техники была создана система переохлаждения, длительного хранения без потерь и скоростной заправки ракеты переохлажденным жидким кислородом, разработана (в ГСКБ «Спецмаш») система скоростной заправки горючим (керосином Т-1) с насосной подачей горючего. Впервые в ОКБ-1 была создана и изготовлена на заводе "Красная Заря" автоматизированная система подготовки ракеты к старту (АСПС), причем принятые в ней классические решения использовались в дальнейшем для ряда новых ракет-носителей. АСПС представляла собой единую автоматическую систему, охватывающую весь комплекс автоматических систем управления отдельными агрегатами и системами стартового комплекса. АСПС также управляла операциями по полуавтоматическому сливу компонентов топлив из баков ракеты при несостоявшемся пуске, съемом ракеты с ПУ. Агрегаты и системы АСПС управлялись с центрального пульта подготовки автоматически или, при наличии необходимости, вручную. Удалось довести время готовности Р-9А к пуску, считая от горизонтального положения, до 20 мин. Новый стартовый комплекс получил название «Долина». Дальнейшее сокращение времени готовности к пуску ограничивалось временем раскрутки гироприборов (до 60000 об/мин.). На этот процесс требовалось 15 мин. Для ракеты Р-9А необходимо было создать также шахтный вариант стартового комплекса. Никакого опыта по созданию такого комплекса ни в стране, ни за рубежом не было. В США для ракет Atlas F и Titan I аналогичного класса предусматривалось только хранение ракеты в шахте - для пуска её поднимали на поверхность Земли. Из шахты пускать ракету опасались, так как подготовка и запуск двигателей были связаны с испарением жидкого кислорода и, следовательно, загазованностью шахты кислородом, что могло привести к взрыву. Нужно было время для исследований и экспериментов. Однако обстановка требовала ускоренного строительства защищенных стартовых комплексов. Решили исследования и эксперименты проводить одновременно с проектированием и строительством экспериментального шахтного стартового комплекса на Байконуре. Его головным разработчиком стало ГСКБ «Спецмаш» (Главный конструктор В.П. Бармин).
Для скорейшего начала испытаний было принято решение соорудить временную стартовую позицию в 300 м от стартовой площадки ракеты Р-7 (площадка № 1). Временной стартовой позиции Р-9А присвоили номер 71. Это давало возможность использовать существующие монтажно-испытательный корпус (МИК), заправочное, наземное, электросиловое оборудование, коммуникации связи и прочие удобства первой площадки. Летные испытания ракеты Р-9А начались 9 апреля 1961 г. с неудачи. На 155-й сек. полета отказал двигатель 2-ой ступени. Запуск можно считать частично успешным - в полете были проверены первая ступень, ее двигатель, система управления, центральный привод, запуск двигателя второй ступени, горячее разделение, сброс хвостового отсека второй ступени. Причины последовавшей остановки двигателя 2-ой ступени ракеты были установлены в тот же день. Среди обломков был найден клапан, по вине которого прекратилась подача газа в ТНА и установлена причина его отказа. Клапаны для последующих пусков были срочно доработаны. Второй пуск 21 апреля 1961 г. с площадки № 71 прошел успешно - ГЧ дошла до Камчатки (полигон «Кура»). 25 апреля был проведен третий пуск. Через 3,85 сек. одна из четырех камер резко пошла «на упор», затем давление в ней упало, ракета начала оседать и упала у самого старта, начался пожар. Вскоре была установлена причина аварии — разрушение камеры сгорания, произошедшее, вероятно, вследствие возникновения высокочастотных колебаний давления. В течение 1961 г. на испытания было затрачено 15 ракет. Последний пуск с 71-й площадки произвели 3 августа 1961 г., на этот раз Р-9А только приподнялась и через 0,3 сек. «села» на старт и сгорела. Второй этап ЛКИ проходил с марта по ноябрь 1962 г., было проведено 14 пусков. Из них 9 сочли удачными. Большая часть аварийных пусков Р-9А относилась на счет двигательных установок (в полете возникали высокочастотные колебания, приводившие к разрушению двигателей) и приборов системы управления.
Работы на полигоне Байконур по созданию комплекса «Долина» шли небывалыми темпами - в мае 1962 г. было принято решение о необходимости модернизации комплекса «Десна-Н», а уже в конце сентября на площадке №75 было закончено строительство и монтаж нового стартового комплекса «Долина». 22 февраля 1963 г. был успешно проведен первый пуск ракеты с данного стартового комплекса. Наблюдателей того времени поражало то, что автоматизация обеспечивала почти полное отсутствие боевого расчета. Самоходная тележка с ракетой, выйдя из монтажно-испытательного корпуса и достигнув упоров на пусковом устройстве, соединялась с подъемно-установочным устройством, которое поднимало ее в вертикальное положение, автоматически стыковало все коммуникации и закрепляло ракету на пусковом столе. Затем следовала скоростная заправка компонентами ракетного топлива, подготовка системы управления и прицеливание. На все уходило 20 минут вместо 2 часов на комплексе "Десна-Н". Шахтный стартовый комплекс «Десна-В» для ракеты Р-9 строился на площадке №70, на нем проверялись все расчётные данные и сама возможность пуска ракеты, заправленной кислородом и керосином, из шахты. При пуске из шахты отрабатывались монтажная и эксплуатационная документации, технология строительства шахтных пусковых установок и т.д. 27 сентября 1963 года был проведен первый пуск ракеты из шахты. Он прошел успешно. Однако без жертв при испытаниях ракеты, увы, не обошлось - 24 октября 1963 года в ШПУ ракеты Р-9А на полигоне Байконур произошел крупный пожар, погибло 8 человек (в истории полигона 24 октября вообще стало «черной датой» - 24 октября 1960 года при подготовке к испытаниям ракеты Р-16 произошел взрыв и пожар, в результате которых сразу погибли 74 человека, более десятка человек умерли чуть позже от ран). Для окончательного решения вопроса о возможности принятия Р-9 на вооружение был назначен третий этап ЛКИ - т.н. «совместные ЛКИ», имея в виду, что основную работу проводили штатные военные расчеты, а представители промышленности выполняли в основном роль наблюдателей. С 11 февраля 1963 г. по 2 февраля 1964 г, было пущено 25 ракет, из них 17 достигли цели. На три этапа ЛКИ в течение 3-х лет было затрачено 54 ракеты. После завершения летно-конструкторских испытаний ракета Р-9А с шахтным ("Десна-В") и наземным ("Долина") стартовыми комплексами была принята на вооружение РВСН 21 июля 1965 года. Её серийное производство в 1963 г. передано на Куйбышевский завод «Прогресс». Опыт, полученный при пусках, и непрерывное повышение культуры серийного производства на заводе «Прогресс» сделали свое дело - при контрольных отстрелах серийных ракет в период с 15 мая 1964 г. по 16 декабря 1968 г. из 16 ракет 14 дошли до цели.
14 и 15 декабря 1964 г., соответственно, началась постановка на боевое дежурство первых четырех ракетных полков с наземными стартами, по два под г. Козельск (28-я гвардейская Краснознаменная ракетная дивизия) и на полигоне Плесецк, а 26 декабря - первого ракетного полка с ШПУ под г. Козельск. БРК с ракетой Р-9А находились на боевом дежурстве более 10 лет и получили высокую оценку в войсках. Однако к моменту постановки на боевое дежурство Р-9А уже не в полной мере удовлетворяла требованиям, предъявляемым к новейшим боевым стратегическим ракетам того времени. Она относилась к МБР первого поколения и, превосходя по боевым, техническим и эксплуатационным характеристикам американские МБР аналогичного класса Titan I и Atlas F (к моменту начала постановки Р-9А на боевое дежурство они уже снимались с вооружения, все американские МБР первого поколения были полностью сняты с вооружения к концу июня 1965 г.) и отечественные ракеты Р-7А и Р-16У, она уступала новейшим американским МБР Titan II и Minuteman IA/IB/II по показателям живучести, точности стрельбы и времени подготовки к пуску. К тому же ракетные комплексы с Р-9А оказались достаточно дорогими в эксплуатации, что не могло не сказаться на масштабах их развертывания (всего на боевое дежурство было поставлено 27 единиц под Козельском, Омском (20-я ракетная дивизия) и Тюменью (22-я ракетная дивизия), а также на полигонах Плесецк и Байконур). Р-9А стала последней боевой ракетой в группировке РВСН на кислородно-керосиновом топливе. Она была снята с вооружения РВСН в 1977 году.
На Западе ракета 8К75 (Р-9А) получила обозначение SS-8 "Sasin".
Состав

Р-9А (см. схему) представляла собой двухступенчатую ракету с последовательным разделением ступеней. 1-ая ступень состояла из открытой решетчатой фермы, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. На 1-ой ступени стоял четырехкамерный маршевый ЖРД РД-111 (8Д716) с качающимися камерами сгорания, развивавший тягу 141 т и разработанный под руководством В.П. Глушко. Управление камерами двигателя 1-ой ступени осуществлялось впервые разработанным центральным гидравлическим приводом, использующим в качестве рабочей жидкости керосин, отводимый после ТНА двигателя. Каждая из четырех камер отклонялась на ±6 град. относительно нейтрального положения, чем обеспечивалось управление полетом ракеты. Двигатель является дальнейшим развитием двигателя РД-107 ракеты Р-7. Давление в камерах по сравнению с РД-107 повысилось до 80 атм. (на 20 атм.). Благодаря этому двигатель РД-111 получился очень компактным при тяге на 75% выше, чем у РД-107. Однако высокое давление стало одной из причин возникновения высокочастотных колебаний приводивших на этапе испытаний к частым авариям. В отличие от РД-107, для привода ТНА не требовалась перекись водорода. Турбогаз вырабатывался в газогенераторе за счет сжигания небольшой части топлива. Первичная раскрутка ТНА производилась пороховым стартером. 2-ая ступень состояла из конической и цилиндрической частей. Коническую часть корпуса составляли переходник, бак горючего и бак окислителя с межбаковой обечайкой. Цилиндрическая часть образовывала хвостовой отсек, внутри которого размещался маршевый двигатель. Бак горючего был выполнен по несущей схеме, а бак окислителя - в форме сферы (см. схему).
На 2-ой ступени установили четырехкамерный ЖРД РД-0106 (8Д715) конструкции С.А. Косберга. Управление ракетой осуществлялось 4-мя поворотными соплами, использовавшими отработанный турбогаз ТНА. Наддув баков в полете и работа ТНА обеспечивалась с помощью продуктов сгорания основных компонентов топлива, что позволило упростить конструкцию двигателей и уменьшить его массу. После соответствующей доработки 2-ая ступень заняла место 3-ей ступени ракеты «Восток», получив наименование «блок И» (модернизированная РН получила название «Восход», «Молния», «Союз» для различных модификаций и видов полезной нагрузки). Двигательная установка ракеты разрабатывалась с учетом проведения скоростной заправки баков ракеты топливом, пребывания ракеты в заправленном состоянии в течение 24 ч, дистанционного управления операциями на старте, максимальной автоматизации подготовки к старту, запуска двигателя 1-й ступени как автоматически, по сигналу окончания заправки баков компонентами, так и вручную, в нужное время, без вскрытия люков и без доступа обслуживающего персонала к агрегатам и приборам ракеты. Устойчивость ракеты была достигнута применением стабилизаторов на 1-ой ступени. Каждый из 4-х стабилизаторов состоял из двух частей: пилона, жёстко связанного с корпусом, и съемной консоли. При транспортировке консоли снимались. Р-9А отличалась сравнительно коротким участком работы ДУ 1-ой ступени, вследствие чего разделение ступеней происходило на высоте, где влияние скоростного напора на ракету еще значительно и короткая по длине 2-ая ступень была аэродинамически неустойчива. Для повышения устойчивости на поверхности обтекателя хвостового отсека 2-ой ступени установили аэродинамические щитки. Разделение ступеней происходило по «горячей» схеме, для чего предусматривалась открытая силовая рама. После разделения обтекатель хвостового отсека сбрасывался, таким образом, ракета облегчалась еще на 800 кг.
На ракете устанавливалась комбинированная система управления, имевшая инерциальную систему и канал радиокоррекции. Ее приборы размещались в межбакововом отсеке. Круговое вероятное отклонение точки падения ГЧ при стрельбе на дальности свыше 12000 км при использовании радиоканала составляло 1,6 км. Со временем от радиотехнической подсистемы отказались, при этом КВО несколько ухудшилось. Для Р-9А были разработаны два варианта моноблочных термоядерных головных частей: штатная «легкая» и «тяжелая». Штатная «легкая» имела мощность 1,65 Мт, с ней достигалась дальность 14000 км. «Тяжелая» ГЧ имела мощность 2,5 Мт и могла быть доставлена на расстояние 12500 км. ГЧ крепилась к переходнику 2-ой ступени с помощью двух пирозамков. Ее отделение осуществлялось пневмотолкателем после выключения маршевого ЖРД 2-ой ступени. Для работы пневмотолкателя использовались газы наддува бака горючего 2-й ступени. Техническая готовность Р-9А к пуску из положения №1 составляла 10 мин.
Принципиальной особенностью ракеты Р-9А для наземного комплекса было включение в её состав переходной рамы пускового стола. Дело в том, что для подготовки ракеты к пуску требовалось произвести подстыковку к ракете большого количества (до 50-ти) наземных гидро-, пневмо-, и электрокоммуникаций. Было предложено создать переходную раму пускового стола с размещением на ней основной массы узлов стыковки наземных систем с ракетой. Еще одним нововведением был желоб бортовых коммуникаций (ЖБК). В этом желобе, протянувшемся по образующей от 2-ой ступени до стартового стола, были проложены гидравлические и электрические коммуникации, необходимые для связи ракеты с «землей» до самых последних секунд. Обычно многочисленные трубки и кабели, связывающие ракету с наземным оборудованием, являются частью конструкции ракеты и летят вместе ней уже ненужным грузом. На ракете Р-9А все, что не нужно в полете, перенесли в ЖБК, который отстреливался от ракеты перед отрывом от стола. Экономия составила, по заверениям создателей ракеты, «сотни килограммов». Ракета Р-9А, предназначенная для пуска из шахты, не имела переходной рамы, а ЖБК имел измененную конструкцию и перед стартом не отбрасывался, а отстыковывался от ракеты и отводился к стенке стакана.
Комплекс «Десна-В» состоял из трёх шахт (см. схему), расположенных в одну линию, недалеко друг от друга, командного пункта, хранилищ компонентов топлив и сжатых газов, пункта радиоуправления и технологического оборудования, необходимого для поддержания запаса жидкого кислорода. Все сооружения были заглублены и соединены между собой ходами сообщения. Автономное электропитание обеспечивалось дизель-электростанцией. Под пусковым столом, размещенным на глубине 25 м, располагались три этажа для заправочного оборудования. Внутри бетонного сооружения шахты размещался стальной стакан диаметром около 8 м. Зазор между шахтой и стаканом служил газоходом для струй двигателя ракеты при пуске. Подготовка и проведение пуска ракеты Р-9А протекали автоматически, с дистанционным контролем каждой команды. Так как радиотехническая система обеспечивала наведение только одной ракеты, старт ракет при ее использовании можно было осуществить только последовательно.
По поводу строительства ШПУ для Р-9А между ОКБ-1 и руководством РВСН возникли разногласия. ОКБ предлагало размещать по одной шахте рядом с каким-либо населенным пунктом. Это обеспечивало экономию средств на строительстве специальных военных городков со всеми бытовыми службами в отдаленных и труднодоступных районах. Кроме того, по мнению представителей ОКБ-1, значительные грузопотоки к местам строительства в глухих районах страны неизбежно привлекли бы к себе внимание разведки вероятного противника, тогда как одношахтный вариант у населенных пунктов мог быть легко законспирирован. Но военное руководство, получив решающую поддержку Хрущева, настояло на принятии варианта расположения ШПУ подальше от густонаселенных мест. Наземный полуавтоматизированный стартовый комплекс «Долина» имел в своем составе 2 ПУ (каждая со стационарным установщиком), заглубленный КП, обвалованные хранилища компонентов топлива, хранилища ракет и пристартовый пункт радиоуправления. Комплекс «Долина» обеспечивал почти полное отсутствие боевого расчета на стартовой позиции. Самоходная тележка с ракетой, выйдя из монтажно-испытательного корпуса и достигнув упоров на ПУ, соединялась с подъемно-установочным устройством, которое поднимало ее в вертикальное положение, автоматически стыковало все коммуникации и закрепляло ракету на пусковом столе (благодаря переходной раме пускового стола и ЖБК объем работ на старте резко уменьшился). Конструкция ракеты предусматривала обслуживание на стартовой позиции в вертикальном положении без применения каких-либо специальных приспособлений и без открытия люков. Затем следовала скоростная заправка компонентами ракетных топлив, подготовка системы управления и прицеливание. Предстартовые проверки бортовых систем практически сводились к предпусковому включению и регулированию. Все операции максимально совмещались по времени. На все уходило не более 20 мин.



Тактико-технические характеристики

Дальность стрельбы, км	12500-14000
Стартовая масса, т	80.4
Габариты, м: - длина - диаметр корпуса максимальный	24.3 2.68
Забрасываемая масса, т	1.6-2
Мощность ГЧ, Мт	1.65-2.5
КВО, км	1.6
Масса топлива, т	71
Масса незаправленной ракеты, т	9
Двигатель 1-й ступени: - тяга у Земли, тс - тяга в вакууме, тс - удельный импульс у Земли, кгс•с/кг - удельный импульс в вакууме, кгс•с/кг - время работы, с - масса, т	141 163 270 311 105 1.48
Двигатель 2-й ступени: - тяга в вакууме, тс - время работы, с	31 165