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 15П084
с МБР УР-100 (8К84) (РС-10, SS-11, Sego)

8К84 – двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ампулизированная ракета для ШПУ ОС. Разработана в ОКБ-52 (ЦКБМ) под руководством В.Н. Челомея, а также в филевском филиале № 1 ОКБ-52 ГКАТ (ЦКБМ) под руководством В.Н. Бугайского. Проектирование начато 30 марта 1963 года. Первый пуск с наземной ПУ на полигоне Байконур произведен 19 апреля 1965 года. Первый пуск из ШПУ состоялся 17 июля 1965 года. Испытания завершены 27 октября 1966 года. Комплекс поставлен на боевое дежурство 24 ноября 1966 года. Принят на вооружение 21 июля 1967 года.

Тактико-технические характеристики

Дальность стрельбы, км:

 

- с тяжелой ГЧ

5000

- с легкой ГЧ

11000-12000

Точность стрельбы (КВО), км

1400

- предельное

5000

Сектор обстрела, гр

±30

Тип ГЧ:

 

- легкая моноблочная термоядерная

15Ф842 (основн)

- тяжелая моноблочная термоядерная

 

Мощность заряда, Мт

 

- легкая

0,5

- тяжелая

1,0-1,1

Масса головной части, кгс

 

- легкая

760-800

- тяжелая

1500

Стартовая масса ракеты, т

39,4-42,3

Масса топлива, тс:

38,1

- окислителя

27,4

- горючего

10,7

Длина ракеты, м

16,97

Максимальный диаметр корпуса, м

2,0

Первая ступень

8С816

Длина, м

12,5

Диаметр, м

2,0

Масса, т

34,0

Двигательная установка

 

3 однокамерных ЖРД

РД-0216(15Д2)

и один РД с ТНА замкнутой схемы

РД-0217

Тяга у земли / в пустоте, тс

80/87

Уд. импульс тяги маршевой ДУ 1 ступени у земли / в пустоте, кгс•с/кг

274/306

Вторая ступень

8С817

Длина, м

2,9

Диаметр, м

2,0

Двигатель однокамерный ЖРД с ТНА открытой схемы

15Д13(8Д419)

Тяга, тс

13,4

Уд. импульс тяги, кгс•с/кг

320

Рулевой двигатель 4-х камерный ЖРД с ТНА открытой схемы

15Д14(8Д419)

Тяга, кН

15

Угол поворота, гр

±45

Транспортно-пусковой контейнер

15Я15

Материал

Сплав Амг-6

Внутренний диаметр, м

2,6-2,7

Наружный диаметр, м

2,9

Длина, м

19,3-19,5

Масса, т

14,4

ЖРД разработаны в КБхимавтоматики под руководством С.А. Косберга и А.Д. Конопатова. Первая ступень ракеты оснащалась маршевыми двигателями РД-0216 и РД-0217. Двигательная установка состояла из четырех однокамерных ЖРД с поворотными соплами и турбонасосной системой подачи компонентов топлива. Число оборотов турбины – 31000 об/мин. Серийное производство двигателей развернуто на Воронежском механическом заводе.

Однокамерный маршевый ЖРД 15Д13 второй ступени и рулевой четырехкамерный двигатель 15Д14 созданы в Ленинградском ОКБ-117 главным конструктором С.П. Изотовым. Компоненты топлива – НДМГ и азотный тетраоксид. Тормозные двигатели разработаны в КБ-2 завода № 81 под руководством И.И. Картукова.

ТПК спроектирован в Филиале № 2 ЦКБМ под руководством В.М. Барышева.

Система автономного управления – инерциальная с гироскопической платформой на основе поплавковых гироскопов и электромеханических счетно-решающих приборов, разработана в НИИ АП под руководством Н.А. Пилюгина. Командные приборы изготовлены в НИИ-944 под руководством В.И. Кузнецова.

Органы управления: на 1-й ступени – поворотные камеры сгорания основных двигателей, на 2-й ступени – 4-х камерный рулевой двигатель.

Способ старта – газодинамический, за счет собственных двигателей по направляющим из ТПК.

Ракета имела моноблочную ядерную отделяемую в полете головную часть. Атомный боезаряд разработан в НИИ-1011 (Челябииск-70).

Шахтная пусковая установка 15П784 создана в КБ общего машиностроения (КБОМ ГСКБ «Спецмаш») под руководством В.П. Бармина.

Серийное производство ракет развернуто в 1963 году на Московском Машиностроительном заводе имени М.В. Хруничева, в Омском ПО «Полет» и Оренбургском ПО «Стрела».

Ракета была выполнена по схеме «тандем» с последовательным разделением ступеней и конструктивно состояла из первой и второй ступеней и головной части. Разделение ступеней ракеты осуществлялось с помощью пороховых ракетных двигателей, установленных на хвостовом отсеке первой ступени.

В корпусе первой ступени размещались: маршевый двигатель, четыре ЖРД с поворотными соплами, пневмогидравлическая система, система опорожнения баков и приборы системы управления. Корпус был выполнен по несущей схеме и состоял из трех отсеков: хвостового, топливного и переднего.

Топливный отсек представлял собой неразъемный блок, состоящий из бака окислителя и бака горючего, которые разделялись общим совмещенным двойным днищем. Двигательная установка первой ступени была выполнена по замкнутой схеме с дожиганием генераторного газа в камерах сгорания. Высокий удельный импульс тяги двигателей позволил сократить время работы первой ступени. Их суммарная тяга на земле достигала 74 т. Вторая ступень по конструкции аналогична первой и состоял из хвостового, топливного и приборного отсеков. На ней устанавливали маршевый однокамерный ЖРД и четырехкамерный рулевой ракетный двигатель. Они развивали тягу в пустоте 13,4 т и 1,5 т соответственно. В качестве компонентов топлива применялись самовоспламеняющиеся при взаимном контакте азотный тетроксид и несимметричный диметилгидразин. Все баки перед стартом наддувались сжатым азотом и воздухом из баллонов, установленных в шахтной пусковой установке, а в полете наддув осуществлялся продуктами газогенерации.

На ракете устанавливалась автономная инерциальная система управления, обеспечивавшая управление полетом на активном участке траектории в соответствии с заранее рассчитанной программой полета, а также обеспечивала автоматизированную подготовку пуска и пуск ракеты, дистанционный непрерывный и периодический контроль состояния ракеты с пункта управления боевым ракетным комплексом. В ее состав входили устройства установленные как в приборном отсеке, так и размещенные на пусковой установке.

Ракета ампулизировалась (изолировалась от внешней среды) в специальном транспортно-пусковом контейнере, в котором она транспортировалась, хранилась в шахтной пусковой установке в течение всего срока эксплуатации в постоянной готовности к пуску и из которого она стартовала. Применение мембранных клапанов, отделявших топливные баки с агрессивными компонентами от ракетных двигателей, позволило держать ракету постоянно заправленной в течение нескольких лет. Контроль технического состояния ракет одного боевого ракетного комплекса, а также предстартовая подготовка и пуск проводились дистанционно по командам с командного пункта полка. Система амортизации ракеты – внутри ТПК, двухярусная, пружинная, горизонтальная и вертикальная.

Шахтная пусковая установка имела оголовок, в котором размещалась наземная проверочно-пусковая аппаратура и источники тока (батареи аккумуляторов). Защитное устройство откатного типа по рельсовому пути. Ширина крыши – 10-11 м. Шахта имела диаметр ствола 4,2 м и глубину 22,85 м. Контейнер жестко закреплялся в верхней и нижней части.

Командный пункт 15П884, подземного типа. Разработан в ГСКБ «Спецмаш» В.П. Бармина.

Все 10 ШПУ были разнесены на дальность, обеспечивавшую непоражение одним ядерным зарядом противника двух соседних стартовых позиций (так называемые «ОС» – «отдельные старты»).

Из истории создания ракетного комплекса

Разработка МБР 8К84 в ЦКБ машиностроения под руководством В.Н. Челомея начата в соответствии с постановлением правительства от 30 марта 1963 года. Предстояло создать легкую ампулизированную массовую ракету на высококипящих хранимых компонентах топлива. МБР 8К84 должны были размещаться только в шахтных установках одиночного старта. Ракета должна была иметь гарантийный срок эксплуатации не менее пяти лет и сохранять высокую боевую готовность на протяжении всего срока эксплуатации. Комплекс должен быть простым и надежным, шахта прочной и живучей, управление пуском должно осуществляться дистанционно.

В апреле 1963 года постановлением Правительства ГСКБ Спецмаш, возглавляемое В.П. Барминым, было назначено головным разработчиком шахтной стартовой позиции ракет 8К84. Впервые было определено: «В целях достижения оптимального решения по ракетному комплексу в целом не только наземное оборудование должно создаваться с учета исходных данных разработчика ракеты, но и конструкция ракеты должна также разрабатываться с учетом встречных обоснованных требований к ней разработчика стартового комплекса». [107]

Из книги «Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева»: «С командного пункта проводились постоянный и периодический контроль технического состояния ракеты и систем пусковой установки и управления пуском ракет, при этом предстартовая подготовка к пуску проходила в автоматическом режиме от автономных источников электроснабжения. Ракеты, для обеспечения их высокой боеготовности, находились в заправленном состоянии. Применение жидких ракетных топлив на ракете УР-100 потребовало решения сложнейшей проблемы обеспечения длительного – в течение 7-10 лет нахождении ее в заправленном состоянии». [108]

Из книги «Генеральный конструктор, академик Владимир Павлович Бармин»: «Предусматривалось проведение не реже одного раза в год регламента технического обслуживания пусковой установки с привлечением боевого расчета и подвижных средств позиционного района. Процесс боевого дежурства пусковой установки и ракеты, а также пуск ракет осуществлялся без присутствия на них боевого расчета. Предложенная пусковая установка представляла собой сооружение, состоящее из шахтного ствола и оголовка, закрытых сверху откатывающейся крышей защитного устройства. В ней размещались технологическое оборудование и спецтехнические системы, обеспечивающие длительное содержание, подготовку к пуску и пуск ракеты. В стволе шахты были размещены: пусковое устройство, элементы стыковки кабельных и газовых коммуникаций с ракетой, элементы газоотводящего аппарата, средства откачки грунтовых вод и другое оборудование. В оголовке пусковой установки была размещена аппаратура для подготовки ракеты к пуску и ее пуска, элементы системы дистанционного контроля и управления, аппаратура электроснабжения спецтоками, средства снабжения ракеты сжатыми газами и другое оборудование». [109]

Командный пункт котлованного типа разработан в ЦКБ-34 под руководством Е.Г. Рудяка. Защитное устройство и установщик разработаны в ЦКБ ТМ под руководством Н.А. Кривошеина. Защитное устройство для ШПУ имело время открывания 30 секунд, и было выполнено в виде сдвижной железобетонной плиты, открывающейся по наклонным рельсовым путям. Установщик был предназначен для бескрановой перегрузки контейнера с ракетой в шахтное сооружение и установки на пусковое устройство.

Транспортно-пусковой контейнер ракеты разработан в Филиале № 2 ОКБ-52 (ныне – ГНИП «ОКБ Вымпел») под руководством главного конструктора В.П. Бармина. Разработка начата в январе 1965 года. Основной задачей конструкторов было обеспечение решения главного принципа Челомея: «завод – пусковая установка». Выполнение этой задачи во многом и определялось созданием транспортно-пускового контейнера. Контейнер герметизировался специальной пленкой. Автономный комплекс постоянно находился в состоянии полной боевой готовности. Шахта выдерживала давление до 2 кг/см2. Это равнозначно энергии взрыва ядерного боеприпаса мегатонной мощности, произведенного на расстоянии 1300 метров. Система управления разработана в НИИ автоматики и приборостроения под руководством Н.А. Пилюгина, командные приборы – в НИИ-944 под руководством В.И. Кузнецова. Первые пять испытательных пусков с наземных стартов на Байконуре проведены с использованием радиокомандной системы управления, разработанной в НИИ-885 под руководством М.С. Рязанского. Позже от нее отказались. Последующие испытательные пуски ракет происходили с использованием автономной инерциальной системы управления. 8К84, вместе с Р-36, была одной из первых МБР, оснащенных комплексом средств преодоления ПРО. Ракета оснащалась комплексом средств преодоления противоракетной обороны противника «Пальма». Комплекс разработан в НИИ-108 (ныне – ЦНИРТИ) под руководством В. Герасименко. Ядерное оснащение 8К84 впервые создавалось в НИИ-1011 (Челябинск-70, ныне – Российский федеральный ядерный центр – ВНИИ технической физики, г. Снежинск Челябинской области). Научные руководители работы – Е.Н. Забабахин, главные конструкторы – Б.В. Литвинов, А.Д. Захаренков, О.Н. Тиханэ.

Первые пуски 8К84 по программе летно-конструкторских испытаний на полигоне Байконур проводились с наземной пусковой установки. В 1964 году начато строительство ШПУ ОС. Для испытаний на полигоне были построены десять шахт глубиной 32 метра и один командный пункт. Первый пуск с наземной ПУ проведен 19 апреля 1965 года. Первый пуск из ШПУ – 17 июля 1965 года. Всего по программе ЛКИ произведено 60 пусков. Испытания завершены 27 октября 1966 года.

Учебно-боевые пуски ракет производились с позиционного района дивизии, дислоцированной в Бершети. Позже было решено все пуски производить только с полигона Байконур, так как траектории полетов ракет, запускаемых из-под Перми, пролегали над населенными пунктами.

Разрабатывая МБР 8К84, В.Н. Челомей применил в конструкции ряд новшеств. Главными особенностями ракеты были ее постоянное содержание в транспортно-пусковом контейнере и ампулизация. Применение ТПК позволило производить окончательную сборку ступеней ракеты на заводе-изготовителе. Газодинамический старт производился из транспортно-пускового контейнера, который защищал ракету от высокой температуры газовой струи работающих двигателей. О сложности проведенных работ по ампулизации ракеты говорит лишь одна цифра – на протяжении всех лет хранения под влиянием крайне агрессивных компонентов топлива должны были находиться более двадцати тысяч (!) разъемных соединений различных типов. К решению проблемы были привлечены десятки крупнейших научно-исследовательских и конструкторских организаций страны. Первоначально был установлен гарантийный срок дежурства ракеты с заправленными и ампулизированными топливными баками пять лет. Позже он увеличен до семи, затем – до десяти лет. В ходе эксплуатации первоначально установленный срок был увеличен более чем в два раза. Следует отметить еще одно качество ШПУ МБР 8К84. Стоимость ее создания по свидетельству специалистов, значительно ниже стоимости ШПУ американских ракет «Минитмен», разработанных в то же время, построенных в большом количестве и имевших равную степень защищенности.

«В процессе проектирования и разработки МБР УР-100 были реализованы научно-технические конструкторские идеи и решения, которые позволили создать уникальную для того времени ракету, значительно отличавшуюся от конструкций межконтинентальных ракет, как принятых на вооружение, так и находившихся в стадии разработки». [110]

Имелся также проект использования ракеты в системе противоракетной обороны, предназначенной для отражения массированного ракетно-ядерного удара со стороны США. Работа по системе ПРО «Таран» была начата в 1962-1963 годах по предложению В.Н. Челомея в ОКБ-52. Применение МБР УР-100 с боеголовкой мощностью 10Мт для перехвата МБР противника должно было обеспечить радиус поражения целей и позволить отказаться от селекции ложных целей (техническим заданием было принято для оценки оснащение каждой МБР противника семью ложными целями). Постановление СМ СССР на разработку аванпроекта принято 3 мая 1963 года Предполагалась разработка РЛС ЦСО-С, вынесенной на 500 км от Москвы на ракетоопасном направлении в сторону Ленинграда. Рассматривалась возможность использования ракет УР-100 в системе ПРО А-35 для дальнего перехвата целей. Работы по системе были свернуты после отставки Н.С. Хрущева.

В 1964 году Московский Машиностроительный завод имени М.В. Хруничева приступил к производству МБР 8К84. Серийное производство было также развернуто на Омском авиазаводе № 166 (ПО «Полет») и Оренбургском авиазаводе № 47 (ПО «Стрела»).

Для строительства одиночных стартовых комплексов в будущих позиционных районах выбраны места дислокации РСД и МБР группового старта, а также один новый позиционный район под Татищево. Предполагалось строительство более тысячи шахтных пусковых установок.

В 1965 году началось массовое строительство шахт в будущих районах дислокации МБР 8К84. «О громадных объемах работ, затратах материальных и людских ресурсов только за два первых года строительства ракетных комплексов УР-100 и Р-36 красноречиво свидетельствуют следующие официальные сравнительные данные по состоянию на июль 1967 года: произведено около 120 миллионов кубометров земляных работ (на Красноярской ГЭС – 5, Днепрострое – около 3 миллионов кубических метров)... Стоимость строительства стартовых позиций для ракет УР-100 и Р-36 (по состоянию на июль 1967 года) составила около 1 миллиарда рублей, что соизмеримо со стоимостью строительства Куйбышевской и Красноярской ГЭС... В работах по строительству, доставке, монтажу оборудования и вводу в эксплуатацию ракетных комплексов УР-100 и Р-36 участвовало более 650 тысяч рабочих, конструкторов, ученых, военнослужащих. Полная программа строительства этих ракетных комплексов была выполнена только к 1973 году».111

24 ноября 1966 года первые полки с МБР 8К84 в ШПУ ОС поставлены на боевое дежурство под населенными пунктами Дровяная Читинской области, Бершеть Пермской области, Татищево Саратовской области, Гладкая Красноярского края. 21 июля 1967 года ракетный комплекс 8К84 принят на вооружение. К концу 1971 года было поставлено на боевое дежурство 940 ШПУ с ракетами этого типа.

 

* * *

Назад.

Оглавление.

Далее.

 

* * *
Яндекс.Метрика