На главную сайта   Все о Ружанах

ИСТОРИЯ 50-й РАКЕТНОЙ АРМИИ
I. СОЗДАНИЕ И СТАНОВЛЕНИЕ (1959-1964 гг.)

Назад.

Оглавление.

Далее.

Приложения.

* * *

Баллистическая ракета дальнего действия Р-1 (8А11)
(SS-1. Scunner).

 

...

Ракета Р-1 — одноступенчатая тактическая баллистическая ракета (баллистическая ракета дальнего действия). Разработана в НИИ-88 под руководством С.П. Королева. Главный конструктор — А.П. Щербаков. Разработка начата 14 апреля 1948 года. Испытания на полигоне Капустин Яр проводились с 17 сентября 1948 года по октябрь 1949 года. Комплекс принят на вооружение 25 ноября 1950 года.

Маршевый однокамерный ЖРД РД-100 (8Д51) создан в ОКБ-456 под руководством В.П. Глушко. Компоненты топлива — этиловый спирт и жидкий кислород. Комплекс наземных средств разработан в ГСКБ Спецмаш под руководством В.П. Бармина. Стартовое устройство — стационарный наземный стол. Способ старта — газодинамический (старт осуществлялся за счет маршевого двигателя). Система управления — автономная, инерциальная. Разработана в НИИ-885 под руководством Н.А. Пилюгина и в НИИ-944 под руководством В.И. Кузнецова. Транспортные агрегаты ракетного комплекса спроектированы Московским КБТМ под руководством А. Гуревича. Установщик ракеты разработан в ЦКБ тяжелого машиностроения под руководством Н. Лейкина. Топливные баки подвесные (ненесущие). Органы управления — воздушные и газоструйные рули. Ракета имела моноблочную неядерную неотделяемую в полете головную часть.

В состав ракетного комплекса Р-1 входили двадцать транспортных единиц, агрегатов и систем наземного оборудования. Перед пуском ракеты в бак с перекисью водорода подавался катализатор. В результате реакции образовывался парогаз, под давлением поступавший в турбонасос двигателя. Раскручиваясь, турбонасос подавал в камеру сгорания компоненты топлива — этиловый спирт и жидкий кислород. Воспламенение образовавшейся топливной смеси осуществлялось с помощью пиротехнического устройства.

Для работы ракеты требовались четыре жидких компонента — этиловый спирт (горючее), жидкий кислород (окислитель), перманганат натрия (катализатор) и перекись водорода (пусковое горючее). Ракета не могла храниться в заправленном состоянии, и необходимо было размещать емкости для жидких пожароопасных веществ неподалеку от боевых стартовых позиций.

Комплекс Р-1 имел техническую и стартовую позиции. На технической позиции ракета могла храниться в палатке или легком защитном сооружении. Общее время подготовки ракеты к старту — 6 часов. Из них 2 часа занимала подготовка на технической позиции и 4 часа — на стартовой позиции. Радиус разрушения городских зданий при попадании ракеты не превышал 25 метров. Круговое вероятное отклонение Р-1 от цели при полете на максимальную дальность составляло 1 500 метров.

Первые ракеты Р-1 изготавливались на Опытном заводе НИИ-88 в Подлипках. Серийное производство ракет Р-1 и двигателей РД-100 было развернуто в ноябре 1952 года на Государственном союзном заводе № 586 в Днепропетровске.

 

Тактико-технические характеристики

 

Максимальная дальность стрельбы, км

 270

Максимальная стартовая масса, т

 13,4

Сухая масса ракеты, т

 4

Масса головной части, т

 1

Масса боевого заряда обычного взрывчатого вещества, кг

 785

Масса топлива, т

 8,5

Длина ракеты, м

 14,6

Максимальный диаметр корпуса, м

 1,65

Тяга маршевого двигателя у земли, тс

 27

Тяга маршевого двигателя в пустоте, тс

 31

Удельный импульс тяги маршевого двигателя у земли, кгс•с/кг

 199

Удельный импульс тяги маршевого двигателя в пустоте, кгс•с/кг

 232

Время работы маршевого двигателя, с

 206

Масса маршевого двигателя, кг

 885

* * *

Одноступенчатая баллистическая ракета
дальнего действия Р-2. 8Ж38 (SS-2 Sibling).

 

Ракета Р-2 — оперативно-тактическая баллистическая ракета, создана в НИИ-88 под руководством С.П. Королева. Разработка начата 14 апреля 1948 года. Испытания проводились на полигоне Капустин Яр с 21 сентября 1949 года по июль 1951 года. Комплекс принят на вооружение 27 ноября 1951 года.

Маршевый однокамерный ЖРД РД-101 (8Д52) разработан в ОКБ-456 под руководством В.П. Глушко. Компоненты топлива — этиловый спирт и жидкий кислород. Комплекс наземных средств создан в ГСКБ Спецмаш под руководством В.П. Бармина. Стартовое устройство — стационарный наземный пусковой стол. Способ старта — газодинамический. Транспортные агрегаты ракетного комплекса разработаны Московским КБТМ под руководством А. Гуревича. Установщик разработан в ЦКБ тяжелого машиностроения под руководством Н. Лейкина. Автономная инерциальная система управления разработана в НИИ-885 под руководством Н.А. Пилюгина и в НИИ-944 под руководством В.И. Кузнецова. Система радиокоррекции спроектирована под руководством главного конструктора М. Борисенко. Органы управления ракеты — воздушные и газоструйные рули. Бак горючего — несущий, бак окислителя — подвесной. Ракета имела моноблочную неядерную отделяемую в полете головную часть.

Серийное производство ракет Р-2 и двигателей РД-101 развернуто на Государственном союзном заводе № 586 в Днепропетровске в июне 1953 года.

Тактико-технические характеристики

 

Максимальная дальность стрельбы, км

 600

Максимальная стартовая масса, т

 20,4

Масса головной части, т

 1,5

Масса боевого заряда обычного взрывчатого вещества, кг

 1008

Масса топлива, т

 14,5

Длина ракеты, м

 17,7

Максимальный диаметр корпуса, м

 1,65

Тяга маршевого двигателя у земли, тс

 37

Тяга маршевого двигателя в пустоте, тс

 41

Удельный импульс тяги маршевого двигателя у земли, кгс•с/кг

 210

Удельный импульс тяги маршевого двигателя в пустоте, кгс•с/кг

 237

Масса маршевого двигателя, кг

 1178

 

* * *

 

Одноступенчатая баллистическая ракета средней дальности
Р-5М 8К51 (SS-3, Shyster).

Р-5М — (баллистическая ракета дальнего действия). Разработана в ОКБ-1 под руководством С.П. Королева. Ведущий конструктор Д.И. Козлов. Разработка начата 10 апреля 1954 года. Испытания проходили на полигоне Капустин Яр с 20 января 1955 года по февраль 1956 года. Ракета принята на вооружение 21 июня 1956 года.

Маршевый однокамерный двигатель РД-103М создан в ОКБ-456 под руководством В.П. Глушко. Наземный стартовый комплекс разработан в ГСКБ Спецмаш под руководством В.П. Бармина. Транспортные агрегаты разработаны в КБТМ под руководством В. Петрова. Установщик ракеты спроектирован в ЦКБ ТМ под руководством Н.А. Кривошеина. Автономная инерциальная система управления разработана в НИИ-885 под руководством М.С. Рязанского и Н.А. Пилюгина, и в НИИ-944 под руководством В.И. Кузнецова. Система радиоуправления разработана в НИИ-20 под руководством Б.М. Коноплева. Органы управления — воздушные и газоструйные рули. Ракета имела моноблочную ядерную отделяемую в полете головную часть. Атомный боезаряд разработан в Арзамасе-16 под руководством С.Г. Кочарянца. Средства подрыва атомного боезаряда созданы в Московском Филиале № 1 (ныне — ВНИИ автоматики имени Н.Л. Духова) КБ-11 (Арзамас-16) под руководством Н.Л. Духова и В. Зуевского.

 

Тактико-технические характеристики

 

Максимальная дальность стрельбы, км

1200

Максимальная стартовая масса, т.

29,1

(по другим данным, т).

28,61

Точность стрельбы (КВО), м

3700

(предельное отклонение)

6000

Вероятное отклонение от цели, км

 

 — по дальности

±1,5

 — боковое

±1,25

Тип головной части

ядерная,8К62,
в последующ.
термоядер.

Мощность ядерного боезаряда, Мт

 

 — вариант 1

0,04-0,05

 — вариант 2

0,3

 — вариант 3

1,0

Масса головной части, т

1,35-1,4

Масса незаправленной ракеты, т

4,39

Стартовая масса, т

28,4-28,61

Масса топлива,
перекиси водорода
и сжатого воздуха, т

24,9

в том числе: масса жидкого кислорода, т

13,99

масса этилового спирта, т

10,01

Длина ракеты, м

20,75-20,8

Максимальный диаметр корпуса, м

1,652

Размах стабилизаторов, м

3,452

Скорость ракеты в момент
выключения двигателя, м/с

3016

Вершина траектории, км

304

Время полета до цели, с

637

Тяга маршевого двигателя у земли, тс

43,86-44,0

Тяга маршевого двигателя в пустоте, тс

51

Удельный импульс тяги
маршевого двигателя у земли, кгс•с/кг

219

Удельный импульс тяги
маршевого двигателя в пустоте, кгс•с/кг

243

Давление в камере сгорания, кг/см²

24,4

Время работы двигателя, с

115,4

Масса маршевого двигателя, кг

870

 

* * *

Стратегический ракетный комплекс
средней дальности с ракетой Р-12 (8К63) (SS-4, Sandal).

 

Р-12 — одноступенчатая баллистическая ракета средней дальности для наземных стартовых комплексов. Разработана в ОКБ-586 под руководством М.К. Янгеля. Разработка в НИИ-88 начата в 1951 г. и передана в Днепропетровск 13 февраля 1953 года. Работа в ОКБ-586 под его руководством продолжена с 9 июля 1954 года. Постановление правительства о разработке ракеты принято 13 августа 1955 года. Испытания на полигоне Капустин Яр проходили с 22 июня 1957 года по 27 декабря 1958 года. Комплекс принят на вооружение 4 марта 1959 года. В сентябре 1959 года произведен первый испытательный пуск ракеты из экспериментальной ШПУ на полигоне Капустин Яр. Комплекс поставлен на боевое дежурство 15 мая 1960 года.

 

Тактико-технические характеристики

 

Максимальная дальность, км

2100

Точность стрельбы (КВО), км

1,1-2,4

(предельное отклонение)

5,0-5,4

Мощность ядерного б/заряда, Мт

 

 — легкий боевой блок

1,0-1,3

 — тяжелый боевой блок

2,0-2,3

Стартовая масса ракеты, т

41,7-42,2

Сухая масса ракеты без ГЧ, т

3,15

Масса головной части, т

 

 — легкая ГЧ

1,3-1,4

 — тяжелая ГЧ

1,63

Забрасываемая масса, т

1,63

Масса системы управления, кг

430

Масса топлива, т

37

 — горючего (ТМ-185)

7,3

 — окислителя (АК-27И)

29,065

Длина ракеты, м

 

 — полная

22,1-22,77

 — без головной части

18,4-18,6

Наибольший диаметр ракеты, м

1,652

Тяга двигателя у земли, тс

65

Тяга двигателя в пустоте, тс

73

Удельный импульс тяги
маршевого двигателя у земли, кгс•с/кг

230

Удельный импульс тяги
маршевого двигателя в пустоте, кгс•с/кг

259

Давление в камерах сгорания, атм

44,5

Время работы двигателя, с

140

Масса маршевого двигателя, кг

645

Ракета Р-12 (Р-12У) была оснащена ядерным зарядом и предназначена для поражения стратегических объектов на средних дальностях с высокой эффективностью поражения слабозащищенных целей площадью 100 км².

Ракета Р-12 (Р-12У) одноступенчатая, топливные баки несущей конструкции. В целях улучшения стабилизации ракеты в полете впервые бак окислителя был расположен впереди бака горючего и разделен на две части промежуточным днищем для первоначальной выработки окислителя из нижней его части. Наддув бака окислителя осуществлялся парогазом, образующимся от разложения перекиси водорода, а бак горючего и перекиси — сжатым воздухом из торового баллона ракеты.

Способ старта газодинамический. В ракете Р-12 было применено высококипящее несамовоспламеняющееся топливо (окислитель — азотная кислота и углеводородное горючее, для начального воспламенения топлива — пусковое горючее ТГ-02). Ракета имела моноблочную ядерную отделяемую в полете головную часть. Отделение головной части ракеты осуществлялось с помощью пневматического толкателя после разрыва пироболтов.

Двигательная установка Р-12 была выполнена в виде блока из четырех камер ЖРД с одним турбонасосным агрегатом (ТНА). Рабочее тело ТНА — парогаз от разложения перекиси водорода (продукт 030) под действием катализатора. Обороты ТНА — регулируемые с помощью гидроредуктора. Маршевый ЖРД-214 (8Д59), спроектирован ОКБ-456 главным конструктором В.А. Витка под руководством В.П. Глушко. Система управления ракеты — автономная аналогового типа, с использованием приборов нормальной и боковой стабилизации центра масс, системы регулирования кажущейся скорости и автомата управления дальностью на основе электролитического интегратора.

Приборный состав системы управления ракеты:

автомат стабилизации центра масс (угловой, нормальной и боковой стабилизации): гироприборы (гирогоризонт 8Л251, гировертиканты 8Л252 и 8Л253), усилитель-преобразователь 8Л254, измеритель-преобразователь нормального ускорения 8Л317 (2 шт.), усилитель нормальной стабилизации 8Л318, измеритель-преобразователь бокового ускорения 1В-142 (установлены на внешних рамках гировертикантов 8Л252 и 8Л253) — 2 шт., рулевые машинки 8Л242 (4 шт.), бортовой щиток регулировок потенциометров обратной связи 8Л127;

система регулирования кажущейся скорости: датчик регулятора скорости (ДРС) 8Л316, релейный усилитель 8Л319, привод импульсный регулятора скорости (ПИРС) 8Л61 с точным воздушным редуктором;

автомат управления дальностью: 5 комплектов приборов 8Л320. 8Л320 состоял из измерительно-преобразовательной головки 8Л321, усилителя 8Л322, и блока электролитических элементов 8Л323;

система аварийного подрыва АПР: высотное реле 8В56 (8В511) — 2 шт., программный распределитель команд 8В513, блок подрыва 8В512;

система питания: бортовая аккумуляторная батарея 8Л045м (2 шт.), умформеры УФ-111м — 4 шт., умформер УФ-6м (для системы РКС) — 1 шт., главный распределитель 8Л214, силовой распределитель 8Л125, программный токораспределитель команд 8Л123 (2 шт.), бортовая кабельная сеть 8Л126.

Прицеливание ракеты осуществлялось оптическими приборами связи с базовым направлением путем поворота стартового стола.

Ракета имела четыре стабилизатора. Управление ракетой в полете осуществлялось с помощью газовых графитовых рулей, устанавливаемых в соплах.

Стартовое устройство — наземная пусковая установка — разработано в ГСКБ Спецмаш под руководством В.П. Бармина.

 

* * *

Ракетный комплекс средней дальности
с ракетой Р-14, 8К65 (SS-5. Skean).

 

Ракета 8К65 (Р-14) — одноступенчатая баллистическая ракета средней дальности с несущими топливными баками для наземных стартовых комплексов. Создана в ОКБ-586 под руководством М.К. Янгеля. Разработка комплекса была задана Постановлением СМ СССР от 2 июля 1958 года, в котором была определена дальность стрельбы в 3600 км. В декабре 1958 года был разработан эскизный проект ракеты и комплекса. 28 марта 1960 года начались огневые испытания ракеты в НИИ-229 (г. Загорск). Комплекс проходил летные испытания с 6 июля 1960 г. по 15 февраля 1961 г. на ГЦП № 4 в Капустном Яре. Комплекс принят на вооружение 24 апреля 1961 года (по другим данным — в мае 1961 года). В сентябре 1962 года проведены испытания Р-14 с ядерным боезарядом. Комплекс поставлен на боевое дежурство в декабре 1962 года.

Маршевый двигатель РД-216 (8Д514), состоящий из двух двухкамерных модулей РД-215 (8Д513), разработан в ОКБ-456 под руководством В.П. Глушко. Компоненты топлива — горючее несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и окислитель азотная кислота (АК-27И), которые воспламенялись при взаимном контакте.

Система управления автономная инерциальная. Органы управления — газоструйные рули. Способ старта ракеты — газодинамический. Ракета имела моноблочную ядерную отделяемую в полете головную часть.

Стартовый комплекс спроектирован в ГСКБ Спецмаш под руководством В.П. Бармина.

Производство ракеты было развернуто на Государственном союзном заводе № 586 в Днепропетровске и Красноярском машиностроительном заводе № 1001.

Тактико-технические характеристики

 

Дальность стрельбы, км

 

 — с легким блоком

4500

 — с тяжелым блоком

3200-3700

Точность стрельбы (КВО), км

1,25-1,9

(предельное отклонение)

5.0

Мощность заряда, Мт

 

 — легкого блока ГЧ

1,0

 — тяжелого блока ГЧ

2,0-2,3

Масса ГЧ, кг

 

 — легкого блока

1300-1500

 — тяжелого блока

2155

Стартовая масса, т

86,3-87

Сухая масса ракеты без ГЧ, т

5,2

Масса топлива, т

79,2

Полная длина ракеты, м

24,3-24,4

Длина ракеты без ГЧ, м

21,6

Диаметр корпуса, м

2,4

Наибольший диаметр
заднего торца хвостового отсека, м

2,8

Тяга на земле, тс

151

Тяга в пустоте, тс

171

Удельный импульс у земли, кгс/кг

243

Удельный импульс в пустоте, кгс/кг

285

Время работы, с

131-170

Давление в камере сгорания, кгс-см

3 75

Масса, кг

1350

Продолжительность работы, с

130

Маршевый двигатель РД-216 состоял из двух идентичных двигательных блоков 8Д513, объединенных рамой крепления с корпусом и имеющих общую систему запуска, каждый из которых имел две камеры сгорания, турбонасосный агрегат (ТНА), газогенератор, работающий на основных компонентах топлива и систему автоматики.

В магистралях каждого из компонентов ракетного топлива также впервые были установлены мембранные клапаны, отделяющие ракетный двигатель от топливных баков, что позволяло длительное время держать ракету в заправленном состоянии. Наддув бака «О» осуществлялся воздухом, бака «Г» — азотом. Топливные баки ракеты выполнены из прессованных оребренных панелей.

Впервые ТНА работал на основных компонентах топлива, что позволило отказаться от использования перекиси водорода и упростить эксплуатацию ракеты. ТНА содержал два топливных шнекоцентробежных насоса с двусторонними входами и осевую двухступенчатую активную турбину, расположенных на двух валах.

Газ для привода ТНА вырабатывался в газогенераторе за счет сжигания небольшой части топлива с избытком горючего. Отработанный газ турбонасосным агрегатом выбрасывался через специальное сопло.

Агрегаты автоматики срабатывали от электро — и пирокоманд, а также управляющего давления азота, который поступал к редуктору из бортовых баллонов. ЖРД регулировался по тяге изменением расхода топлива через газогенератор, по соотношению компонентов топлива — изменением расхода окислителя. Управление вектором тяги производилось при помощи газовых рулей.

Камеры сгорания ЖРД паяносварной конструкции с внутренним и регенеративным охлаждением. Корпус камеры образован двумя оболочками — огневой бронзовой стенкой и стальной рубашкой, которые соединены через гофрированные проставки.

Запуск ЖРД — одноступенчатый, с первоначальной подачей компонентов в газогенераторы блоков из двух пусковых бачков путем их вытеснения азотом через наземный стартовый пневмощиток.

Регулирование тяги в полете осуществлялось одновременным изменением подачи в газогенераторы обоих компонентов при сохранении их соотношения и стабилизации температуры генераторного газа. Оно проводилось гидроредукторами окислителя и горючего, управление которыми обеспечивали синхронно перенастраиваемые от системы РКС азотные редукторы каждого блока. Синхронизация опорожнения баков ступени осуществлялась регулятором давления окислителя на входе в двигатель. Выключение ЖРД — двухступенчатое. Сначала прекращалась работа газогенераторов, затем отсекалась подача компонентов в камеры с одновременным дренажем горючего из трактов их охлаждения. Большинство агрегатов автоматики двигателя имело дублированный пиротехнический привод.

8К65 имела автономную инерциальную систему управления аналогового типа. Впервые была применена гиростабилизированная платформа (ГСП) с гироприборами, выполненными по шарикоподшипниковой технологии, с воздушным подвесом гироскопов, электромеханическими счетно-решающими приборами, что обеспечивало повышение точности попадания. Разработчик ГСП — НИИ-49. Для повышения точности отработки программы угла тангажа был применен генератор программированных импульсов. Управление ракетой осуществлялось с помощью газовых рулей. Для обеспечения устойчивости полета ракеты применялись аэродинамические стабилизаторы.

Прицеливание ракеты осуществлялось с помощью поворота пускового стола. В 1962-1963 годах на экспериментальных ракетах Р-14 испытывалась новая система управления с гиростабилизатором СТК, созданная в НИИ-885, произведено два пуска. Система управления позволяла производить разворот ракеты Р-14 в полете в плоскость стрельбы на угол 45 градусов. На серийных ракетах Р-14 эта замена не производилась.

Ракета 8К65 запускалась с наземного пускового устройства. Заправка и прицеливание ракеты осуществлялось после установки ее на пусковой стол. Конструкторам удалось достичь более высокой готовности ракеты к пуску по сравнению с ранее принятыми образцами ракет.

Ракета оснащалась моноблочной ядерной головной частью мощностью 1 Мт, которая отделялась в полете. Для того чтобы исключить соударение корпуса ракеты о головную часть в первые секунды после отделения, использовались три пороховых тормозных ракетных двигателя РДТТ 8Д81, включавшиеся в момент окончания работы маршевого ЖРД. Ракета имела системы аварийного подрыва ГЧ и выключения ДУ в случае значительного отклонения ракеты от заданной траектории полета.

24 апреля 1961 года на вооружение РВСН был принят наземный вариант ракетного комплекса Р-14.

 

 

* * *

 

Назад.

Оглавление.

Далее.

 

* * *
Яндекс.Метрика