Баки первой ступени, выполненные (без применения шпангутно-стрингерного подкрепляющего набора) по схеме «вафля» из обработанных химическим фрезерованием панелей алюминиево-магниевого сплава, были разделены приборными отсеком, в котором также размещались баллоны для продувки двигателей и газогенератора. Переднее днище бака окислителя было прикрыто газоотражательным конусом. Не вписывающиеся в мидель ракеты части камер двигателя первой ступени были закапотированы коническими обтекателями; снаружи на них крепились пилоны, на которые, в свою очередь, устанавливались снимаемые при транспортировке консоли стабилизаторов. В дальнейшем, по результатам уточнения динамических параметров ракеты, съемные консоли сочли избыточными и оставили только пилоны.
Созданный в организации Косберга ЖРД второй ступени РО-9 (8Д715) также был выполнен по «открытой» схеме, но с неподвижными четырьмя камерами сгорания с единым турбонасосным агрегатом. Генераторный газ использовался не только для наддува баков, но и для управления полетом ракеты по всем каналам, истекая через специальные поворотные сопла. Таким образом, рулевые камеры использовались как доводочная двигательная установка для уменьшения уровня ускорения в конце полета второй ступени. Двигатель с довольно высоким для «открытой» схемы давлением в камере 70 кг/см² развивал тягу 30,8 т при удельном импульсе 330 кг.с/кг, достигнутым за счет применения «высотных» сопл большого расширения.
Для придания ракете хорошо обтекаемой формы при малом удлинении второй ступени ее выполнили с необычным передним расположением меньшего по объему конического бака горючего, с находящимся за ним подвесным сферическим баком окислителя. Впервые королевская фирма использовала сферический бак, вскоре ставший «идеей фикс» в конструкции злосчастного лунного носителя Н-1. В межбаковом отсеке второй ступени размещались основные приборы системы управления ракеты.
Как и на уже отработанных космических носителях 8К72 (лунных вариантах «семерок»), ступени ракеты Р-9А связывала ферменная рама, обеспечивающая свободное истечение продуктов сгорания при «горячей» схеме разделения ступеней, соответствующей простому и надежному запуску ЖРД второй ступени и исключавшей участок ее неуправляемого движения. Разрыв механической связи между ступенями производился тогда, когда тяга двигателя второй ступени превышала остаточную тягу первой. Впереди сбрасываемой вместе с отработавшей первой ступенью ферменной рамы устанавливался переходный отсек. Внутри отсека располагался двигатель второй ступени, закрепленный на заднем днище бака окислителя посредством хвостового отсека в форме обратного конуса. Снаружи переходного отсека были закреплены 12 щитков, которые при разделении ступеней проворачивались относительно шарнирно закрепленной передней кромки навстречу потоку и фиксировались под углом 30' к продольной оси ракеты, образуя своего рода «лепестки» конической юбки. Центр давления аэродинамических сил смещался назад, и управляемость обеспечивалась при сравнительно небольшой тяге поворотных управляющих сопл. Через несколько секунд, после отработки возмущений от разделения ступеней, переходный отсек сбрасывался, скользя по направляющим штырям. При этом щитки, действуя как аэродинамический тормоз, стягивали отсек назад. После раскрытия рычажных замков отсек делился на три панели, разбрасываемые поперечными пружинными толкателями.
Выполненные в двух вариантах головные части конической формы со сферическим притуплением большого радиуса крепились на коническом переходнике посредством двух пирозамков. «Легкая» головная часть массой 1650 кг монтировалась на переходнике в виде прямого, а «тяжелая», весившая 2095 кг, – обратного конуса. Головная часть отделялась пневмотолкателем, использующим газы наддува бака горючего. Для исключения возможности последующего догона головной части отработавшей второй ступенью на ней в баке горючего вскрывались сопла. Истекающий через них газ наддува обеспечивал необходимую закрутку ступени.
С целью повышения точности путем снижения уровня ускорения и величины разбросов импульса последействия на момент «главной» команды на выключение двигателя и отделение головной части сначала по «предварительной» команде отключались основные камеры двигателя, и далее ракета летела на поворотных соплах, работающих на выхлопе турбонасосного агрегата и развивающих суммарную тягу 600 кг. «Предварительная» и «главная» команды выдавались системой радиокоррекции, а при невозможности ее задействования – автономной системой управления.
В отличие от разностно-дальномерной импульсной системы радиоуправления Р-7 с использованием двух отнесенных на сотни километров от плоскости стрельбы наземных пунктов радиоуправления, на Р-9А была реализована однопунктовая малобазовая фазовая система радиоуправления, не предъявляющая жестких требований к размещению наземной аппаратуры. Аппаратура радиокорреции использовалась в конце работы второй ступени для боковой коррекции и выработки «предварительной» и «главной» команд.
Вторая ступень ракеты Р-9А с «тяжелой» головной частью. Хорошо видны щитки на переходном отсеке и ферменная рама, связывающая ступени.
Хвостовой отсек ракеты Р-9А. Обратите внимание на конические обтекатели и пилоны.
Обычные операции ручной стыковки и отстыковки множества разъемов системы «ракета – наземное оборудование» не обеспечивали требуемой боеготовности. Сокращение числа разъемов с наземным оборудованием за счет разводки коммуникаций по потребителям на борту ракеты утяжелило бы конструкцию. В ОКБ-1 нашли оригинальное решение в виде так называемой «переходной рамы стартового стола», при наземной эксплуатации являвшейся частью ракеты, но остающейся после старта на Земле. Связь с разъемами на второй ступени по кабелям и трубопроводам для заправки топливом и газами осуществлялась через желоб бортовых коммуникаций коробчатого сечения, проходящий вдоль ракеты. Желоб бортовых коммуникаций при старте отбрасывался на угол 30", проворачиваясь относительно шарнира в его основании под действием тяги струи газа, истекающей из сопла в верхней части желоба. Применение переходной рамы и желоба позволило в несколько раз уменьшить число стыков систем «переходная рама – наземное оборудование» в сравнении с коммутируемыми на заводе и многократно проверяемыми стыками «ракета – переходная рама». Правда, сама переходная рама весила 4,5 т, т.е. оказалась всего вдвое легче всей незаправленной ракеты.
Принципиально важным для боевой ракеты стал вопрос длительного хранения в войсках жидкого кислорода, для чего потребовалось создать новую высокоэффективную тепловую изоляцию. ОКБ-1 предлагало уже использовавшуюся на космических аппаратах экранно-вакуумную теплоизоляцию-пакет из примерно сотни листов блестящей металлической фольги, разделенных слоями стеклотканевой сетки. В.П. Бармин был сторонником более дешевой, подходящей для стационарных хранилищ порошково-вакуумной изоляции на основе перлита. В обоих вариантах предусматривалось создание высокого вакуума между стенками хранилища. Применение специального форвакуумного насоса в сочетании с двумя адсорбционными насосами позволило достигнуть уровня вакуума 10 3-10 4мм рт.ст, при этом газовая холодильная машина возвращала испарившийся кислород в хранилище. В целом, в процессе создания комплекса с Р-9А удалось снизить суточные потери кислорода с 15% до 0,05-0,2%.
Важнейшим новшеством являлось использование в системе заправки переохлажденного до -210°С кислорода. За счет уменьшения вязкости и отсутствия кипения кислорода в 5 раз сократилась продолжительность процесса заправки, обеспечивалась возможность последующего стояния заправленной ракеты в течение 10 ч; за счет повышенной плотности увеличивалась масса окислителя в баках.
