А.В. Королёв

Полковник Пеньковский: Архивные документы разведки США.

На основе рассекреченных документов

© А.В. Королёв: перевод, оформление

Наш адрес: ruzhany@narod.ru

Управляемая ракета "Р-2" (8Ж38)

CENTRAL INTELLIGENCE AGENCY

ТЕМА: Technical Data on the Soviet R-2 Tactical Ballistic Missile

ДАТА РАССЫЛКИ: 25 февраля 1962 года

ДАТА ИНФОРМАЦИИ: Начало 1959 года

ИСТОЧНИК: CIA. FOIA Electronic Reading Room

C H I C K A D E E

Совершенно секретно.

Особой важности.

Управляемая ракета
"Р-2" (8Ж38)

Ракета оперативно-тактического назначения. Имеет отделяющуюся в полете боевую часть и жидкостной реактивный двигатель (ЖРД) работающий на жидком топливе (кислороде и 92% этиловом спирте).

Система подачи топлива — насосная. Для привода насосов служит газовая турбина и перекисный газовый генератор.

Пуск ракеты должен (произойти) произведен не позднее чем через час после заправки кислородом.

В систему управления входят :

1). Автомат управления дальности, который выключает двигатель при достижении ракетой заданной скорости;

2). Автомат стабилизации, который стабилизирует положение ракеты относительно ее центра масс; и

3). Система боковой радиокоррекции, которая ликвидирует боковой снос ракеты на активном участке.

Блок схема ракеты "Р-2"

Головной взрыватель — боевая часть — донный взрыватель — прибор управления взрывателями — механизм отделения боевой части — двухбаллонная батарея сжатого воздуха — труба наддува спиртового бака — спиртовый бак — предварительный спиртовый клапан — торовый баллон для сжатого воздуха — кислородный бак — тепловая изоляция — анкерная труба (тоннельная) — спиртовый трубопровод — приборный отсек — кислородный трубопровод — торовый бак для перекиси водорода — клапан главной ступени.— реактор — турбо-насосный агрегат — камера сгорания — выхлопная труба — 4^е стабилизатора — два воздушных руля — 4^е газовых руля.

Длина ракеты                                                                 — 17,6 метра.

Калибр                                                                            — 1,65 метра.

Размах стабилизаторов                                                — 3,5 метра.

Стартовый вес                                                               — 20,5 тонны.

Вес головной части                                                       — 1,5 тонны — [ с ВВ ]

Вес взрывчатого вещества (ВВ) "ТГАГ-5"                   — 1 тонна.

Вес заправки спирта                                                     — 6,5 тонны,

Вес заправки кислорода                                               — 9 тонн.

Вес перекиси водорода                                                — 300 кг.

Сухой вес ракеты                                                           — 4,5 тонны [с головн.частью].

Вес корпуса без головной части                                  — 3 тонны.

Тяга на земле                                                                — 37 тонн.

Тяга в пустоте                                                                — 41 тонны.

Удельная тяга на земле                                               — 214 кг.сек / кг

Расход горючего                                                            — 70 кг в секунду.

Расход окислителя                                                        — 103 кг в секунду.

Давление в камере сгорания                                       — 21 атмосферы.

Давление в спиртовом баке                                         — 1,8 атмосф. (абсолютн.)

Давление в кислородном баке                                     — 2,8 атмосф. ---"---

Давление за насосом горючего                                    — 35 атмосф.  ---"---

Давление за насосом окислителя                                — 27 атмосф.  ---"---

Давление сжатого воздуха                                           — 200 атмосф. избыточн.

Дальность полета ракеты                                             — от 200 км. до 610 км.,

Средняя дальность полета                                          — 560 км.

Полное время полота ракеты на полную дальность = 410" [ секунд ]

Четыре выстрела с 1 пускового стола                         — за 24 часа.

Начальная скорость ракеты                                         — 2.100 метров/сек.

Средняя скорость                                                          — 1.000-1.200 метров/секунду.

Подъем по высоте                                                         — 200 км. (200 км.)

t° нагрева ракеты в конце активного участка              — 200-250°С.

t° нагрева в конце пассивного участка                         — 500°-800°.

Имеются 4^е пружины для отделения боевой части от корпуса.

Стабилизатором боевой части служит "юбка", как-бы полое продолжение б/части.

Вместо двух детонаторов ("Р-1") в этой ракете ("Р-2") через всю боевую часть проходит одна труба.

Двигательная установка :

Двухбаллонная батарея; спиртовый бак; торовый баллон для сжатого воздуха; кислородный бак; дренажная труба кислородного бака; торовый бак для перекиси водорода; заправочно-сливной клапан кислородного бака; заправочный клапан бака перекиси водорода; заправочно-сливной клапан спиртового бака; турбо-насосный агрегат; камера сгорания; выхлопная труба парогазогенератора; клапан наддува спиртового бака (КНСБ); дренажный клапан кислородного бака (ДККБ); вентиль спиртовый 1^ый (электропневмоклапан) (ВС-1); вентиль спиртовый 2^ой (управляет работой спиртового клапана) (ВС-2); вентиль спиртовый 3^ий (управляет работой клапана наддува) (ВС-3); вентиль спиртовый 4^ый (соединяет 2^х баллонную батарею со спиртовым клапаном) (ВС-4); вентиль кислородной магистрали 1^ый (управляет работой кислородного клапана) (ВК-1); вентиль парогазогенератора 2^ой (ВП-2); вентиль парогазогенератора 3^ий (электрогидроклапан) (ВП-3); вентиль парогазогенератора 4^ый электропневмоклапан) (ВП-4); предварительный спиртовый клапан (ПСК); главный спиртовый клапан (ГСК); главный кислородный клапан (ГКК); контакт кислородный 1^ый (КК-1); клапан главной ступени (КГС)

Давление в спиртовом насосе :

на входе — 1,5 атмосферы; на выходе — 35 атмосфер.

Камера сгорания :

состоит из : головки, камеры горения и сопла.

1). В головке располагается 18 предкамер.

Предкамера имеет пять (5) рядов спиртовых форсунок — (1^й, 3^й, 5^й ряды - это центробежные форсунки, а 2^й и 4^й ряды — это струйные форсунки);

и — один (1) распылитель кислорода.

Предкамера служит для подготовки горючей смеси.

2). Камера горения имеет систему охлаждения комбинированного типа : наружное и внутреннее.

Наружное обеспечивается двойными стенками камеры.

Внутреннее охлаждение создается тремя поясами паровой завесы.

Каждый пояс представляет собой щель, в которую подводится спирт по дополнительному трубопроводу.

Сочетания охлаждений обеспечивает теплостойкость стенок каморы.

Камера по конструкции — имеет двойные стенки, между которыми имеются кольцевые связи (вместо точечных связей).

Турбо-насосный агрегат — подает 173 кг. топлива в секунду (103 кг. кислорода и 70 кг. спирта).

Турбина — двухступенчатая. Мощность турбины — 1.000 лошадиных сил. Число оборотов — 5.000 в минуту.

Давление на выходе — 39 атм; на входе — 1,5 атм.

Давление в кислородном насосе : на входе — 2,5 атм;

                                                          на выходе — 27 атм, (27 а.)

Паро-газо генератор — служит для выработки парогаза; является рабочим телом для турбины.

Состоят из :

бака для перекиси водорода; реактора; редуктора давления; клапана главной ступени; клапана конечной ступени; клапана дренажа и надува; клапана управляющего клапаном главной ступени; арматуры и трубопроводов.

В баке помещается 300 кг. перекиси водорода (80% концентрации).

В реакторе помещается сухой катализатор марки "Ж-30-С", который представляет собой смесь : железных опилок, соды и серы. Эта смесь пропитана раствором перманганат — KMnO, (до 65% концентрации).

Реакция разложения в реакторе :

Если tº перекиси будет выше расчетной, то увеличивается количества тепла; тоже самое если концентрация перекиси выше расчетной.

tº парогаза определяется начальной tº перекиси и ее концентрацией.

Повышение tº парогаза приведет к повышению давления.

Мощность турбины определяется не только расходом парогаза но и перепадом давления.

Не только давление за редуктором влияет на тягу, но и химические изменения, происходящие в реакторе, влияют на тягу. Отсюда необходима настройка реактора с помощью редуктора.

Клапаны автоматики в ракете :

а). Главный спиртовый клапан; нормально-клапан открыт на предварительную ступень — тяга на 400 кг.

Для закрытия клапана необходимо подать сжатый воздух через электропновмоклапан (ВС-2).

Во время работы двигателя клапан открывается на главную и конечную ступень под давлением спирта.

б). Главный кислородный клапан — стоит на выходе кислородного насоса.

В исходном положении обеспечивает проход кислорода в камеру сгорания.

При работающем насосе клапан открывается давлением жидкости.

Для закрытия клапана необходимо подать в его полость сжатый воздух через электропневмоклапан — ВК-1.

в). Предварительный спиртовый клапан; нормально —- клапан закрыт. Для открытия клапана необходимо подать сжатый воздух через электропневмоклапан — ВС-1.

Жидкостное зажигательное устройство (ЖЗУ) состоит из :

Первого огневого сигнализатора (1-ОС);

второго огневого сигнализатора (2-ОС);

пиропатрона;

двух реле давления — КК-2 и КК-3 — (контакты кислородные 2 и 3).

Работа автоматики двигательной
установки при пуске ракеты "Р-2".

Пуск ракеты осуществляется последовательным нажатием двух кнопок :

"Дренаж" и "Главная" (на пульте управления).

При подаче команды "Дренаж" срабатывают ВК-2 и ВК-3. Клапан ВК-2 закрывается, в результате закрывается дренажный клапан кислородного бака. При открытии ВК-3 начинается наддув кислородного бака сжатым воздухом. При давлении в баке, равном 0,9 избыточной атмосферы — замыкается контакт КН-2. При давлении в баке — 1,5 избыточн. атм. — размыкается КК-3. В результате закрывается клапан ВК-3 и прекращается наддув кислородного бака. Одновременно с этим подается напряжение на клапан ВС-1 и в результате открывается предварительный спиртовый клапан.

Одновременно подается напряжение на пиропатроны Ж.З.У.

Пиропатроны срабатывают и дают луч пламени, который пережигает 1^й огневой сигнализатор (или сигнализатор воспламенения).

При перегорании 1^го огневого сигнализатора срабатывают два клапана : ВК-1 и ВС-5.

При срабатывании ВС-5 спирт из бачка Ж.З.У. начинает подаваться в камеру сгорания.

[tº пламени 1^го огневого сигнализатора равна 200°С;

tº пламени 2^го огн.сигн.= 700°С ]

При срабатывании ВК-1 открывается главный кислородный клапан (ГКК). Кислород начинает самотоком поступать в камеру сгорания. Туда же подается спирт из Ж.З.У.; начинается горение топлива. tº в камере достигает 700°С — горит при этом 2^ой огневой сигнализатор. В результате срабатывает клапан ВС-2 (который срабатывает после замыкания контакта КК-1, последний находится внутри главного кислородного клапана. В результате срабатывания ВС-2 — открывается главный спиртовый клапан и спирт самотоком поступает в камеру сгорания. Двигатель начинает работать на предварительной ступени с тягой около 400 кг.

Обычно, через 5 секунд после этого подается следующая команда — "Главная".

Работа двигателя по команде "Главная".

При подаче этой команды отделяется отрывной штепсель (Ш.О.), связывающий ракету с наземной кабельной сетью, однако связь с землей полностью не прекращается, т.е. остается включенным, штепсель аварийного выключения двигателя. На все клапаны парогазогенератора напряжение подается одновременно (ВП-2; ВП-3; ВП-4).

В результате начинается наддув бака; открывается клапан главной (ступени; перекись поступает в реактор — начинает работать турбо-насосный агрегат (ТНА); создается тяга — двигатель выходит на главную ступень. Происходит закрытие клапанов пневмощитка. Прекращается работа Ж.З.У.

Работа двигателя во время полета ракеты.

Полет ракеты начинается с момента когда тяга двигателя станет равной собственному весу ракеты. Через 1-2 секунды ракета отрывается от стола. Тяга максимальной величины (37 тонн) достигнет на полете. В момент отрыва ракеты от стола разъединяется штепсель аварийного включения двигателя (АВД) и рвется 6^и-конечное соединение. Замыкается контакт подъема и начинают работу программный токораспределитель и интегратор продольных ускорений. До 4^ой секунды у ракеты происходит вертикальный подъем. С 4^ой секунды по 68^ю секунду выполняется программа гирогоризонта, т.е. ракета летит по определенной кривой. На 7^й секунде начинает работать система боковой радио-коррекции. На 25 секунде меняется режим наддува спиртового бака. Вместо наддува естественных потоков воздуха, начинается наддув с помощью двухбаллонной батареи. С целью повышения точности работы системы управления, выключение двигателя производится в 2^е ступени. Если ракета идет на увеличение скорости и в это время произойдет выключение двигателя, то происходит разброс по скорости. Надо чтобы двигатель набрал заданную скорость (или максимальную) тогда и надо выключать двигатель. При этом разброс будет близким к 0. [ Имеется прибор изменения скорости полета ракеты — ИПУ ] Когда скорость будет близка к заданной, срабатывает реле предварительной команды; закрывается : клапан ВП-4 и клапан главной ступени; в результате уменьшается расход перекиси, уменьшается число оборотов турбины и тяга двигателя падает до 10 тонн. Когда скорость ракеты будет равна заданной, сработает реле выключения двигателя. При этом закроются все клапаны; в результате чего прекратится подача топлива в камеру сгорания и подача паро-газа на турбину. Турбонасосный агрегат начнет останавливаться. Спиртовый насос подает в этот момент спирт в рубашку охлаждения, и оттуда в циркуляционную магистраль. Кислородный насос работает сам на себя. В камеру сгорания топливо не поступает. Через 65 секунд после подачи команды "Главная" сработает реле выключения двигателя (предварительная команда) и еще через 5 секунд — главная команда на выключение двигателя.

Происходит отделение боевой части. С этого момента начинается взведение взрывателей и заканчивается это взведение на 200^й секунде, если стреляют на полную дальность; и на 140^ой секунде — если стреляют на минимальную дальность.

До конца полета корпуса ракеты (без боевой части) под напряжением остаются клапаны: ВП-2; ВС-3; ВС-4. При падении корпуса на грунт — срабатывает система подрыва корпуса.

В момент выключения двигателя прекращается работа всех приборов системы управления, в том числе приемника боковой радиокоррекции. На высоте 40 — 45 км. рули перестают работать, т.е. 10% дальности обеспечивается управлением, .а 90% Д. — ракета летит как неуправляемая. (Угол падения боевой части равен ~ 60°).

[ При АВД (аварийном выключении — обесточивается вся электрическая схема (все клапаны закрываются)]

Подготовка ракеты "Р-2" на технической позиции

Существуют две позиции: техническая и стартовая.

Задачи :

1). Проверить общее техническое состояние ракеты (укомплектованность, отсутствие вмятин, электромонтаж).

2). Проверить техническое состояние приборов управления и взрывных устройств.

3). Проверить систему управления и автоматику двигательной установки.

4). Произвести подготовку аккумуляторные батарей.

5). Сделать заключение о пригодности данной ракеты к предстартовому испытанию.

На технической позиции развертывается два пункта (на каждом по 1^й палатке) проверки и ремонтная мастерская с зарядно-аккумуляторной станцией.

Работу на пункте проверки производит отделение технической батареи. (Отделение состоит из 2^х расчетов).

Расчет автономных испытаний приборов системы управления и взрывательных устройств — 11 человек;

Расчет горизонтальных испытаний ракеты — 18 человек.

Объем работ на пункте проверки :

а). развертывание и подготовка оборудования к проверкам;

б). автономные проверки приборов управления и взрывных устройств;

в). горизонтальные-испытания ракеты.

Автономные проверки системы управления включают в себя : (на технической позиции)

1). Определение токов трогания рулевых машинок.

2). Проверку цепей синхронизации рулей N2 и N4 — (II и IV).

3). Проверку цепей, автомата стабилизации.

4). Проверку программы ПТР и БПУ.

5). Проверку цепей интегратора.

6) Проверку цепей перехода с наземного на бортовое питание.

(Вместо гироприборов подключают эквивалент; вместо интегратора — также эквивалент).

Проверка наземной испытательной аппаратуры производится с помощью эквивалента бортовой сети (ЭБС).

Горизонтальные испытания включают :

(на технической позиции).

1). Проверку герметичности кислородной и спиртовой системы;

2). Автономную проверку автоматики двигательной установки;

3). Автономную проверку системы управления.

4). Комплексные проверки.

5). Заключительные операции.

Горизонтальные испытания особо выделяют две генеральные проверки : (на стартовой позиции)

1^я генеральная проверка : проверка системы управления и автоматики двигательной установки при иммитации выстрела.

2^я генеральная проверка : проверка системы управления автоматики двигательной установки с выключением двигателя по АВД (аварийное выключение двигателя).

Автономная проверка системы управления при горизонтальных испытаниях включает 7 проверок : (на стартовой позиции)

1^я проверка : проверка напряжения преобразователей и ВКН;

2^я проверка : проверка интегратора (проверка срабатывания магнитного реле и идентичности работы интегратора) — зарядка на 60 секунд и разрядка одинарным током — 4 раза заряжается и разряжается, т.о. проводится 4 цикла (6070,3").

3^я проверка : проверка определения токов компенсации самохода рулевых машинок (механического самохода и электрического самохода).

4^я проверка : проверка синхронизации рулей II и IV.

5^я проверка : проверка цепей автомата стабилизации.

6^я проверка : проверка БПУ (бортового пневмо-устройства) с помощью эквивалента передающего устройства (ЭПУ-2).

7^я проверка : проверка обогрева редуктора. ПГГ — парогазогенератора.

Эту, вторую проверку системы управления (т.е. ее повторяют) производят как правило на стартовой позиции.

Подготовка ракеты "Р-2" на стартовой позиции.

Задачи :

1). Произвести монтаж взрывных устройств и стыковку боевой части с корпусом.

2). Проворить состояние системы управления и автоматики двигательной установки.

3). Заправить ракету (изделие) компонентами топлива.

4). Настроить интегратор.

5). Навести ракету на цель.

6). Произвести выстрел.

Для выполнения этих задач на стартовой позиции развертывают пункт монтажа и перегрузки и стартовую площадку.

Подготовка ракеты на пункте монтажа и перегрузка выполняется —

1). Монтажным отделением стартовой батареи — в отделении 12 человек расчета и 1 офицер.

На стартовой позиции находятся еще три отделения стартовой батареи;

2). Стартовое отделение стартовой батареи — 21 человек расчета и 2 офицера;

3). Двигательное отделение — 15 человек расчета и 3 офицера;

4). Электроогневое отделение — 16 человек расчета и 4 офицера.

Подготовка ракеты на стартовой позиции включает :

а). развертывание оборудования и подготовка к проверкам;

б). автономную проверку системы управления;

в). настройку интегратора;

г). 1^ю и 2^ю генеральные проверки;

д). заправку ракеты рабочими компонентами;

е). наведение ракеты на цель;

ж). заключительные операции и выстрел.

Заправка ракеты рабочими компонентами.

Последовательность заправки : спирт — кислород — перекись водорода.

Около ракеты устанавливаются три автозаправщика "8Г14"; две цистерны заправщиков "8Г15"; подогреватель заправщика перекиси "8Г24".

Заправка спиртом.

Открывается предварительный спиртовой клапан.

Включаются насосы 2^х автозаправщиков.

Устанавливается давление 2-2,5 атмосферы.

После, заправляют 800 - 1.000 литров спирта; проверяют нет-ли течи. После включают 3^й автозаправщик.

Заправка кислородом.

Перед заправкой охлаждают шланги и кислородный бак ракеты.

Повышают давление с 0,9 до 2-2,2 атмосфер.

Когда в 1^ой цистерне заправщика останется до 1.000 кг. кислорода — включают 2^ю цистерну. После заправки 8.800 кг. — понижают давление во 2^ой цистерне до 1,1 - 1,5 атмосфер.

Заправку продолжают до перелива через дренажный клапан, после сбрасывают давление и закрывают наполнительный клапан.

[ Бригада "Р-2" имеет возимый запас кислорода равный 175 тонн. Этого количества хватает для заправки 14 ракет ]

Заправка порокисью водорода.

Перекись водорода при t° ниже +25° подогревают горячей водой до +30° .

При t° свыше 40° производят охлаждение перекиси холодной водой. При t° окружающей среды ниже -10°, производят подогрев торового баллона горячим воздухом.

После окончания заправки ракеты перекисью подключают ПУВ-1 и ПУВ-2 к ракете.

Заключительные операции включают :

1). Проведение контрольной проверки системы управления.

2). Наводку ракеты в цель; контроль наводки.

3). Подключений ЖЗУ.

4). Пуск ракеты.

Контроль проверка системы управления слагается из прогона рулевых машин; проверки БПУ; усреднения зоны тока трогания рулевых машин.

Перед прогоном рулевых машин включают умформеры. Поочередно нажимают кнопки : ±"тангаж" и ±"рыскание".

Проверка БПУ заканчивается в определении командных токов по mA при отсутствии сигналов. Величина командного тока должна быть не более ±3 mA.

Осереднение зоны токов трогания рулевых машин делается для выравнивания токов трогания в обе стороны.

После, ракету наводят на цель. Подключают ЖЗУ. Закрывают люки. Рули устанавливают на фиксаторы пускового стола. Все уходят в укрытие. Докладывают о готовности командиру дивизиона. Дается команда на пуск ракеты.

Схема испытаний :

Разное :

[ к ракете "Р-2" ]

1). Метода управления полета ракеты с помощью радио-средств :

          а). БРК — боковая радиокоррекция для удержания ракеты в плоскости стрельбы — "Р-2".

          б). СУД — система управления дальностью.

          в). РКТ — радио-контроль траектории.

          г). СТК — система телоконтроля.

2). БРК: — бортовая радио-аппаратура на ракете "Р-2" и наземная аппаратура в 20-60 км. сзади пускового стола с ракетой "Р-2".

Используются ультракороткие волны длиной до 10 метров. Наши системы работают на волне длинной равной 3 метрам (100 мгц), имея 8 рабочих волн.

В системе БРК используются две одинаковых антенны, разнесенные на 100 метров друг от друга. Длина лепестка излучающей антенны равна 100 км. Антенны питаются одновременно током, который находится в фазе (т.е. два источника).

Поворот лепестка осуществляется сдвигом фазы; угол равен 120°.

Полный период равен 50 периодам в секунду — это частота модуляции, т.е. 50 раз в секунду меняется отставание опережающих фаз. Амплитудная модуляция является "окраской" каждого лепестка. Для каждого лепестка своя модуляция.

3). Дивизион "Р-1" и "Р-2" состоит из 2^х стартовых батарей и 3^х технических батарей. В каждой стартовой батарее по 1^х (одному) пусковому столу. Залп дивизиона равен 2 ракетам. Скорострельность : 5 ... 6 часов — 1 пуск.

4). На полную геодезическую подготовку стрельбы требуется для "Р-1" и "Р-2" — 4 - 5 суток.

5). Высота траектории в управляемых ракетах — от 77 до 160 км.

Высота активного участка от 32 до 45 км.

=== Ракета "Р-2" производится в настоящее время в больших количествах. Способ производства — конвейеризационный.

=== Ракеты : "Р-5"; "Р-7" и "Р-9" — по устройству очень схожы (имеют большое сходство) с устройством ракеты "Р-2" и отличаются только большими размерами (чем "Р-2") и большими дальностями полета.