Битва за космос. СВО и «космическое» оружие будущего - Александр Борисович Широкорад

Глава 3

Водородная бомба на орбите (глобальные ракеты)

Германский генерал Вальтер Дорнбергер, участвовавший в создании ракет Фау–1 и Фау–2, после 1945 г. работал в США. Там в 1948 г. он разработал проект размещения атомной бомбы на искусственном спутнике Земли. По сигналу с наземного пункта управления включалась ракетная тормозная установка, и ядерный заряд мог поразить любую цель на планете.

В сентябре 1952 г. во время Корейской войны был опубликован проект боевой орбитальной станции, состоящей из пилотируемого командного поста и обращающегося по той же орбите хранилища ядерных боезарядов. При приближении к цели по команде со станции боеголовки с летящего впереди «арсенала» должны были тормозиться и входить в атмосферу, после чего догоняющая их станция осуществляла бы точное радионаведение зарядов на цель.

В Конгрессе США концепция ядерных бомбардировочных спутников не вызвала большого энтузиазма. Она вяло обсуждалась несколько лет, и оживление наметилось только в 1960 г. в контексте дебатов о ракетном отставании от СССР.

Но на этом этапе целесообразность создания систем орбитальной бомбардировки пришлось определять, сравнивая их уже не с дальними бомбардировщиками, а с межконтинентальными баллистическими ракетами.

Основным преимуществом орбитальных бомб было минимальное время достижения цели после схода с орбиты. Если МБР для полёта на межконтинентальную дальность требуется 30–40 минут, орбитальная боевая часть упала бы на Землю через 5–6 минут после тормозного импульса. С другой стороны, ракета может быть в любой момент нацелена в любую точку, тогда как орбитальная бомба способна поразить лишь ту цель, которая в настоящее время находится на трассе её полёта. Отсутствие маневренности головных частей в атмосфере означало, что поражение произвольной цели могло бы требовать часов или даже дней. Система, таким образом, оказывалась более пригодной для нанесения спланированного первого удара, чем для акции возмездия.

Орбитальные боевые части уступали МБР и по точности попадания ввиду большей погрешности определения их местоположения но сравнению с ракетой в фиксированной пусковой установке. С другой стороны, предвычислимость их орбитального движения и конструктивная незащищенность делала их более уязвимой мишенью. К тому же система, несущая боевое дежурство на орбите, менее надежна, чем поддающаяся обслуживанию наземная.

Что касается критерия «эффективность – стоимость», то по американским подсчётам на начало 1960-х гг. создание системы орбитальных боевых частей обойдется в 20 раз дороже аналогичного по возможностям соединения МБР, что стало наиболее веским аргументом в пользу отказа от такой системы. В итоге американцы не стали тратить деньги для создания орбитальных боевых частей.

Советское же руководство всерьез заинтересовалось созданием орбитальных боевых частей, которые в пропагандистских целях назвали у нас «глобальными ракетами».

Работы по созданию глобальной ракеты ГР–1 были начаты в ОКБ–1 согласно постановлению Совмина от 24 сентября 1962 г. Этим постановлением задавалось создание:

– межконтинентальной баллистической ракеты 9К713, способной доставить на дальность 12 000 км моноблочный спецзаряд мощностью свыше 5 МГт;

– глобальной ракеты 11А513, способной вывести на околоземную орбиту (близкую к круговой) боеголовку со спецзарядом 2,2 МГт, которая после нескольких витков вокруг Земли могла поразить цель в любой точке земного шара;

– противоспутниковой ракеты 8К513, способной поражать спутники на низких орбитах.

Ракета проектировалась трёхступенчатой и должна была иметь следующие габариты:

– длина полная – 35,305–36,5 м;

– длина без головной части – 33,9 м;

– максимальный диаметр корпуса – 2,85 м;

– стартовый вес – 117 т.

Дальность стрельбы ГР–1 предполагалась 40 000 км, а точность: по дальности 5000 м; по боковому отклонению 3000 м.

На первой ступени должен был быть установлен четырёхкамерный жидкостный ракетный двигатель замкнутого цикла НК–9 (разработчик – ОКБ–276; главный конструктор – Н.Д. Кузнецов). Двигатель имел тягу в пустоте 152 т и тягу у Земли 147 т.

Создание глобальных ракет, движущихся по низким траекториям ИСЗ (до 150 км) существенно снижало эффективность средств ПРО.

С конца 1950-х гг. в США разрабатывались противоракетные комплексы, системы управления которых, используя законы механики выдавали параметры траектории полёта неманеврируюшей головной части, указывали координаты намеченной цели, обеспечивали достаточное время для обнаружения головной части (ГЧ) и позволяли вести эффективную борьбу с ними.

Известные к началу 1960-х гг. способы защиты ГЧ (ложные цели, увод корпуса ракеты и др.) полностью не решали задачу прорыва ГЧ к цели. Радикальным решением, существенно снижающим эффективность средств ПРО противника в борьбе с ГЧ, являлось движение ракет не по баллистическим, а по низким орбитальным (глобальным) траекториям при высоте орбиты порядка 150 км с последующим выводом ГЧ на цель путем её торможения в заданной точке орбиты.

Меньшая уязвимость ГЧ обеспечивалась за счёт того, что на низких высотах полёта ракеты и ГЧ дальность обнаружения ГЧ средствами ПРО противника уменьшалась до 500–600 км против 4000–8000 км для баллистических траекторий, а время для поражения ГЧ сокращалось до 2 минут вместо 12–15 минут.

Недостатком поражения конкретных целей с помощью глобальных ракет является меньшая точность вывода ГЧ на цель. Этот недостаток удалось в значительной мере преодолеть путем введения в состав головной части устройства, названного регулятором движения головной части.

Это устройство представляло собой коническую юбку, закрепленную в хвостовой части ГЧ и игравшую роль дополнительного аэродинамического сопротивления. Габариты этой юбки выбирались такими, чтобы при её наличии обеспечивалась точность по дальности при перелете, а при её отсутствии – при недолете. Это позволяло обеспечить повышение точности за счёт отстрела регулятора движения головной части в определенный момент полёта ГЧ после торможения по нисходящей траектории, рассчитываемый автоматической системой управления, и реализовать выполнение тактико-технических требований.

Возможность стрельбы глобальными ракетами в прямом и противоположном направлениях по отношению к цели требовала от противника создания круговых средств ПРО.

Проведенные в 1961–1964 гг. в ОКБ–1 проектно-исследовательские работы показали возможность создания трёхступенчатой глобальной ракеты на базе двигательных установок разрабатывавшейся ракеты 8К77 (модификации ракеты Р–9) для первой и второй ступеней и двигательной установки С1.5400 на третьей ступени ракеты. Дальнейшая модификация двигателя С1.5400 была использована на разгонном блоке ДМ (двигатель 11Д58).

По глобальной ракете, получившей при разработке обозначение ГР–1 (8К713), была выпущена конструкторская и эксплуатационная документация.

Ракета ГР–1 при стартовом весе 117 т была способна нести спецзаряд с тротиловым эквивалентом 2,2 Мгт на неограниченную дальность и обеспечивать точность до ± 5 км по дальности и до ±3 км по боковому отклонению. Эксплуатационные особенности трёхступенчатой ракеты ГР–1 аналогичны таковым для ракеты Р–9.

К 1962 г. были созданы стендовые ракеты ГР–1, началась их наземная экспериментальная отработка, велось изготовление образцов для лётных испытаний, два из которых неоднократно провозились по Красной площади во время военных парадов. Но из-за трудностей в ОКБ–276 с отработкой двигателя НК–9 конструкции Н.Д. Кузнецова для первой ступени ГР–1 в серию не пошли.

Для ракеты ГР–1 можно было в принципе использовать те же стартовые позиции и наземное оборудование, что создавались для ракеты Р–9. Однако специально