На главную сайта   Все о Ружанах

РАКЕТНЫЕ СИСТЕМЫ РВСН. ОТ Р-1 - К ТОПОЛЮ-М

1. ЭТО НАЧИНАЛОСЬ ТАК

Назад.

Оглавление.

Далее.

Боевой ракетный комплекс средней дальности
с ракетой Р-14 (8К65) (SS-5, Skean) [54]

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 б 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.

1 января 1962 года на боевое дежурство заступили первые ракетные полки с ракетами Р-14 наземного типа в г. Глухов (Украина) и с РК Р-14 наземного и шахтного типа в 344 рп (г. Приекуле, Литва, в/ч 44008). Система заправки наземных ПУ в этом полку: на 1 и 2 ПУ – из подвижных заправщиков, на 3 и 4 ПУ – стационарная система заправки.

Из истории создания ракетного комплекса

Еще не завершилась программа летных испытаний комплекса Р-12, когда стало ясно, что необходимо создавать ракету, способную перекрыть весь диапазон средней дальности. Сведения о том, что в США проводятся испытания баллистических ракет с дальностью полета свыше 3000 км, только ускорили принятие соответствующего решения. 2 июля 1958 года ОКБ М.К. Янгеля получило правительственное задание на проектирование ракеты с дальностью полета 3600 км и более высокими, чем у Р-12 эксплуатационными характеристиками.

Конструкторский коллектив, накопивший к этому времени достаточный опыт, за два года смог с успехом решить поставленную задачу.

Разработка ракеты Р-14 в ОКБ-586 под руководством М.К. Янгеля была начата в соответствии с постановлением правительства от 2 июля 1958 года. Эскизный проект разработан в декабре 1958 года. Ракета должна была обладать дальностью стрельбы, достаточной для поражения любого военного объекта на территории Западной Европы, включая базы США в Испании.

«КБ Глушко специализировалось на мощных двигателях с использованием как криогенных компонентов на основе жидкого кислорода в качестве окислителя, так и высококипящих (т.е. жидких в нормальных условиях), долго хранимых. Несколько меньший удельный импульс тяги, обеспечиваемый высококипящими компонентами ракетного топлива, и свойственная им, как правило, токсичность, компенсировались при проектировании ряда комплексов такими положительными факторами, как возможность длительного пребывания ракет в заправленном состоянии, большая боеготовность, самовоспламенение компонентов... В конце пятидесятых годов по инициативе Глушко началось освоение нового азотсодержащего горючего: несимметричного диметилгидразина (НДМГ). С азотнокислотными двигателями это горючее обеспечивает на 6-8 с больший удельный импульс тяги, чем широко применяемые нефтепродукты (в частности, керосин). Расчеты были подтверждены экспериментально». [55]

Несимметричный диметилгидразин (НДМГ) был разработан учеными Ленинградского Государственного института прикладной химии (ГИПХ). К началу 60-х годов удалось освоить технологию промышленного производства этого горючего.

Подвижный стартовый комплекс и наземное оборудование разработаны в Московском ГСКБ Спецмаш под руководством В.П. Бармина. Разработка начата в соответствии с решением правительства от 2 июля 1958 года.

«При создании этого комплекса агрегатов особое внимание В.П. Барминым было уделено отработке схемы обеспечения заданных доз заправки ракеты с помощью системы контроля уровня (ОКУ), по сигналам которой заправочные агрегаты автоматически переходили на заданную производительность или прекращали заправку; вопросам электротермостатирования боевых частей ракеты в процессе ее нахождения на старте, реализации принятой схемы подвода к пусковому столу заправочных коммуникаций и кабелей и защите их от действия газовой струи двигателя ракеты, а также вопросам работы агрегатов и комплекса в целом с высокотоксичным компонентом топлива». [56]

На первом этапе работ для Р-14 ГСКБ Спецмаш совместно с кооперацией предприятий под общим руководством В.П. Бармина был создан подвижный (возимый) грунтовой наземный стартовый комплекс. Этот стартовый комплекс в составе ракетного комплекса был принят на вооружение в апреле 1961 года. Позже в КБ'ГМ под руководством В. Петрова начата разработка стационарных наземных стартовых комплексов, которые созданы в небольшом количестве. В КБТМ разработано также транспортно-установочное оборудование. В ЦКБ'ГМ под руководством главного конструктора Н.А. Кривошеина разработан установщик 8У224. Пусковой стол ракеты перевозился на отдельной автомашине.

Огневые стендовые испытания двигателя ракеты начаты в Загорском НИИ-229 28 марта 1960 года. Летно-конструкторские испытания на полигоне Капустин Яр начались 6 июня по декабрь 1960 г. Первый испытательный пуск новой ракеты, получившей обозначение 8К65 был признан успешным. Но при проведении первой серии испытаний было выявлено явление кавитации, приводившее к разрушению ракет. С этой проблемой удалось справиться быстро, что позволило 15 февраля следующего года закончить весь цикл испытаний. По программе ЛКИ проведено 22 пуска. Всего запушено 182 ракеты, успешных пусков 93%. Район падения головных частей находился неподалеку от Братска.

По данным НПО «Энергомаш» 12 апреля 1961 года подписан приказ председателя Госкомитета по оборонной технике о завершении летно-конструкторских испытаний ракеты Р-14. Ракета принята на вооружение 24 апреля 1961 года.

В 1960 году серийное производство Р-14 освоено на Государственном союзном заводе № 586 в Днепропетровске и на Красноярском машиностроительном заводе № 1001. На Южмаше изготовлялись также двигатели РД-216

В 1962 году, в связи с загруженностью КБ «Южное», документация Р-14 и разработка ракет, созданных на базе Р-14 была передана в Красноярское КБ-10 (НПО прикладной механики), возглавляемое М.Ф. Решетневым, где проводилась доработка ракеты и ее головной части. Позже КБ Решетнева передало конструкторскую документацию и право на авторское сопровождение в производстве и эксплуатации ракеты в КБ Омского ПО «Полет» (головное предприятие по сборке космических ракет-носителей, созданных на базе Р-14, прежнее название – авиазавод № 166). Главным конструктором КБ ПО «Полет» был А.С. Клинышков.

В декабре 1962 года первые полки Р-14 приступили к боевому дежурству на Украине и в Латвии. Вспоминает полковник запаса Н.К. Монахов:

«В декабре 1962 года мне пришлось участвовать в постановке на боевое дежурство 1-го дивизиона Приекульского полка. Дивизион был вооружен первыми пусковыми установками ракет Р-14, которые могли решать стратегические задачи на всю глубину Западного ТВД, включая военно-морские базы ПЛАРБ «Поларис». С неуязвимостью этих грозных ядерных средств было покончено». [57]

5 и 8 сентября 1962 в ходе опытного учения «Тюльпан» из Забайкалья на полигон Новая Земля проведены два пуска ракеты Р-14, оснащенной термоядерной головной частью. Пуски проводились с полевой позиции, расположенной вблизи железнодорожной станции Ясная под Читой, по условной цели на ядерном полигоне Новая Земля. Они были успешными.

Вспоминает генерал-лейтенант в отставке Г. Лысак: «Весной 1962 года мне было поручено руководить работами по развертыванию полевой стартовой и технической позиции южнее г. Читы для проведения испытаний ракеты Р-14 с ядерной головной частью. Предстояло выполнить небольшой объем строительных работ, а также подготовить несколько аэродромно-гаражных помещений для испытания ракет и головных частей. Председателем комиссии по испытаниям был назначен генерал Ф.П. Тонких, я был утвержден его заместителем и ответственным за подготовку всего комплекса... В очень короткий срок нам удалось провести подготовительные работы, принять прибывшие с запада необходимые ракетные подразделения с техникой и обеспечить их всем необходимым.... Запуск ракет по полигону Новая Земля прошел успешно, что оказалось чрезвычайно полезным для дальнейшей практической работы войск». [58]

В 1978 году начата замена ракет Р-14 комплексами «Пионер». Ракета снята с боевого дежурства в 1981 году. В соответствии с договором о ликвидации ракет средней и меньшей дальности последние шесть ракет Р-14 были уничтожены к 21 мая 1990 года.

Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О создании космического носителя 65СЗ па базе боевой ракеты 8К65» вышло 31 октября 1961 года. На базе ракеты Р-14 была создана геофизическая ракета и двухступенчатая космическая ракета-носитель 11К65. Новая ракета проходила летные испытания на космодроме Байконур. Они начались 18 августа 1964 года. Было 8 пусков РН, получившей название «Космос-1». Из них – 7 успешных. Доработанный вариант ракеты «Космос-3» оказался не вполне удачным. После модернизации она получила название «Космос-ЗМ».

Двухступенчатые космические ракеты-носители 8К65С, 8К65М, 11К65, 11К65М, «Космос-ЗМ» и «Интеркосмос», пуски которых осуществлялись с полигонов Капустин Яр и Плесецк, длительное время весьма успешно эксплуатировались Военно-космическими силами.

Геофизическая ракета «Вертикаль» применялась для выполнения международной программы сотрудничества социалистических стран в области исследования и использования космического пространства («Интеркосмос»). В верхней части ракеты находился высотный зонд с научной аппаратурой и служебными системами. Ракеты запускались на высоты 500-1500 км. После завершения программы зонд с научной аппаратурой спускался на Землю с помощью парашютной системы. Первый запуск ракеты «Вертикаль» по программе «Интеркосмос» состоялся 28 ноября 1970 года.

Под руководством главного конструктора М.Ф. Решетнева разработана модификация К65М-Р для испытания головных частей. Пуски К65М-Р производились со стартовых комплексов 11П865М, разработанных Московским КБТМ и размещенных на полигоне Капустин Яр.

По оценкам американских специалистов, проводивших сравнительный анализ 18 типов различных РН легкого класса, созданных в разных странах, в настоящее время это один из самых совершенных носителей в мире в своем классе...

* * *

Назад.

Оглавление.

Далее.

 

* * *
Яндекс.Метрика