Відправною точкою для післявоєнного розвитку керованих балістичних ракет стала німецька V-2. Ракета мала довжину близько 14 метрів, стартову масу майже 13 тонн і використовувала рідкий кисень та водно-спиртову суміш.

Для запуску залучали близько 30 машин і причепів, які перевозили пальне, окисник, засоби зв’язку, перевірочне обладнання та інше майно.

Головним експлуатаційним обмеженням був рідкий кисень. Його потрібно було зберігати за кріогенної температури, а після заправлення він поступово випаровувався. Тому V-2 не могла тривалий час перебувати заправленою та готовою до негайного пуску.

Після війни ця технологічна лінія продовжилася одночасно у США та СРСР.

Радянська рідинна лінія: від Р-1 до Р-17

Першою радянською балістичною ракетою стала Р-1, розроблення якої почалося у 1946 році. За конструкцією вона значною мірою повторювала V-2, хоча її виготовляли вже з радянських матеріалів і комплектуючих. На озброєння Р-1 прийняли у 1950 році.

Наступна Р-2, яку розробляли у 1947–1951 роках, отримала приблизно вдвічі більшу дальність. У 1951 році її прийняли на озброєння. Подальшим розвитком стала Р-5, роботи над якою почалися на початку 1950-х років. Вона вже мала дальність понад 1000 км і була значно більшою за попередників.

Однак Р-1, Р-2 і Р-5 зберігали принципове експлуатаційне обмеження V-2 — вони використовували рідкий кисень. Це було прийнятно для ракет, які готували до запуску на заздалегідь обладнаній позиції, але значно ускладнювало створення справді мобільного комплексу сухопутних військ.

Інший підхід реалізували в Р-11, яку почали розробляти на початку 1950-х років з урахуванням вимог сухопутних військ. Замість рідкого кисню вона отримала окисник на основі азотної кислоти та пальне на основі керосину.

Наступним кроком стала Р-17 у складі комплексу 9К72 «Ельбрус» яку прийняли на озброєння у 1962 році. При стартовій масі близько 5,86 тонни та довжині понад 11 метрів ракета могла уражати цілі на дальності до 300 км.

Важливою особливістю стала відсутність необхідності заправляти її основними компонентами безпосередньо перед кожним бойовим пуском.

Згідно з радянськими настановами, ракету можна було до року зберігати вже заправленою основними компонентами палива, зі зістикованою бойовою частиною та придатною до транспортування.

Перед пуском попередньо спорядженої ракети залишалося підняти її у вертикальне положення, провести наведення, підготувати систему керування, виконати низку перевірок і залити близько 35 літрів пускового пального ТГ-02.

Тому Р-17 уже мала відносно короткий цикл безпосередньої передстартової підготовки. Ціна цього полягала у великій системі забезпечення.

Кожна стартова батарея мала дві пускові установки та дві обмивально-нейтралізаційні машини. Технічна батарея дивізіону мала дві машини-заправники пального 9Г29/9Г29М і дві кислотні автоцистерни АКЦ-4-255Б або чотири заправники окисника 9Г30/9Г30М.

Крім них, використовували компресорну станцію, ще одну обмивально-нейтралізаційну машину, два автокрани, чотири ґрунтові візки для ракет, спеціальні машини для перевезення бойових частин та технічного обслуговування.

Ракети другого та наступних пусків готували рухомі ракетно-технічні бази, які зберігали ракети, компоненти палива та бойові частини й передавали їх бойовим частинам уже в підготовленому стані.

Паралельний розвиток реактивних снарядів

Одночасно з Р-11 і Р-17 в СРСР розвивалася зовсім інша категорія ракетної зброї.

Її поява була безпосередньо пов’язана з розвитком компактних ядерних зарядів. Для ураження цілей на відстані кількох десятків кілометрів висока точність не була критичною, якщо ракета несла ядерну бойову частину. Це дозволяло відмовитися від складної системи керування та використати просту твердопаливну ракету.

Першою такою системою став 2К1 «Марс» прийнятий на озброєння в березні 1958 року. Ракета 3Р1 була некерованою, твердопаливною і мала максимальну дальність лише близько 18 км.

Подальшим розвитком стала 2К6 «Луна» прийнята на озброєння у 1960 році. Залежно від версії дальність становила приблизно 32–45 км. «Луна» залишалася некерованою, але вже стала достатньо зрілою системою для масового надходження у війська.

Наступний комплекс 9К52 «Луна-М» розробили у 1961–1964 роках. Перший пуск дослідної ракети відбувся 27 грудня 1961 року, а в 1964-му комплекс прийняли на озброєння. Дальність ракети 9М21 збільшилася приблизно до 68–70 км.

У результаті до середини 1960-х років у Радянській армії одночасно сформувалися дві ракетні лінії.

«Луна-М» була тактичним комплексом дивізійного рівня з некерованою твердопаливною ракетою дальністю близько 70 км.

Р-17 була оперативно-тактичною системою армійського та фронтового рівня з керованою рідинною ракетою дальністю до 300 км та інерційною системою наведення.

Американська лінія: дві концепції розвиваються одночасно

У США в 1940–1950-х роках спостерігалася майже така сама картина. Одночасно створювали складні керовані рідинні ракети та значно простіші твердопаливні некеровані системи польової артилерії.

Розробка майбутнього Corporal почалася ще у травні 1944 року в межах програми ORDCIT зі створення тактичної керованої рідинної ракети. Перший батальйон Corporal розгорнули в Європі у 1955 році.

Corporal мав дальність близько 130 км і міг нести ядерну або звичайну бойову частину. За своїм призначенням він був близький до майбутньої радянської Р-11.

Однак комплекс залишався складним. Для його транспортування та роботи були потрібні 11 автомобілів і 10 причепів.

Паралельно у 1950 році Армія США розпочала розроблення Honest John — значно простішої великокаліберної польової ракети з дальністю польоту близько 25 км для доставки відносно важкої ядерної бойової частини в район цілі. Перші випробувальні ракети з’явилися менше ніж за рік, а навесні 1954-го систему розгорнули у військах.

Sergeant: твердопаливна ракета стає керованою

Перелом стався під час розробки системи заміни Corporal. Армія США формально розпочала програму створення Sergeant у 1955 році. Останній дослідний пуск відбувся у вересні 1961-го, а в 1962 році нові комплекси почали надходити у війська.

Нова ракета зберегла приблизно таку саму дальність — 140 кілометрів, але отримала твердопаливний двигун. Особливістю ракети, порівняно з попередніми твердопаливними ракетами, стала наявність інерціальної навігаційної системи. Вона дозволяла забезпечувати високу, на той час, точність ураження з круговим ймовірним відхиленням до 200 м на максимальній дальності.

Зміна була особливо помітна на рівні наземного комплексу. Для Corporal були потрібні 11 автомобілів і 10 причепів. Тоді як для транспортування Sergeant вистачало п’яти причепів із тягачами.

Маса допоміжного обладнання скоротилася приблизно зі 136 до 13,6 тонн. Замість приблизно одного пуску за дві години Sergeant міг здійснювати повторний запуск приблизно через 30 хвилин.

У грудні 1964 року армійське видання Artillery Trends навіть назвало появу Sergeant початком завершення епохи складних рідинних ракетних комплексів.

Аналогічні процеси відбувалися і для ракет більшої дальності. Так, у 1963 році на озброєння надійшла твердопаливна балістична ракета малої дальності Pershing I, що замінила рідкопаливну ракету Redstone.

Lance: виняток із загальної тенденції

Цікаво, що наступний американський комплекс знову отримав рідинний двигун.

Роботи над майбутнім Lance почалися у 1961 році під позначенням Missile B. У 1962-му програму перевели в повноцінну розробку, у 1970 році систему дозволили до серійного виробництва, а перший батальйон сформували у 1972-му.

Для підвищення точності, Lance використовував систему Directional Control Automatic Meteorological Compensation — DCAM. У системі DCAM маршовий двигун мав змінювати тягу залежно від фактичного опору повітря, щоб отримати прогнозовану траєкторію з меншим впливом атмосферних збурень. Це дозволило зменшити кругове ймовірне відхилення до 150 м на максимальній дальності.

При цьому американські конструктори постаралися не повернути головний експлуатаційний недолік попередніх рідинних комплексів.

Lance надходили у війська вже заздалегідь заправлені. Причому в самій ракеті паливо та окисник зберігалися в герметичних ампулах, тому розрахунок не мав заправляти ракету безпосередньо перед пуском.

Лінії сходяться

«Точка» та «Ока»

У СРСР перехід від простих твердопаливних тактичних ракет до керованих систем відбувся дещо пізніше.

У 1968 році розпочалося розроблення 9К79 «Точка», яка мала замінити «Луну» на дивізійному рівні. Перші пуски відбулися у 1971 році, серійне виробництво почалося у 1973-му, а на озброєння комплекс прийняли у 1976 році.

«Точка» отримала твердопаливну керовану ракету 9М79 масою близько 2 т і дальністю до 70 км, оснащену інерційною системою наведення. Пізня «Точка-У», прийнята на озброєння у 1989 році, збільшила дальність до 120 км.

На оперативно-тактичному рівні аналогічний перехід почався у 1973 році з розробленням 9К714 «Ока».

Новий комплекс безпосередньо призначався для заміни 9К72 «Ельбрус» у ланці армія — фронт. Перші пуски відбулися у другій половині 1970-х років, серійне виробництво розгорнули наприкінці десятиліття, а на озброєння комплекс прийняли на початку 1980-х років.

Різницю з Р-17 добре демонстрували самі ракети. Р-17 при діаметрі 0,88 м мала довжину понад 11 м і стартову масу близько 5,9 т. Твердопаливна 9М714 при діаметрі 0,97 м була лише близько 7,3–7,5 м завдовжки та важила 4,4–4,6 т.

При цьому максимальна дальність «Оки» становила від 300 до 500 км залежно від бойової частини проти 300 км у Р-17.

ATACMS

Історія ATACMS почалася після припинення програми Lance. У березні 1980 року Армія США започаткувала програму Corps Support Weapon System.

У 1982–1983 роках її об’єднали з напрацюваннями Повітряних сил США в межах Joint Tactical Missile System, а у 1985 році система остаточно перетворилася на Army TACMS.

У 1986 році програма перейшла до повномасштабного розроблення, перше льотне випробування відбулося 26 квітня 1988 року, а вже у 1990 році перші ракети почали надходити у війська.

Ключовою вимогою стала інтеграція ракети в уже наявну РСЗВ M270 MLRS.

Це безпосередньо відповідало американській концепції Deep Battle, у межах якої артилерійські частини мали отримати можливість уражати другі ешелони, ракетні підрозділи, засоби ППО, пункти управління та логістичні об’єкти далеко за переднім краєм.

Російське продовження радянської лінії: «Искандер»

Після підписання у 1987 році Договору про ліквідацію ракет середньої та меншої дальності «Ока» потрапила під ліквідацію. У 1988 році в Коломенському конструкторському бюро машинобудування почали розроблення нового комплексу, який мав відновити ці можливості, але не виходити за встановлені договором обмеження.

Через розпад СРСР і проблеми з фінансуванням розроблення затягнулося майже на два десятиліття. «Искандер-М» прийняли на озброєння у 2006 році.

Ракета 9М723 має довжину близько 7,2 м, діаметр 920 мм і стартову масу приблизно 3,8 т. На спеціалізованій самохідній пусковій установці розміщуються дві ракети.

Для порівняння, ATACMS має довжину близько 4 м, 610 мм у діаметрі та 1,3–1,7 т стартової маси залежно від модифікації. Ранні ракети мали дальність близько 165 км, пізні Block 1A — до 300 км.

Заявлена дальність серійної російської ракети 9М723 комплексу «Искандер-М» становить 500 км (за окремими повідомленнями 390 км)

Таким чином, до кінця XX століття сформувалися дві моделі сучасного оперативно-тактичного ракетного озброєння.

Американська передбачала включення далекобійної балістичної ракети до єдиного сімейства боєприпасів ракетної артилерії.

Радянська, а згодом російська зберегла окремий спеціалізований комплекс, у якому пускову установку проєктували навколо значно більшої оперативно-тактичної ракети.

Твердопаливні ракетні двигуни

Чому великий твердопаливний двигун складний

Сам принцип роботи твердопаливних ракет відомий ще із середньовічних часів. Однак проблемою є створення достатньо великого двигуна з високою енергетикою, передбачуваним законом тяги та можливістю тривалого зберігання.

У твердопаливному двигуні окисник і паливо входять до складу одного твердого заряду. Він розміщується всередині міцного корпусу, який одночасно виконує роль камери згоряння.

Тому концептуально конструкція твердопаливного двигуна порівняно проста: корпус, паливний заряд, система запалювання, теплозахист і сопло. Основні технологічні складнощі виникають під час створення самого заряду великого діаметра.

Тверде паливо горить лише з відкритої поверхні. Від її площі в конкретний момент значною мірою залежить кількість газів, що утворюються, а отже — тиск у камері та тяга двигуна. Тому форму внутрішнього каналу заряду спеціально розраховують, щоб отримати необхідний закон зміни тяги протягом роботи твердопаливного двигуна.

Через це тріщина або порожнина в заряді є значно серйознішою проблемою, ніж звичайний механічний дефект. Вона створює додаткову поверхню горіння, що призводить до непередбачуваного зростання тиску в камері згоряння та може завершитися вибухом двигуна.

Так само небезпечне відшарування заряду від теплоізоляції або корпусу. Полум’я може потрапити в утворену щілину й відкрити поверхню палива, яка за розрахунком узагалі не мала горіти. Саме тріщини заряду та відрив його від корпусу є типовими «проблемами» твердопаливних двигунів.

Тому великий заряд повинен зберігати механічну цілісність попри механічні напруження, що виникають під час полімеризації, через зміну температури, вібрації під час перевезення, а після пуску — через різке зростання тиску та прискорення. Для великого монолітного заряду ці фактори доводиться враховувати одночасно.

Саме тому твердопаливні ракети відносно просто робити невеликими, але значно складніше масштабувати до двигунів із зарядом масою в тонни.

Від чорного пороху до композитного палива

Перші твердопаливні ракети використовували звичайний чорний порох на основі нітрату калію, вугілля та сірки. Порох спочатку просто засипали і трамбували в корпусі, а пізніше почали пресувати в окремі заряди, що дозволило краще контролювати його горіння.

Питомий імпульс чорного пороху становить лише близько 80 секунд. Для порівняння, сучасні композитні ракетні палива забезпечують значно вищі значення.

Наступним кроком наприкінці XIX століття стали бездимні двоосновні палива з питомим імпульсом близько 230 секунд. Основними енергетичними компонентами в них були нітроцелюлоза та нітрогліцерин. На відміну від чорного пороху, вони дають значно більше газоподібних продуктів згоряння та більшу енергетику.

Такі палива стали основою багатьох ракет першої половини XX століття. Їх можна пресувати, екструдувати або пізніше відливати. Однак двоосновні палива також мали обмеження за механічними властивостями, технологією формування великих зарядів та можливостями подальшого збільшення енергетики.

Технологічний перелом відбувся завдяки розвитку литих композитних палив.

Наприкінці 1940-х років перхлорат амонію почав замінювати менш ефективний перхлорат калію, а розвиток полімерних зв’язуючих дозволив створювати великі монолітні заряди.

У великих алюмінізованих композитних двигунах питомий імпульс на рівні моря може становити близько 240–250 с. Наприклад, для твердопаливних прискорювачів Space Shuttle цей показник становив 242 с.

Однак головною перевагою стало те, що тепер паливну масу можна було заливати безпосередньо всередину підготовленого корпусу двигуна, після чого вона полімеризувалася та утворювала суцільний заряд.

Важливою перевагою стала можливість окремо оптимізувати його компоненти. Розмір частинок компонентів палива, наприклад, впливає на швидкість горіння: дрібні частинки можуть горіти швидше за великі. Це дає ще один спосіб налаштовувати характеристики палива поряд із геометрією самого заряду.

Наступним важливим кроком стало використання металізованого пального, передусім порошкового алюмінію. Під час горіння алюміній окиснюється з виділенням великої кількості енергії. Додавання значної його частки дозволило підвищити питомий імпульс композитного палива, хоча й ціною значного зростання температури горіння.

Разом із розвитком полімерних зв’язуючих і технології лиття додавання алюмінію стало одним із ключових чинників, які зробили можливими великі твердопаливні двигуни для балістичних ракет.

Питомий імпульс: тверде паливо не було найефективнішим

Варто зазначити, що попри весь розвиток, за показником питомого імпульсу твердопаливні двигуни не мають переваги перед рідинними двигунами.

Для великого композитного твердопаливного двигуна цей показник типово становить близько 240–250 с. Для пари N₂O₄/НДМГ — тетраоксиду азоту та несиметричного диметилгідразину, це надзвичайно токсичні, але довготривало збережувані компоненти, які самозаймаються при контакті й широко використовувалися в радянських стратегічних ракетах Р-36 та УР-100. — характерне значення близько 285 с на рівні моря. Рідинний двигун Merlin 1D на киснево-гасовій парі має близько 282 с, а воднево-кисневий RS-25 — близько 363 с на рівні моря.

Однак важливим є не лише маса палива, а й об’єм, який воно займає.

Композитні тверді палива мають високу густину — типово близько 1,7–1,8 г/см³. Через це вони мають великий сумарний імпульс в обмеженому внутрішньому об’ємі ракети.

Для рідинних паливних пар середня густина залежить від співвідношення окисника та пального. За типовим співвідношенням компонентів у парі рідкий кисень + гас воно становить близько 1,0 г/см³, а в парі рідкий кисень + рідкий водень — близько 0,36 г/см³. Значно краще за об’ємом виглядає пара N₂O₄/НДМГ — 1,18 г/см³.

Окрім того, у рідкопаливних ракетах значну масу та об’єм займають елементи, які забезпечують роботу двигуна, — окремі баки, клапани та магістралі, а в системах із насосною подачею — також турбонасосний агрегат.

У твердопаливному двигуні паливний заряд одночасно займає майже весь робочий об’єм двигуна, а корпус двигуна є камерою згоряння. Для великих двигунів з композитним корпусом частка палива в масі самого двигуна може бути надзвичайно високою — понад 90%.

Ціна твердого палива

Однією з головних відмінностей між рідинним і твердопаливним двигуном є можливість керувати тягою.

У рідинному двигуні її можна змінювати, регулюючи подачу пального та окисника. У твердопаливному двигуні після запалювання такого механізму немає. Паливний заряд продовжує горіти доти, доки не вигорить доступна поверхня або поки тиск у камері не буде примусово знижений спеціальними системами.

Тому необхідний профіль тяги значною мірою закладають у двигун ще під час його виробництва.

При цьому практично весь корпус двигуна одночасно є камерою згоряння.

Гарячі продукти горіння утворюються вздовж значної частини його внутрішньої поверхні, збираються в центральному каналі та рухаються до сопла. Температура всередині сучасного твердопаливного двигуна може досягати  2500–3000 °C.

Силовий корпус не може безпосередньо працювати за таких температур. Навіть високоміцна сталь або вуглецевий композит швидко втратили б необхідні механічні властивості.

Тому між паливним зарядом і корпусом необхідно розмістити теплозахисний шар. Його головне завдання — не допустити нагрівання силового корпусу до температури, за якої він втратить міцність. Якість та товщина теплоізоляції є одним з обмежень на можливий час роботи двигуна.

Особливо великі навантаження виникають біля задньої частини двигуна та сопла, куди сходиться потік продуктів горіння.

Металізоване паливо створює додаткову проблему. Після окиснення алюмінію утворюються гарячі частинки та краплі оксиду алюмінію. Вони рухаються разом із потоком газів і можуть спричиняти ерозію теплозахисту та сопла, а відкладення оксиду алюмінію — змінювати геометрію його критичного перерізу, навіть невелике звуження якого може призвести до скачкоподібного зростання тиску

Іншим обмеженням є старіння паливного заряду. Полімерне зв’язувальне з часом змінює свої механічні властивості. Паливо може ставати жорсткішим і менш здатним переносити деформацію, а міцність з’єднання між зарядом, теплоізоляцією та корпусом — погіршуватися.

Температурні цикли додатково навантажують конструкцію, оскільки корпус, ізоляція та паливо мають різні коефіцієнти теплового розширення.

Через це твердопаливні двигуни мають чітко встановлений термін служби. Після перевірок ресурс може бути продовжений, однак із часом використання старого твердопаливного двигуна стає дедалі ризикованішим.

Водночас за належного обслуговування та заміни полімерних ущільнень незаправлена рідинна ракета потенційно може зберігатися фактично необмежено довго.

Як твердопаливний двигун змінив ракетні комплекси

Підсумовуючи, перехід на тверде паливо змінив не лише саму ракету, а й архітектуру всього оперативно-тактичного ракетного комплексу.

Значна частина операцій, які в рідинному комплексі виконуються під час експлуатації, у випадку твердопаливного двигуна переноситься на завод. Сама ракета дедалі більше перетворювалася з виробу, який потрібно було готувати на позиції, на завершений боєприпас. Пускова установка могла перевозити ракету в бойовій конфігурації, а її основними завданнями ставали транспортування, топоприв’язка, наведення та безпосередньо запуск.

Висока густина палива та відсутність окремої системи його подачі дозволили створювати компактніші ракети, що спростило їх розміщення на самохідних шасі та дало конструкторам більше свободи під час компонування пускової установки.

Це змінило і співвідношення між ракетою та наземною технікою. Якщо у ранніх комплексах значна частина системи існувала для обслуговування ракети, то в нових ОТРК наземні машини дедалі більше забезпечували маневр і застосування вже готового боєприпасу. Цю зміну добре видно під час переходу від рідинних систем до Sergeant, а в СРСР — від Р-17 до «Оки».

Зменшення обсягу операцій на стартовій позиції також змінило тактику. Пускова могла менше часу залишатися на одному місці, а після запуску швидше залишати позицію. Для ракетних підрозділів, які противник намагався виявити та знищити ще до пуску або одразу після нього, це безпосередньо підвищувало живучість.

Зрештою розвиток твердопаливних ракет зробив можливими комплекси на кшталт «Искандера», у яких одна самохідна пускова перевозить одразу дві великі керовані ракети та може виконувати більшу частину підготовки до пуску автономно.