На главную сайта   Все о Ружанах

РАКЕТНЫЕ СИСТЕМЫ РВСН. ОТ Р-1 - К ТОПОЛЮ-М
2. РАЗВИТИЕ ОТЕЧЕСТВЕННОГО РАКЕТОСТРОЕНИЕ В 1960-Е ГОДЫ

Назад.

Оглавление.

Далее.

Боевой ракетный комплекс
с межконтинентальной ракетой
Р-36 8К67 (SS-9 «Scarp») [84]

Ракета Р-36 – двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ампулизированная ракета для ШПУ ОС. Разработана в КБ «Южное» под руководством М.К. Янгеля.

Проектирование начато 16 апреля 1962 года. Первый пуск с наземного старта на полигоне Байконур проведен 28 сентября 1963 года (аварийный пуск). Первый успешный испытательный пуск с наземного старта состоялся 3 декабря 1963 года. Первый пуск из групповой ШПУ проведен 14 января 1965 года. Первый пуск из ШПУ ОС – 27 апреля 1965 года. Испытания завершены в мае 1966 года. Комплекс поставлен на боевое дежурство 5 ноября 1966 года. Комплекс принят на вооружение 21 июля 1967 года.

Первая ступень оснащена маршевым двигателем РД-251 (8Д723), состоящим из трех двухкамерных модулей РД-250, а также рулевым двигателем РД-68М с четырьмя поворотными камерами сгорания. Вторая ступень оснащена двухкамерным маршевым двигателем РД-252 и четырехкамерным рулевым ЖРД РД-69М. Маршевые двигатели разработаны в КБ Энергомаш под руководством В.П. Глушко. Компоненты топлива – горючее НДМГ и окислитель – азотный тетраоксид (АТ).

Автономная инерциальная СУ с гиростабилизированной платформой спроектирована НИИ-692 под руководством В.Г. Сергеева. Гироскопические командные приборы созданы в НИИ-944 под руководством В.И. Кузнецова. Комплекс бортового электрооборудования разработан под руководством Н. Лидоренко. Система прицеливания разработана под руководством главного конструктора Киевского завода «Арсенал» С.П. Парнякова. Прицеливание осуществлялось с помощью наземных оптических приборов.

Комплекс средств преодоления ПРО разработан в КБ «Южное» и в НИИ-108 под руководством Н. Пономарева. Ракета имела моноблочную ядерную отделяемую в полете головную часть (8Ф675 – тяжелая, термоядерная) или легкую со средствами преодоления ПРО.

ШПУ ОС разработана в ЦКБ-34 под руководством Е.Г. Рудяка. Способ старта – газодинамический. Наземный стартовый комплекс создан в КБТМ под руководством В. Петрова и В. Соловьева. Стационарный установщик разработан в ЦКБ тяжелого машиностроения под руководством Н.А. Кривошеина. Система заправки спроектирована в КБТХМ.

Серийное производство ракет и двигателей развернуто на Государственном союзном заводе № 586 в Днепропетровске в декабре 1965 года.

Тактико-технические характеристики

Максимальная дальность стрельбы, км:

 

- ГЧ «тяжелого» класса

10200

- ГЧ «легкого» класса

15200-15500

Точность стрельбы (КВО), км

1300-1900

- предельное отклонение

5000

Обобщенный показатель надежности

0,95

Мощность заряда, Мт

 

- легкого боевого блока

5

- тяжелого боевого блока

10 (18-25)

Масса головной части, кгс

 

- ГЧ «тяжелого» класса

5825

- ГЧ «легкого» класса

3950

Масса боевого блока, кгс

 

- ГЧ «тяжелого» класса

4560

- ГЧ «легкого» класса

2852

Масса средств преодоления ПРО, кгс

272

Стартовая масса ракеты, тс:

179-183,9

Масса незаправленной ракеты, т

17,737

Масса приборов СУ, кг

752

Масса топлива, тс:

 

- окислителя

121,7

- горючего

48,5

Длина ракеты, м

 

- с тяжелой ГЧ

31,7-32,2

- с легкой ГЧ

34,5

Максимальный диаметр корпуса, м

3,05

Диаметр описанной окружности, м

3,6

Первая ступень

 

Длина, м

18,9

Диаметр, м

3,0

Масса сухая, т

6,4

Масса стартовая, т

122,3

Двигатель 6-ти камерный с ТНА (3 блока по 2 камеры)

РД-251
(8Д723)

Характеристики ДУ 1 ступени:

 

- тяга (на земле/в пустоте), тс

270,3/303,2

- удельн. импульс (на земле/в пустоте), с

267,8/300,3

- давление в камере сгорания, кгс/см2

85

Время работы маршевого двигателя, с

120

Высота, м

1,762

Диаметр, м

2,52

Масса, кг

1729-1730

Рулевой двигатель с 4 рулевыми камерами

РД-68М

Время работы двигателя, с

125

Тяга, кН

285

Высота, м

0,98

Диаметр, м

3,45

Масса, кг

326

Угол поворота, гр

42

Вторая ступень

 

Длина, м

9,4

Диаметр, м

3,0

Масса сухая, т

3,7

Масса стартовая, т

49,3

Двигатель ЖРД 2-х камерный

РД-252

Характеристики ДУ II ступени:

 

- тяга в пустоте, тс

92-120

- удельный импульс в пустоте, с

315,3

- давление в камере сгорания, кгс/см2

91

Время работы маршевого двигателя, с

125-160

Высота, м

2,168

Диаметр, м

2,59

Масса, кг

715-725

Рулевой двигатель с 4 рулевыми камерами

РД-69М

Время работы двигателя, с

163

Тяга, кН

54,3

Высота, м

0,9

Диаметр, м

3,35

Масса, кг

120

Угол поворота, гр

50

Время пуска из полной боевой готовности, мин

5

Гарантийный срок нахождения на боевом дежурстве в заправленном состоянии при регламенте 1 раз в 2 года, лет

7,5

Полетная надежность

0,956

Коэффициент энерговесового совершенства (с ГЧ «тяжелого» класса) Gпг/Gо, кгс/тс

31,8

Двухступенчатая 8К67 выполнена по схеме «тандем» с последовательным разделением ступеней. Первая ступень обеспечивает разгон ракеты. Она состояла из переходника, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. В хвостовом отсеке установлены четыре тормозных пороховых ракетных двигателя, срабатывающих при отделении второй ступени.

Вторая ступень обеспечивала разгон до скорости, соответствующей заданной дальности стрельбы и состояла из приборного, топливного и хвостового отсеков. Топливные баки имели совмещенное днище и выполнялись по несущей схеме. Двигатели второй ступени имели высокую степень унификации с двигателями первой ступени. Наддув всех баков в полете осуществлялся продуктами сгорания основных компонентов топлива. Отделение головной части происходило за счет тормозных пороховых ракетных двигателей, установленных на 2-й ступени.

Ракета разрабатывалась с двумя типами системы управления: комбинированной с каналом радиокоррекции и чисто инерциальной. Однако в ходе летных испытаний от комбинированной системы управления отказались, поскольку инерциальная СУ вполне обеспечивала заданную точность стрельбы. Это позволило значительно снизить затраты на производство и развертывание БРК. Элементы системы управления размещались в приборных отсеках на первой и второй ступенях.

Одной из серьезных проблем, решенных при разработке и отработке этой ракеты, была проблема обеспечения высокой степени герметичности топливных систем с целью выполнения требования по семилетнему хранению в заправленном состоянии.

На ракете 8К67 были внедрены следующие новые технические решения:

разработаны и применены две моноблочные ГЧ с наиболее мощными из испытанных к тому времени боевыми зарядами и комплекс средств противодействия системе ПРО вероятного противника;

разработана автономная СУ, обеспечивающая автоматическую дистанционную предстартовую подготовку к пуску и пуск ракеты из ШПУ с последующим (после выхода ракеты из шахты) наведением ракеты на цель по азимуту разворотом в плоскость стрельбы (исключен поворотный пусковой стол на старте), высокие по сравнению с предыдущими ракетами боеготовность и точность стрельбы;

применен новый более энергетически эффективный окислитель – азотный тетраоксид;

на 2-й ступени компоненты топлива размещены в едином топливном отсеке, разделенном на полости окислителя и горючего промежуточным днищем (впервые реализован принцип плотной компоновки отсеков ракеты);

в конструкции топливных баков применены прессованные химфрезерованные панели и пустотелые шпангоуты, изготавливаемые из прессованных профилей, что позволило значительно снизить вес отсеков и упростить технологию их изготовления;

в полости горючего 2-й ступени исключена тоннельная труба, а магистраль окислителя изготовлена из цельнопрессованной трубы с приваренными к ней спиральными сильфонами;

применен «горячий» наддув топливных баков с помощью специальных газогенераторов, работающих на основных компонентах топлива, отбираемых из системы питания рулевых двигателей ступеней;

для исключения периода невесомости запуск маршевого двигателя 2-й ступени производится при заранее запущенном в работу рулевом двигателе этой ступени;

обеспечены повышенные эксплуатационные качества ракеты в заправленном топливом состоянии посредством ампулизации конструкции ракеты и ее топливной системы;

обеспечена повышенная неуязвимость ракет на старте за счет рассредоточения пусковых установок.

Характерной особенностью автономной СУ ракеты являлось то, что с целью повышения боеготовности ракеты предусматривался форсированный разгон гироскопов гироблоков и гироинтеграторов путем подачи на гиромоторы повышенного напряжения электропитания. СУ разработана ОКБ-692, а командные приборы СУ разработаны НИИ-944.

На обеих ступенях ракеты устанавливались свои системы одновременного опорожнения баков, уменьшающие гарантийные запасы и остатки компонентов топлива. Наполнение баков компонентами топлива контролировалось системой контроля уровней. На ракете устанавливались также системы: аварийного подрыва для ликвидации ГЧ при отклонениях параметров движения ракеты сверх допустимых, дистанционного контроля загазованности отсеков ракеты парами компонентов топлива, предохранения баков от вакуума и избыточного давления.

Ракета стартовала с пускового стола, установленного в ШПУ. Старт ракеты из шахтной ПУ – газодинамический с запуском ДУ 1-й ступени непосредственно в пусковой установке. Безударный выход ракеты из ПУ обеспечивался движением ракеты по направляющим в одной диаметральной плоскости пускового стакана. Скольжение ракеты по направляющим обеспечивалось бугелями, закрепленными на 1-й ступени ракеты. После выхода ракеты из ШПУ бугели сбрасывались. Пусковой стол – неповоротный, не имел устройств и механизмов азимутального наведения.

Газовый поток от работающей ДУ 1-й ступени отводился с помощью рассекателя газовых потоков, установленного в нижней части ПУ, в газоотводящие устройства, размещенные вдоль ствола пускового стакана и в оголовке шахты в одной диаметральной плоскости.

В состав БРК входило шесть рассредоточенных боевых стартовых позиций, на каждой из которых размещались одиночные шахтные ПУ. Расстояние между соседними ШПУ – 8-10 км.

Вблизи одной из них размещался командный пункт БРК, связанный линиями системы боевого управления и связи со всеми стартовыми позициями. Уровень защищенности БРК от ударной волны ЯВ составлял: ШПУ – 2 кгс/см2, КП – 10 кгс/см2. ШПУ состояла из оголовка и вертикального ствола с нижней частью шахты. ПУ перекрывалась специальным защитным устройством (крышей) сдвижного типа, обеспечивающим герметизацию ствола шахты и защиту ракеты от поражающих факторов ЯВ. В оголовке размещались источники электропитания, аппаратура и оборудование технологических и технических систем. Состав оборудования обеспечивал длительное хранение ракеты в заправленном состоянии, а также дистанционное с КП БРК или автономное – с каждой стартовой позиции из оголовка ПУ – проведение операций по подготовке к пуску и пуск ракеты.

Боевое оснащение ракеты 8К67:

моноблочная ГЧ с ББ «тяжелого» класса с зарядом мощностью 20 Мт;

моноблочная ГЧ с ББ «легкого» класса с зарядом мощностью 8 Мт;

система радиотехнической защиты ГЧ (система «Лист»).

Боевое применение в любых метеоусловиях при температурах воздуха от – 40 до + 50°С и скорости ветра у поверхности земли до 25 м/с, до и после ядерного воздействия по БРК.

Комплекс Р-36 с ракетой 8К67 был снят с вооружения в 1978 г.

Из истории создания ракетного комплекса

16 апреля 1962 года вышло постановление правительства «О создании образцов межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и носителей тяжелых космических объектов». В соответствии с постановлением началась разработка ракет Р-36, Р-36 орбитальная и Р-56 космическая.

Постановлением Правительства СССР от 12 мая 1962 года конструкторскому бюро «Южное» было поручено создать стратегический ракетный комплекс Р-36 с ракетой «тяжелого» класса, способной доставить к цели сверхмощный термоядерный заряд. Новая ракета второго поколения 8К67 предназначалась для поражения важнейших стратегических объектов, а также наиболее крупных административно-политических и военно-промышленных центров противника, защищенных мощной системой ПРО. [85]

В техническом задании предусматривалась разработка ракеты в двух вариантах: с наземным (от которого в дальнейшем отказались) и с шахтным стартами.

При проектировании широко использовались отработанные на ракете 8К64 (Р-16) конструктивные решения и технологии. Разработка 8К67 велась ускоренными темпами и уже в конце мая 1966 года был завершен весь цикл испытаний, а 21 июля 1967 г. ракетный комплекс Р-36 был принят на вооружение РВСН. 5 ноября 1966 года в г. Ужуре началась постановка на боевое дежурство первого ракетного полка с ракетами этого типа.

МБР Р-36 – первая отечественная ракета тяжелого класса. Р-36 и 8К84 являются первыми ампулизированными ракетами, оснащенными комплексами средств преодоления ПРО и размешенными в ШПУ ОС.

В начале разработки проект ракеты не имел ампулизированных топливных баков, ракета оснащалась системой радиокоррекции и создавалась для групповых ШПУ. 12 января 1965 года вышел приказ ГКО! «О развертывании работ по ампулизация ракет Р-36 и Р-36-0». Это обеспечивало нахождение заправленной ракеты в полной боевой готовности, в отличие от предыдущих типов ракет, значительное время. Для первых баллистических ракет на низкокипящих компонентах топлива (Р-1, Р-2, Р-5) это время не превышало 30 минут. Для ракеты Р-9А на низкокипящих переохлажденных компонентах топлива – не превышало 24 часов, ракет Р-12, Р-14. Р-16 на высококипящем топливе – 30 суток. Первые ампулизированные ракеты на высококипящем топливе (Р-36 и 8К84) могли находиться в состоянии полной боевой готовности несколько лет. Первоначальный гарантийный срок заправленной ракеты Р-36 составлял пять лет. Позже он был увеличен до семи с половиной лет.

«Продолжавшееся в то время развитие ракетно-ядерной техники в Советском Союзе и США привело к возможности увеличения прицельной точности попадания по поражаемым объектам, увеличения мощности ядерных зарядов, доставляемых в заданные районы баллистическими ракетами. Увеличению точности поражения также способствовало проведенное уточнение привязки континентов Земли, осуществленное с помощью космических аппаратов. В связи с этим начала складываться ситуация, когда ранее созданные в Советском Союзе боевые ракетные комплексы не в полной мере могли противостоять возрастающему ракетно-ядерному потенциалу США и НАТО, поскольку у них могла появиться возможность одной ракетой уничтожить несколько наших ракет, стоящих на боевом дежурстве». [86]

В 1965 году вариант размещения ракет в групповых ШПУ был отвергнут. На Байконуре начаты испытания одиночных стартов.

«Новые комплексы предполагалось размещать в позиционных районах с одиночными шахтными пусковыми установками (типа «ОС»), разнесенными на такие расстояния, чтобы две пусковые установки не могли быть поражены одним ядерным взрывом». [87]

«Принято считать, что эта ракета является лидером семейства ракет, которое характеризуется оснащением более тяжелыми и мощными зарядами, повышенной точностью стрельбы, сокращением времени боеготовности (у Р-16 это время составляло часы, а у Р-36 – несколько минут), увеличением времени нахождения в заправленном состоянии и т.п. Обеспечению последней характеристики наряду с конструкторскими достижениями по герметизации стыков в гидравлической системе ракеты во многом способствовало использование в качестве окислителя АТ, менее агрессивного по сравнению с АК. Начиная с проекта Р-36 на всех последующих ракетах азотнокислотного типа, а соответственно и двигателях этих ракет, использовался только АТ». [88]

В связи с тем, что ГСКБ Спецмаш, возглавляемое В.П. Барминым, было перегружено заказами, разработка стартового комплекса ракеты поручена ЦКБ-34. Главный конструктор комплекса – Е.Г. Рудяк.

Пишет В.С. Степанов, бывший главный конструктор КБ специального машиностроения (в 70-е годы Ленинградское ЦКБ-34 получило название КБ специального машиностроения):

«В 1963 году наше конструкторское бюро (ЦКБ-34 в г. Ленинграде, начальник А.М. Шахов) под руководством Е.Г. Рудяка приступило к разработке боевого стартового комплекса для МБР Р-36. К этому времени в наш коллектив... влился коллектив опытных конструкторов (из ОКБ-43, присоединенного к ЦКБ-34)... Боевой стартовый комплекс состоял из шести рассредоточенных на 8-10 км друг от друга шахтных пусковых установок, дистанционно управляемых в технологическом и боевом режимах из единого подземного командного пункта». [89]

Первоначально допускалось использование некоторого количества менее дорогостоящих групповых шахт, но вскоре от этой идеи отказались.

Проектирование стартового комплекса ОС-67 в ЦКБ-34 главного конструктора Е.Г. Рудяка начато в 1963 году. На каждой из шести рассредоточенных боевых стартовых позиций комплекса размещалась одиночная ШПУ. На одной из них размещался также КП котлованного типа, связанный системами управления со всеми стартовыми позициями. Глубина ШПУ – 41,5 м, диаметр ствола шахты – 8,3 м, диаметр пускового стакана – 4,64 м. Стакан шахты был неповоротным, что упрощало конструкцию ПУ. Ракета выходила вертикально, затем осуществлялся ее разворот в направление цели системой управления полетом. Комплекс должен был выдерживать давление 2 кг/см2.

Комплекс оборудования наземного старта для проведения испытаний на полигоне Байконур разработан в КБ транспортного машиностроения (КБТМ) под руководством В. Петрова и В. Соловьева.

Вот как описывают разработку ракетного комплекса создатели наземного стартового оборудования В. Соловьев и Н. Кожухов:

«Необычной была и общая обстановка, в которой шло его (комплекса 8К67) создание. Во-первых, продолжалась борьба за приоритет создания шахтных или наземных боевых стартовых комплексов. Во-вторых, шла острейшая конкуренция с аналогичной работой Челомея В.Н. (ракета УР-200). А ГСКБ (имеется в виду КБТМ) предстояло создать связанный единой технологической задачей комплекс со стационарными системами, смонтированными в сооружениях, стартовым оборудованием и набором передвижных агрегатов. При его создании КБ впервые пришлось вплотную осваивать работы, связанные с проектированием строительных сооружений, с оснащением их общетехническим и специальным технологическим оборудованием, энергетикой, средствами термостатирования и связи, наземной аппаратурой управления и другими средствами. В основу принципиально новой технологии СК 8П867 заложен перенос на техническую позицию (в МИК) основной части работ по подготовке и проверкам ракеты, сохранив на стартовой позиции только самые необходимые операции, автоматизировав при этом технологические процессы и максимально исключив присутствие людей у ракеты во время подготовки к пуску». [90]

Для наземного комплекса 8П867 в КБТМ было разработано пусковое устройство 8У255, транспортно-установочный агрегат 8Т178 и другое уникальное оборудование. Впервые на стартовом комплексе применена автоматическая система подготовки старта, создана система скоростной заправки больших объемов компонентов топлива методом вытеснения.

«И хотя не все задуманное удалось реализовать, комплекс, благодаря проектным и техническим решениям, стал прообразом будущих автоматизированных стартов для ракет-носителей головного ракетного КБ, возглавляемого академиком М.К. Янгелем, а затем В.Ф. Уткиным». [91]

Автономная инерциальная система управления разработана под руководством главного конструктора харьковского НИИ-692 В.Г. Сергеева. Первоначально, для повышения точности стрельбы, было принято решение о разработке для ракеты, кроме автономной СУ, радиосистемы. Радиокомандная система управления была создана под руководством М. Борисенко. Первые пять испытательных пусков ракеты проведены с ее использованием. После этого она была исключена из состава комплекса, так как автономная система обеспечивала приемлемую точность стрельбы.

Ядерный боезаряд для ракеты разработан конструкторами Челябинска-70. Серийное производство ядерных боезарядов освоено на Пензенском заводе № 592 (ПО «Старт»).

В июне 1963 года для Р-36 был разработан эскизный проект самой мощной в мире ГЧ 8Ф675. По различным данным, приводимым в печати, варианты ракеты оснащались ядерными боезарядами мощностью 6 Мт, 10 Мт, 18 Мт и 25 Мт.

О разрушительной силе ракеты, оснащенной мощным боезарядом, можно судить по отрывку из книги воспоминаний Б.Е. Чертока.

«В 1957 году в США вышел справочник по действию ядерного оружия, позволяющий любому желающему рассчитать действие поражающих факторов ядерного взрыва в зависимости от тротилового эквивалента. Таким образом, тщательно охраняемые нашими атомщиками секреты стали доступными для всех ракетчиков. Из этого справочника следовало, что заряд в одну мегатонну вполне достаточен, чтобы, угодив в центр Вашингтона, полностью лишить США его столицы». [92]

В феврале 1963 года началось строительство наземного стартового комплекса 8П867 для Р-36 на Байконуре. Наземная отработка ракеты проводилась на площадке № 67. Пункт радиоуправления построен на площадке № 68. 28 сентября 1963 года произведен первый пуск ракеты с легким моноблоком со стартовой площадки № 67. К сожалению, пуск был неудачным. Ракета взорвалась на старте. Площадка разрушилась. После проведения восстановительных работ наземный стартовый комплекс 8П867 был принят в эксплуатацию. 3 декабря 1963 года произведен второй пуск Р-36. Он был успешным. В 1964 году произведено шестнадцать пусков, четыре из которых были аварийными. Всего с комплекса 8П867 было произведено 20 испытательных пусков ракет.

В 1964 году построена групповая шахтная установка на площадке № 80 Байконура. Первый пуск ракеты был проведен 28 сентября 1963 г., а закончились ЛКИ в мае 1966 г. За этот период проведено 85 пусков, из них – 14 отказов, 7 из которых приходятся на первые 10 пусков. Всего же было проведено 146 пусков всех модификаций ракеты. Первые три пуска ракеты проводились со стартового стола открытой стартовой позиции, последующие – из ШПУ. Пуск первой летной ракеты не состоялся из-за возгорания ракеты на стартовом столе по причине неправильно спроектированных газоотводящих каналов стартового стола.

Первый пуск ракеты произведен 14 января 1965 года. Он был аварийным. Ракета взорвалась. Вскоре от групповых стартов отказались.

Для дальнейших испытаний на Байконуре были построены шесть одиночных стартов и командный пункт. С целью осуществления пусков на полигоне 39-я отдельная инженерно-испытательная часть (ОИИЧ) была разделена на две отдельных инженерно-испытательных части: 25-я ОИЧ осуществляла пуски Р-36 из ШПУ ОС, 43-я ОИЧ осуществляла пуски МБР Р-16 и Р-16У.

«Первый пуск ракеты Р-36 из шахты ОС с площадки № 140 успешно состоялся 27 апреля 1965 года. Безусловно, это было большим достижением в нашем ракетостроении. Далее пуски продолжались из ОС с площадок 102, 141, 103, 109, 142. В 1965-1966 годах было проведено 20 пусков, которые позволили сделать вывод о принятии на вооружение ракетного комплекса ОС Р-36. Таким образом, на этом комплексе впервые в мире был осуществлен пуск по кабелю на расстояние более 10 км. Затем было проведено испытание по установлению интервала, с каким можно было производить пуски с КП всех ракет боевого ракетного комплекса (БРК)». [93]

В июле 1965 года начаты летные испытания комплекса средств преодоления ПРО «Лист» на ракете Р-36. Средства преодоления ПРО разрабатывались в ОКБ-586 и в Московском НИИ-108.

Для строительства ШПУ ОС МБР Р-36 было выбрано шесть новых позиционных районов. По данным РВСН, 5 ноября 1966 года неподалеку от города Ужур Красноярского края первые ракетные комплексы Р-36 поставлены на боевое дежурство. 21 июля 1967 года новый боевой ракетный комплекс был принят на вооружение в ШПУ одиночного старта.

В 1967 году под руководством М.К. Янгеля на основе МБР Р-36 была разработана двухступенчатая космическая ракета-носитель «Циклон-2А» 11К67. С 1967 года по 1969 год было произведено 8 пусков этой ракеты. Созданы также космические ракеты-носители «Циклон-2» 11К69 и «Циклон-3» 11К68.

 

* * *

Назад.

Оглавление.

Далее.

 

* * *
Яндекс.Метрика