Глава 3. Межконтинентальные баллистические ракеты 1 страница

 

К середине 50-х годов почти одновременно военные руководители Советского Союза и США поставили своим кон- структорам-ракетчикам задачу создать баллистическую ракету, способную поражать цели, расположенные на другом континенте. Проблема была из не простых. Предстояло решить массу сложных технических вопросов, связанных с обеспечением доставки ядерного заряда на дальность свыше 9000 км. И решать их пришлось методом проб и ошибок.

Пришедший к власти в СССР Н. С. Хрущев, сознавая уязвимость самолетов стратегической авиации, решил подыскать им достойную замену. Ставку он сделал на ракеты. 20 мая 1954 года выходит совместное постановление правительства и ЦК КПСС о создании баллистической ракеты межконтинентальной дальности. Работы поручили ЦКБ-1. Возглавлявший его С. П. Королев получил широкие полномочия на задействование не только специалистов различных областей промышленности, но и на использование материальных ресурсов. Для проведения летных испытаний межконтинентальных ракет была необходима новая испытательная база, так как полигон Капустин Яр не мог обеспечить требуемые условия. Постановлением правительства от 12 февраля 1955 года положено начало созданию нового полигона (ныне известного как космодром Байконур) для отработки тактико- технических характеристик МБР, запусков ИСЗ, выполнения научно-исследовательских и экспериментальных работ по тематике ракетно-космической техники. Чуть позже в районе станции Плесецк Архангельской области, развернулось строительство объекта под условным названием «Ангара», который должен был стать базой первого соединения, вооруженного новыми ракетами (позднее его стали использовать как полигон и космодром). В трудных условиях пришлось строить стартовые комплексы, технические позиции, измерительные пункты, подъездные пути, жилые и рабочие помещения. Основная тяжесть работ легла на военнослужащих строительных батальонов. Строительство велось ударными темпами и за два года были созданы необходимые условия для проведения испытаний.

К этому времени коллектив ЦКБ-1 создал ракету, получившую обозначение Р-7(8К71). Первый испытательный пуск был назначен на 15 мая 1957 года в 19.00 по московскому времени. Как и следовало ожидать, он вызвал большой интерес. Прибыли все главные конструкторы ракеты и стартового комплекса, руководители программы от Министерства обороны и ряда других организаций. Все, конечно, надеялись на успех. Однако почти сразу после прохождения команды на запуск двигательной установки, в хвостовом отсеке одного из боковых блоков возник пожар. Ракета взорвалась. Намеченный на 11 июня следующий запуск «семерки» не состоялся по причине неисправности ДУ центрального блока. Конструкторам потребовался месяц упорной и кропотливой работы, чтобы устранить причины выявленных неполадок. И вот 12 июля ракета, наконец, взлетела. Казалось все идет хорошо, но прошло всего несколько десятков секунд полета, и ракета стала отклоняться от заданной траектории. Чуть позже ее пришлось ликвидировать. Как потом удалось выяснить, причиной послужило нарушение управления полетом ракеты по каналам вращения.

 

МБР Р-7А (СССР) 1960 г.

 

Первые пуски показали наличие серьезных недостатков в конструкции Р-7.

При анализе данных телеметрии было установлено, что в определенный момент при опорожнении баков горючего возникали колебания давления в расходных магистралях, которые приводили к повышенным динамическим нагрузкам и к разрушению конструкции. К чести конструкторов с этим дефектом они быстро справились.

Долгожданный успех пришел 21 августа 1957 года, когда стартовавшая ракета полностью выполнила намеченный план полета. А 27 августа в советских газетах появилось сообщение ТАСС: «На днях осуществлен запуск новой сверхдальней многоступенчатой баллистической ракеты. Испытания прошли успешно. Они полностью подтвердили правильность расчетов и выбранной конструкции…Полученные результаты показывают, что имеется возможность пуска ракет в любой район земного шара». Это заявление, естественно, не осталось без внимания за рубежом и произвело должный эффект.

Этот успех открывал широкие перспективы не только в военной области. Еще в конце мая 1954 года С. П. Королев направил в ЦК КПСС и Совет Министров СССР письмо с предложением осуществить практическую разработку искусственного спутника Земли. Н. С. Хрущев одобрил эту идею и с февраля 1956 года началась практическая работа по подготовке первого ИСЗ и наземного комплекса измерений и управления. 4 октября 1957 года в 22.28 по московскому времени ракета Р-7 с первым искусственным спутником на борту стартовала и успешно вывела его на орбиту. 3 ноября был осуществлен запуск первого в мире биологического спутника, в кабине которого находилось подопытное животное- собака Лайка. Эти события имели мировое значение и по праву закрепили за Советским Союзом приоритет в области освоения космоса.

А тем временем испытатели боевой ракеты столкнулись с новыми трудностями. Так как боевой блок поднимался на высоту нескольких сотен километров, то ко времени обратного входа в плотные слои атмосферы он разгонялся до огромных скоростей. Боевой блок круглой формы, разработанный ранее, быстро сгорал. Кроме того, стало ясно, что нужно увеличить максимальную дальность полета ракеты, улучшить ее эксплуатационные характеристики.

12 июля 1958 года было утверждено задание на разработку более совершенной ракеты – Р-7А. Одновременно велась доводка «семерки». В январе 1960 года ее приняли на вооружение только что созданного вида Вооруженных Сил – Ракетных войск стратегического назначения.

Двухступенчатая ракета Р-7 выполнена по «пакетной» схеме. Ее первая ступень представляла собой четыре боковых блока, каждый длиной 19 м и наибольшим диаметром 3 м, расположенные симметрично вокруг центрального блока (вторая ступень ракеты) и соединенные с ним верхним и нижним поясами силовых связей. Конструкция всех блоков одинакова: хвостовой отсек, силовое кольцо, отсек торовых баков для хранения перекиси водорода, используемой в качестве рабочего тела ТНА, бака горючего, бака окислителя и переднего отсека.

На первой ступени, в каждом блоке, устанавливались ЖРД РД-107 конструкции ГДЛ-ОКБ с насосной подачей компонентов топлива. Он имел шесть камер сгорания. Две из них использовались как рулевые. ЖРД развивал тягу у земли 78 т и обеспечивал работу на номинальном режиме в течение 140 секунд.

На второй ступени устанавливался ЖРД РД-108, аналогичный по конструкции с РД-107, но отличавшийся в основном большим числом рулевых камер – 4. Он развивал тягу у земли до 71 т и мог работать на режиме главной ступени 320 секунд.

Топливо для всех двигателей использовалось двухкомпонентное: окислитель- жидкий кислород, горючее-› керосин. Зажигание топлива при запуске осуществлялось от пиротехнических устройств. Чтобы достичь заданной дальности полета, конструкторы установили автоматическую систему регулирования режимов работы двигателей и систему одновременного опорожнения баков (СОБ), что позволило сократить гарантированный запас топлива. Ранее такие системы на ракетах не применялись.

«Семерка» оснащалась комбинированной системой управления. Ее автономная подсистема обеспечивала угловую стабилизацию и стабилизацию центра масс на активном участке траектории. Радиотехническая подсистема осуществляла коррекцию бокового движения центра масс и выдачу команды на выключение двигателей, что повышало точностные характеристики ракеты. КВО составило 2,5 км при стрельбе на дальность 8500 км.

Р-7 несла моноблочную ядерную головную часть мощностью 5 Мт. Перед стартом ракету устанавливали на пусковое устройство. Подгоняли емкости с керосином и кислородом и начинался процесс заправки, продолжавшийся почти 2 часа. После прохождения пусковой команды одновременно запускались двигатели первой и второй ступеней. Помехо- защищенные радиокоманды управления передавались на борт ракеты со специальных пунктов радиоуправления.

Ракетный комплекс получился громоздким, уязвимым и очень дорогим в эксплуатации. К тому же в заправленном состоянии ракета могла находиться не более 30 суток. Для создания и пополнения необходимого запаса жидкого кислорода для развернутых ракет нужен был целый завод. Очень скоро стало ясно, что Р-7 и ее модификации не могут быть поставлены на боевое дежурство в массовом количестве. Так все и случилось. К моменту возникновения Карибского кризиса Советский Союз располагал всего несколькими десятками таких ракет.

12 сентября 1960 года на вооружение была принята модифицированная ракета Р-7А(8К74). Она имела несколько большую по размерам вторую ступень, что позволило увеличить на 500 км дальность полета, более легкую головную часть и инерциальную систему управления. Но, как и следовало ожидать, добиться заметного улучшения боевых и эксплуатационных характеристик не удалось.

К середине 60-х годов оба ракетных комплекса сняли с вооружения и бывшая МБР Р-7А стала широко использоваться для запуска космических аппаратов в качестве ракеты-носителя. Так, космические корабли серий «Восток» и «Восход» выводились на орбиту трехступенчатой доработанной модификацией «семерки», состоящей из шести блоков: центрального, четырех боковых и блока третьей ступени. Позднее она же стала ракетой-носителем космических кораблей «Союз». За долгие го ды космической службы совершенствовались различные системы ракеты, но принципиальных изменений не произошло.

 

МБР «Атлас-D» (США) 1958 г.

 

МБР «Атлас-Е» (США) 1962 г.

 

В 1953 году командование ВВС США после проведения очередного учения по ядерной бомбардировке объектов, расположенных на территории СССР, и подсчета вероятных потерь своей авиации окончательно склонилось к мнению о необходимости создания МБР. Тактико-технические требования к такой ракете были сформулированы быстро и в начале следующего года фирма «Конвэр» получила заказ на ее разработку.

В 1957 году представители фирмы передали на испытания упрощенный вариант МБР, получившей обозначение HGM-16 и название «Атлас-А». Было построено восемь ракет без головной части и двигателя второй ступени (его пока не смогли довести до полной готовности). Как показали первые пуски, закончившиеся взрывами и отказами, и системы первой ступени были далеки от требуемых кондиций. А тут еще подлило масла" в огонь известие из Советского Союза об успешном испытании межконтинентальной ракеты. В результате генерал Шривер, являвшийся в то время начальником Управления баллистических ракет ВВС США, чуть не потерял свое место и был вынужден давать официальные объяснения по поводу неудач во многих государственных комиссиях.

Годом позже на испытание передали ракету «Атлас-В», выполненную в полной комплектации. В течение всего года проводились пуски на различную дальность. Разработчикам удалось добиться заметного прогресса. 28 ноября 1958 года при очередном запуске ракета пролетела 9650 км и всем стало ясно, что МБР «Атлас» состоялась. Данная модификация предназначалась для отработки головной части и методики боевого применения. Все пуски ракет этой серии завершились успешно (первый – 23 декабря 1958 года). По итогам последних испытаний была заказана партия ракет, получивших обозначение «Атлас-D», для передачи в подразделения САК ВВС. Первый же контрольный пуск МБР из этой серии, состоявшийся 14 апреля 1959 года, завершился аварией. Но это была случайность, что и подтвердилось впоследствии.

На этом работы над ракетой не закончились. Были созданы и приняты на вооружение в 1962 году еще две модификации – Е и F. Называть их принципиально новыми нет оснований. Изменения коснулись аппаратуры системы управления (была ликвидирована система радиоуправления), изменилась конструкция носовой части корпуса ракеты.

Наиболее совершенной считалась модификация «Атлас-F». Она имела смешанную конструкцию. При запуске все двигатели начинали работать одновременно, представляя таким образом одноступенчатую ракету. После достижения определенной скорости производилось отделение хвостовой части корпуса совместно с так называемыми двигателями-ускорителями. Корпус собирался из листовой стали. Внутри размещался единый топливный бак длиной 18,2м и диаметром 3 м. Его внутренняя полость делилась перегородкой на две части: для окислителя и горючего. Для гашения колебаний топлива внутренние стенки бака имели «вафельную» конструкцию. С этой же целью после первых аварий пришлось установить систему перегородок. К нижнему днищу бака на шпангоуте с помощью разрывных болтов крепилась сбрасываемая в полете хвостовая часть корпуса (юбка), выполненная из стекловолокна.

 

МБР «Атлас-F» (США) 1962 г.

 

Двигательная установка, состоявшая из маршевого двигателя LR-105, двух стартовых ускорителей LR-89 и двух рулевых двигателей LR-101, размещалась в нижней части ракеты. Все двигатели разработаны в 1954-1958 годах фирмой «Рокетдайн».

Маршевый ЖРД имел время работы до 300 секунд и мог развить тягу на земле 27,2 т. ЖРД LR-89 развивал тягу 75 т, но мог работать всего 145 секунд. Чтобы обеспечить управление полетом по тангажу и крену, его камера сгорания имела возможность отклоняться на угол 5 градусов. Многие элементы этого двигателя были идентичны ЖРД ракеты «Тор». С целью упрощения конструкции для двух ускорителей разработчики предусмотрели общие элементы пусковой системы и газогенератор. Отработанные газы от ТНА использовались для подогрева газообразного гелия, поступающего на наддув топливного бака. Рулевые ЖРД имели тягу 450 кг, время работы 360 секунд и могли отклоняться на угол 70 градусов.

В качестве компонентов топлива употреблялись керосин и переохлажденный жидкий кислород. Горючее использовалось и для охлаждения камер сгорания ЖРД. Для запуска всех трех ТНА применялись пороховые аккумуляторы давления. Расход компонентов регулировался дискретной системой регулирования подачи топлива, специальными датчиками и счетно- решающим устройством. После того как ускорители отрабатывали заданную программу, их сбрасывали вместе с баллонами гелия и юбкой.

На ракете устанавливалась система управления инерциального типа фирмы «Бош Арма» со счетно-решающим устройством дискретного типа и электронным контрольным устройством. Запоминающие элементы были выполнены на ферритовых сердечниках. Программа полета, записанная на магнитную ленту или магнитный барабан, хранилась в шахте для ракеты. Если возникла необходимость заменить программу, то с ракетной базы на вертолетах доставляли новую ленту или барабан. Система управления обеспечивала КВО точек падения боевого блока в радиусе 3,2 км при стрельбе на дальность около 16000 км.

Головная часть МкЗ острой конической формы (на сериях до D включительно ГЧ имела более тупую форму) отделяемого типа в полете стабилизировалась вращением. Ее масса составляла 1,5 т. Ядерный моноблок мощностью 3-4 Мт имел несколько степеней защиты и надежные датчики подрыва. В 1961 году была разработана ГЧ Мк4 массой 2,8 т с более мощным зарядом, но ее решили установить на МБР «Титан-1».

Ракеты «Атлас» базировались в шахтах с подъемными пусковыми столами и имели готовность к пуску около 15 минут. Всего американцы развернули 129 пусковых установок с этими ракетами и на вооружении они состояли до конца 1964 года.

Еще до того, как их сняли с боевого дежурства, «Атласы» стали использовать для космических целей. Ракета «Атлас-D» вывела 20 февраля 1962 года на орбиту космический корабль «Меркурий» с космонавтом на борту. Она же служила первой ступенью трехступенчатой ракеты-носителя «Атлас-Эйбл». Однако все три пуска этой ракеты в 1959-1960 годах с мыса Канаверал закончились неудачно. «Атлас-F» использовалась для вывода на орбиты ИСЗ различного назначения, в том числе «Навстар». Впоследствии «Атласы» использовались в качестве первой ступени составных ракет-носителей «Атлас-Аджена», «Атлас-Бернер-2» и «Атлас-Центавр».

Но вернемся назад. В 1955 году командование стратегических сил ВВС США разработало комплекс требований к более тяжелой ракете, способной нести мощную термоядерную головную часть. Задание на разработку получила фирма «Мартин». Несмотря на огромные усилия, опытно-конструкторские работы по ракете LGM-25A явно затянулись. Только летом 1959 года опытная серия ракет поступила на летные испытания. Первый пуск, состоявшийся 14 августа, был неудачным из-за неисправности, возникшей на второй ступени. Последующие испытания сопровождались многочисленными отказами и авариями. Доводка шла трудно. Только 2 февраля следующего года пришел долгожданный успех. Испытываемая ракета, наконец, взлетела. Казалось бы, что черная полоса закончилась. Но 15 июня при подготовке к старту произошел взрыв. 1 июля пришлось подорвать ракету в полете по причине большого отклонения от заданной траектории. И все же затраченные усилия большого коллектива конструкторов и денежная стимуляция проекта дали свои положительные результаты, что и подтвердили последующие пуски.

 

МБР «Титан-1» (США) 1961 г.

 

Старт МБР «Титан-1»

 

29 сентября был произведен запуск ракеты «Титан-1» (такое название присвоили к тому времени новой МБР) на максимальную дальность с эквивалентом головной части 550 кг, размещенном в специальном экспериментальном корпусе. Ракета, запущенная с полигона Канаверал, пролетела 16000 км и упала в океан в 1600 км к юго-востоку от о. Мадагаскар. Отделившийся от ГЧ на высоте 3 км контейнер с приборами был обнаружен и выловлен поисковой группой. Всего за весь цикл летных испытаний, а он длился до 6 октября 1961 года, был произведен 41 экспериментальный запуск ракет «Титан-1», из которых 31 был признан успешным или частично успешным.

Двухступенчатая МБР «Титан-1» выполнена по схеме «тандем». Каждая ступень имела по два несущих топливных бака из высокопрочного алюминиевого сплава. Силовой набор и обшивка хвостовых и приборных отсеков изготавливались из магниево-ториевого сплава. Несмотря на солидные размеры, сухая масса ракеты не превышала 9 т. Для торможения первой ступени в момент разделения, остаток окислителя из бака выпускался через две реактивных насадки, расположенных на верхнем кольце бака. Одновременно включался маршевый двигатель второй ступени.

В момент старта на земле включался двухкамерный ЖРД LR-87, сконструированный фирмой «Аэроджет дженерал корпорейшн», развивавший тягу 136 т. Запас топлива позволял ему работать в течение 145 секунд. Запуск ТНА, работавшего на основных компонентах топлива, производился сжатым азотом. Охлаждение трубчатых камер сгорания обеспечивалось горючим. Камеры сгорания устанавливались в шарнирных подвесах, что давало возможность создавать управляющие усилия в полете по углам тангажа и рыскания.

Управление по крену реализовывалось за счет установки сопловых насадок, в которые подавались выходящие из ТНА выхлопные газы.

Вторая ступень оснащена однокамерным ЖРД LR-91, развивавшим тягу в вакууме 36,3 т. Время его работы- 180 секунд. Камера сгорания крепилась на кардановом подвесе и имеет трубчатую конструкцию. Часть сопла охлаждалась. Остальная его часть представляла собой двухслойную насадку с внутренним слоем из фенольной пластмассы, усиленной асбестом. Отработанные газы после турбины турбонасосного агрегата выбрасывались через сопло, обеспечивавшее создание усилий по углу крена. Топливо для всех ЖРД двухкомпонентное: горючее – керосин, окислитель – жидкий кислород.

На ракете устанавливалась инерциальная система управления с радиокоррекцией на активном участке траектории с использованием наземной ЭВМ. В ее состав входили РЛС слежения, специальная ЭВМ «Афина» для вычисления действительной траектории, определения момента выключения двигательной установки второй ступени и выработки команд управления. Инерциальное устройство на борту ракеты функционировало всего две минуты и играло вспомогательную роль. СУ обеспечивала точность стрельбы в 1,7 км. МБР «Титан-1» несла отделяемую в полете моноблочную головную часть Мк4 мощностью 4-7 Мт.

Ракета базировалась в защищенных шахтных пусковых установках и имела оперативную готовность к пуску около 15 минут. Ракетный комплекс получился очень дорогим и уязвимым, особенно РЛС слежения и управления. Поэтому первоначально планируемое количество развертываемых ракет этого типа (108) сократили в 2 раза. Им была суждена короткая жизнь. На боевом дежурстве они находились всего три года и в конце 1964 последний отряд МБР «Титан-1» вывели из состава САК.

Обилие недостатков и прежде всего низкая живучесть ракетных комплексов с ракетами «Атлас», «Титан-1» и Р-7 предопределило неминуемую их замену в ближайшем будущем. Еще в период проведения летных испытаний этих ракет советским и американским военным специалистам стало ясно, что нужно создавать новые ракетные комплексы.

13 мая 1959 года специальным постановлением ЦК КПСС и правительства КБ академика Янгеля поручили разработать МБР на высоко- кипящих компонентах топлива. Впоследствии она получила обозначение Р-16(8К64). Для разработки двигателей и систем ракеты, а также на земной и шахтной стартовых позиций были привлечены конструкторские коллективы, возглавляемые В. Глушко, В. Кузнецовым, Б. Коноплевым и др.

 

МБР Р-16 (СССР) 1961 г.

 

Первоначально Р-16 предполагалось запускать только с наземных пусковых установок. На ее проектирование и проведение летных испытаний отводились крайне сжатые сроки.

В процессе подготовки первого пуска ракеты 23 октября 1960 года после ее заправки компонентами топлива, в электросхеме автоматики двигательной установки появилась неисправность, устранение которой проводилось на заправленной ракете. Поскольку гарантия работоспособности двигателей после заполнения турбонасосного агрегата компонентами топлива определялась в один день, то работы по подготовке к пуску и устранению неисправности велись одновременно. На заключительном этапе подготовки ракеты к полету, от программного токораспределителя прошла преждевременная команда на запуск двигателя второй ступени, вследствие чего возник пожар и произошел взрыв ракеты. В результате аварии погибли значительная часть боевого расчета, ряд руководящих работников, находившихся на стартовой позиции вблизи ракеты, в том числе главный конструктор системы управления Б. М. Коноплев, председатель государственной комиссии по проведению испытаний главнокомандующий РВСН Главный маршал артиллерии М. И. Неделин. Стартовая позиция взрывом была выведена из строя. Причины катастрофы изучались правительственной комиссией и по результатам расследования был намечен и реализован комплекс мероприятий по обеспечению безопасности при отработке и испытаниях ракетной техники.

 

МБР Р-16 на параде

 

Второй пуск ракеты Р-16 состоялся 2 февраля 1961 года. Несмотря на то, что ракета упала на трассе полета из-за потери устойчивости, разработчики убедились, что принятая схема жизнеспособна. После анализа результатов и устранения недостатков испытания были продолжены. Напряженная работа позволила закончить летные испытания Р-16 с наземных пусковых установок к концу 1961 года и в этом же году поставить на боевое дежурство первый ракетный полк.

С мая 1960 года проводились работы, связанные с пуском модифицированной ракеты Р-16У(8К64У) из шахтной пусковой установки. В январе 1962 года на полигоне Байконур состоялся первый пуск ракеты из ШПУ. В следующем году боевой ракетный комплекс с МБР Р-16У был принят на вооружение РВСН.

Ракета была выполнена по схеме «тандем» с последовательным разделением ступеней. Первая, разгонная ступень состояла из хвостового отсека, бака горючего, приборного отсека, бака окислителя и переходника. Баки несущей конструкции с наддувом в полете: бак окислителя наддувался встречным потоком воздуха, а бак горючего – сжатым воздухом из баллонов, размещенных в приборном отсеке.

Двигательная установка состояла из маршевого и рулевого двигателей. Маршевый ЖРД собран из трех одинаковых двухкамерных блоков. Каждый из них включал две камеры сгорания, ТНА, газогенератор и систему питания топливом. Суммарная тяга всех блоков на земле – 227 т, время работы – 90 секунд. Рулевой ЖРД имел четыре поворотные камеры сгорания с одним турбонасосным агрегатом. Разделение ступеней обеспечивалось пироболтами. Одновременно с их срабатыванием включались четырех тормозных пороховых двигателя, размещенных на первой ступени.

Вторая ступень, служившая для разгона ракеты до скорости, соответствовавшей заданной дальности полета, имела аналогичную конструкцию, что и первая, но была выполнена короче и меньшего диаметра. Оба бака наддувались сжатым воздухом.

Двигательная установка во многом была заимствована от первой ступени, что удешевляло и упрощало производство, но в качестве маршевого двигателя устанавливался только один блок. Он развивал тягу в вакууме 90 т и работал в течение 125 секунд. Конструкторам удалось успешно решить задачу надежного запуска ЖРД в условиях разряженной атмосферы и маршевый двигатель включался после увода отделившейся ступени.

 

Установка МБР Р-16 на стартовый стол

 

Все ракетные двигатели работали на самовоспламеняющихся при контакте компонентах топлива. Для заправки ракеты компонентами топлива, подачи его к камерам сгорания, хранения сжатого воздуха и его выдачи потребителям ракета оборудовалась пневмогидросистемой.

Р-16 имела защищенную автономную систему управления. Она включала автомат стабилизации, систему РКС, СОБ, автомат управления дальностью. В качестве чувствительного элемента системы управления впервые на советских ракетах была применена гиростабилизированная платформа на шарикоподшипниковом подвесе. Точность стрельбы (КВО) составила 2,7 км при полете на максимальную дальность. При подготовке к старту ракета устанавливалась на пусковое устройство так, чтобы плоскость стабилизации находилась в плоскости стрельбы. После этого проводилась заправка баков компонентами топлива. МБР Р-16 оснащалась отделяемой моноблочной головной частью нескольких типов. Так называемая легкая ГЧ имела мощность 3 Мт, а тяжелая – 6 Мт.

Р-16 стала базовой ракетой для создания группировки межконтинентальных ракет РВСН. Р-16У развернули в меньших количествах, так как на строительство шахтных комплексов требовалось больше времени, чем для ввода в строй комплексов с наземными ПУ. К тому же в 1964 году стало ясно, что эта ракета морально устарела. Как и все ракеты первого поколения, эти МБР не могли долго находиться в заправленном состоянии. В постоянной готовности они хранились в укрытиях или шахтах с пустыми баками и требовалось значительное время для подготовки к пуску. Невысока была и живучесть ракетных комплексов. И все же для своего времени Р-16 была вполне надежной и достаточно совершенной ракетой.

Вернемся в 1958 год, в США. И не случайно. Первые испытания МБР с ЖРД внушали тревогу руководителям ракетной программы относительно возможностей завершения испытаний в ближайшее время, да и вызывали сомнения перспективы таких ракет. В этих условиях обратили внимание на твердое топливо. Еще в 1956 году некоторые промышленные фирмы США начали активные работы по созданию относительно больших твердотопливных двигателей. В связи с этим в научно-исследовательском отделе Управления ракет в Рэймо-Вулдриже была собрана группа специалистов, в обязанности которым вменялись сбор и анализ данных по ходу исследований в области двигателей на твердом топливе. В эту группу направили полковника Эдварда Холла, бывшего руководителя ракетной программы «Тор», снятого с должности, как известно, по причине целого ряда неудач на испытаниях этой ракеты. Деятельный полковник, желая реабилитироваться, после глубокого изучения материалов подготовил проект новой ракетной системы, суливший заманчивые перспективы в случае реализации. Проект генералу Шриверу понравился и он запросил у руководства 150 млн. долларов на его разработку. Предлагаемая ракетная система получила шифр WS-133A и название «Минитмен». Но министерство ВВС санкционировало выделение только 50 млн. для финансирования первого этапа, предусматривавшего в основном теоретические исследования. В этом нет ничего удивительного. В то время в США среди военных руководителей высокого ранга и политиков было много сомневающихся относительно возможности быстрой реализации такого проекта, который больше базировался на оптимистических идеях, еще не проверенных на практике.

Получив отказ в полновесных ассигнованиях, Шривер развил бурную деятельность и в конце концов добился выделения в 1959 году круглой суммы- 184 млн. долларов. Шривер не собирался рисковать с новой ракетой, как это было ранее, и сделал все, чтобы не повторить печального опыта. По его настоянию руководителем проекта «Минитмен» назначили полковника Отто Глазера, зарекомендовавшего себя к тому времени способным организатором, вхожим в научную среду и влиятельные круги военно- промышленного комплекса. Такой человек был очень необходим, так как одобрив создание новой ракетной системы, руководство Министерства обороны США поставило жесткие требования – выйти на летные испытания в конце 1960 года и обеспечить принятие на вооружение системы в 1963 году.