На главную сайта   Все о Ружанах

РАКЕТНЫЕ СИСТЕМЫ РВСН. ОТ Р-1 - К ТОПОЛЮ-М
3. РАЗВИТИЕ ОТЕЧЕСТВЕННОГО РАКЕТОСТРОЕНИЯ В 1970-Е ГОДЫ

Назад.

Оглавление.

Далее.

Боевой ракетный комплекс
с МБР Р-36М 15А14 (РС-20А) (SS18, Satan)

Р-36М – двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета. Оснащалась моноблочной ГЧ или РГЧ ИН с десятью боевыми блоками. Разработана в КБ «Южное» под руководством М.К. Янгеля и В.Ф. Уткина.

Первая ступень оснащена маршевым двигателем РД-264, состоящим из четырех однокамерных двигателей РД-263. Двигатель создан в КБ Энергомаш под руководством В.П. Глушко. Вторая ступень оснащена маршевым двигателем РД-0228, разработанным в КБ химической автоматики под руководством А.Д. Конопатова. Компоненты топлива – НДМГ и азотный тетраоксид.

Система управления – автономная, инерциальная с использованием БЦВМ. Спроектирована в НИИ-692 под руководством В.Г. Сергеева. Осуществлен дистанционный контроль параметров систем ракеты при нахождении на боевом дежурстве. Комплекс средств преодоления ПРО разработан в ЦНИРТИ. Боевая ступень оснащена твердотопливной двигательной установкой.

Разделение 1-й и 2-й ступеней и отделение боевой ступени газодинамическое, путем вскрытия специальных окон на передних днищах и истечения через них газов наддува топливных баков.

Способ старта – минометный. Твердотопливные заряды пороховых аккумуляторов давления разработаны в ЛНПО «Союз» под руководством Б.П. Жукова.

ШПУ ОС доработана в КБСМ под руководством В.С. Степанова. Унифицированный КП разработан в ЦКБ ТМ под руководством Н.А. Кривошеина и Б.Р. Аксютина.

Комплекс поставлен на боевое дежурство 25 декабря 1974 года. Принят на вооружение 30 декабря 1975 года. Первоначально был установлен гарантийный срок хранения ракеты 10 лет, затем – 15 лет.

Серийное производство ракет развернуто на Южном машиностроительном заводе в 1974 году.

Тактико-технические характеристики

Максимальная дальность стрельбы, км:

 

- с ГЧ «тяжелого» класса

11200

- с ГЧ «легкого» класса

16000

- с РГЧ

9250-10200

Тип ГЧ с комплексом средств преодоления ПРО

15Б86 (1978 г)

 

15Ф143 (РГЧ)

 

15Ф143У (79 г)

 

15Ф678 (80 г)

Мощность заряда, Мт

 

- тяжелого боевого блока (Вариант 1)

18-20

- тяжелого боевого блока (Вариант 2)

24-25

- РГЧИН (Вариант 3)

10 x 0,5-1,3

Наибольшая масса головной части, кгс

7200

Стартовая масса ракеты, тс:

209,6-210

Масса топлива, тс:

188

Длина ракеты, м

 

- полная (Вариант 1)

34,6

- полная (Вариант 2)

33,6

- полная (Вариант 3)

36,8

- полная (с ТПК)

38,9

- без головной части

28,5

Максимальный диаметр корпуса, м

3,05

Первая ступень

 

Длина, м

22,3

Диаметр, м

3,0

Масса стартовая, т

161,5

Двигатель 4-х камерный ЖРД замкнутого типа

РД-264

Характеристики ДУ I ступени:

 

- тяга (на земле/в пустоте), тс

425/461

- удельный импульс (на земле/в пустоте), с

293/312

- давление в камере сгорания, кгс/см2

210

Высота, м

2,15

Диаметр, м

3,025

Масса, кг

3600

Вторая ступень

 

Длина, м

7,0

Диаметр, м

3,05

Двигатель ЖРД однокамерный замкнутой схемы

РД-0228
(вариант РД-0212)

ДУ II ступени: – тяга в пустоте, тс

90

Рулевой двигатель 4-х камерный ЖРД открытой схемы

РД-0230

Боевая ступень

 

Длина, м

6,0-8,0

Диаметр, м

2,9

Двигатель

РДТТ

Гарантийный срок нахождения на боевом дежурстве в заправленном состоянии, лет

10

Глубина шахты, м

39

Диаметр, м

5,9

Из истории создания ракетного комплекса

Разработка ракетного комплекса, выполнявшаяся как вариант модернизации комплекса с МБР Р-36, началась в 1964 году. Постановление СМ СССР па разработку РК с ракетой Р-36М (15А14) и проектирование начато 2 сентября 1969 года. Уже в декабре 1969 года был выполнен эскизный проект ракеты Р-36М с четырьмя видами боевого оснащения (моноблочные, разделяющаяся и маневрирующая головные части). В марте 1970 года разработан проект РК с МБР Р-36М (15А14) и ШПУ повышенной защищенности. В январе 1970 года начались бросковые испытания ракеты на испытательной базе Павлоградского механического завода, который входил в НПО «Южное».

ЛКИ проводились с 1972 года по октябрь 1975 года.

«Преимущества РГЧ с прицельным разведением неуправляемых ББ объясняются, главным образом, тем, что:

прицельное разведение ББ позволяет наилучшим образом распределить имеющиеся ББ по объектам поражения (между отдельными целями, по площадям крупных целей и т. д.), повышая возможности и обеспечивая гибкость планирования ракетно-ядерных ударов;

РГЧ позволяют формировать эффективную пространственно-временную структуру ракетно-ядерных ударов, имея более широкие возможности по построению рациональных боевых порядков из ББ и элементов комплекса средств преодоления ПРО и др.;

с использованием РГЧ достаточно просто решается проблема модернизации и универсализации стратегического ракетного вооружения по отношению к различным вариантам и условиям боевого применения МБР и др.». [133]

В отличие от В.Н. Челомея, решившего использовать отработанный газодинамический способ старта ракеты, Янгель предложил минометный старт, «апробированный» на ракете РТ-20П. Однако РТ-2011 быта «легкой» ракетой.

Концепция тяжелой ракеты холодного (минометного) старта была разработана М.К. Янгелем в 1969 году. Минометный старт позволял улучшить энергетические возможности ракет без увеличения стартовой массы. Главный конструктор ЦКБ-34 Б.Г. Рудяк не согласился с этой концепцией, считая невозможной разработку системы минометного запуска для ракеты весом более двухсот тонн. После перехода Рудяка на преподавательскую деятельность в декабре 1970 года Конструкторское бюро специального машиностроения (бывшее КБ-1 Ленинградского ЦКБ-34) возглавил В.С. Степанов, который положительно отнесся к идее «холодного» запуска тяжелых ракет с помощью порохового аккумулятора давления.

Главной проблемой, с которой столкнулся Степанов, была проблема амортизации ракеты в шахте. Раньше амортизаторами служили огромные металлические пружины. Вес Р-36М не позволял их применить. Степанов предложил использовать в качестве амортизаторов сжатый газ. Газ мог удержать и больший вес, но встала проблема: как удержать сам газ высокого давления на протяжении всего срока службы ракеты – десять – пятнадцать и более лет? Коллективу КБ Спецмаш под руководством В.С. Степанова удалось решить эту проблему и доработать шахты Р-36 под новые более тяжелые ракеты. К выпуску уникальных амортизаторов приступил Волгоградский завод «Баррикады».

Параллельно с КБСМ Степанова доработкой ШПУ для ракеты занималось Московское КБТМ под руководством В. Соловьева. Для амортизации ракеты, находящейся в транспортно-пусковом контейнере, КБТМ была предложена принципиально новая компактная маятниковая система подвески ракеты в шахте. Эскизный проект был разработан в 1970 году, в мае этого же года прошла успешная защита проекта в Минобщемаше.

«Дальнейшие работы по реализации проекта потребовали проведения большого объема специальных расчетов, наличия серьезной экспериментальной базы, опытных специалистов соответствующего профиля и организации эксплуатационных служб. Подобные возможности у КБТМ отсутствовали». [134]

В окончательном варианте принята доработанная шахтная пусковая установка В.С. Степанова.

В декабре 1969 года разработан проект ракеты Р-36М с четырьмя видами боевого оснащения – моноблочная легкая ГЧ, моноблочная тяжелая ГЧ, разделяющаяся ГЧ и маневрирующая ГЧ.

В марте 1970 года разработан проект ракеты с одновременным повышением защищенности ШПУ. В августе 1970 г. Совет обороны СССР одобрил предложение КБ «Южное» о модернизации Р-36 и создании ракетного комплекса Р-36М с ШПУ повышенной защищенности.

«В заводских условиях, в цехах готовые ракеты устанавливались в транспортно-пусковые контейнеры (ТПК), на которых размещалось и оборудование, необходимое для пуска ракеты. Все необходимые проверки и испытания проводились на контрольно-испытательном стенде завода. Затем в старый ствол шахты (шахта, в которой ранее размещались отслужившие свой срок и снятые с дежурства МБР Р-36 газодинамического старта) вставлялся металлический силовой стакан с системой амортизации и другим оборудованием ПУ, а вся укрупненная сборка на полигоне, грубо говоря, сводилась лишь к трем (поскольку пусковая установка состояла из трех частей) дополнительным сварным швам на нулевой отметке стартовой площадки. При этом выбрасывались из конструкции пусковой установки оказавшиеся ненужными при минометном старте газоотводящие каналы и решетки. В результате защищенность шахты увеличилась чуть ли не в 50 раз.. Эффективность технических решений была подтверждена на ядерном полигоне в Семипалатинске». [135]

Ракета Р-36М оснащена маршевым двигателем первой ступени, разработанным в КБ Энергомаш под руководством В.П. Глушко.

«Проектировщики скомпоновали первую ступень ракеты Р-36М в составе шести однокамерных двигателей, а вторую ступень – из одного однокамерного двигателя, максимально унифицированного с двигателем первой ступени – отличия были только в высотном сопле камеры. Все, как и прежде, но... Но к разработке двигателя для Р-36М Янгель решил привлечь КБХА Конопатова... Новые конструкторские решения, современные технологии, усовершенствованная методика доводки ЖРД, модернизированные стенды и обновленное технологическое оборудование – все это мог КБ Энергомаш положить на чашу весов, предлагая свое участие в разработке комплексов Р-36М и МР-УР 100... Глушко предложил для первой ступени ракеты Р-36М четыре однокамерных двигателя, работающих по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа, каждый тягой по 100 тс, давление в камере сгорания 200 атм, удельный импульс тяги у земли 293 кгс•с/кг, управление вектором тяги путем отклонения двигателя. По классификации КБ Энергомаш двигатель получил обозначение РД-264 (четыре двигателя РД-263 на общей раме)... Предложения Глушко были приняты, КБХА была поручена разработка двигателя второй ступени для Р-36М». [136]

Эскизный проект двигателя РД-264 был выполнен в 1969 году.

«К конструктивным особенностям двигателя РД-264 следует отнести разработку агрегатов наддува баков окислителя и горючего, состоявших из окислительного или восстановительного низкотемпературных газогенераторов, корректоров расхода и отсечных клапанов. Кроме того, этот двигатель имел возможность отклонения от оси ракеты на 7 градусов для управления вектором тяги...». [137]

Сложной была проблема обеспечения надежного запуска двигателей первой ступени при минометном старте ракеты. Огневые испытания двигателей на стенде начаты в апреле 1970 года. В 1971 году конструкторская документация передана на Южный машиностроительный завод для подготовки серийного производства. Испытания двигателей проводились с декабря 1972 года по январь 1973 года.

В ходе летных испытаний ракеты Р-36М выявилась необходимость форсирования двигателя первой ступени на 5 процентов. Стендовая отработка форсированного двигателя была завершена в сентябре 1973 года, и летные испытания ракеты продолжены.

С апреля по ноябрь 1977 года на стенде «Южмаша» была проведена доработка двигателя с целью устранения причин выявленных высокочастотных колебаний при запуске. В декабре 1977 года вышло решение Министерства обороны о доработке двигателей. После доработки двигатели были признаны одними из самых надежных двигателей боевых ракет.

Маршевый двигатель второй ступени Р-36М разрабатывался в КБ химической автоматики под руководством А.А. Конопатова. К разработке ЖРД РД-0228 Конопатов приступил в 1967 году. Разработка была завершена в 1974 году. Особенностью конструкции 2-й ступени являлось то, что двигатель размещался внутри тороидального бака горючего.

После смерти Янгеля в 1971 году главным конструктором КБ «Южное» был назначен В.Ф. Уткин. С ноября 1979 года он – генеральный конструктор КБ. В ноябре 1990 года В.Ф. Уткин переведен на должность директора ЦНИИ машиностроения (г. Королев Московской области).

«Большим достижением новых комплексов являлась возможность дистанционного перенацеливания перед пуском ракеты. Для такого стратегического оружия это новшество имело огромное значение». [138]

В 1970-1971 годах в КБТМ были разработаны проекты двух наземных стартовых комплексов для обеспечения бросковых испытаний (бросковые испытания – часть испытаний, проводимых с целью отработки отдельных систем ракеты) на площадке № 67 полигона Байконур. Для этих целей использовалось основное оборудование стартового комплекса 8П867. Монтажно-испытательный корпус построен на площадке № 42. В январе 1971 года начались бросковые испытания ракеты для отработки минометного старта. Для исследования минометного старта проведены 9 пусков ракет.

«Суть второго этапа бросковых испытаний (БИ-2) состояла в том, чтобы отработать технологию минометного старта ракеты из контейнера с помощью порохового аккумулятора давления (ПАД), который выбрасывал ракету, заправленную щелочным раствором (вместо реальных компонентов) на высоту более 20м от верхнего среза контейнера. В это же время три пороховых ракетных двигателя (ПРД), расположенных на поддоне, отводили его в сторону, так как поддон предохранял двигательную установку (ДУ) первой ступени от давления газов НАД. Далее ракета, потеряв скорость, падала недалеко от контейнера в бетонный лоток (корыто), превращаясь в груду металла». [139]

Первый пуск по программе летно-конструкторских испытаний Р-36М в 1972 году на полигоне Байконур оказался неудачным. После выхода из шахты она поднялась в воздух и вдруг упала прямо на стартовую площадку, уничтожив пусковую установку. Аварийными были второй и третий пуски. Первый успешный испытательный пуск Р-36М, оснащенной моноблочной ГЧ, проведен 21 февраля 1973 года.

В сентябре 1973 года вышел на испытания вариант Р-36М, оснащенной РГЧ ИН с десятью боевыми блоками (в печати приводятся данные о варианте ракеты, оснащенной РГЧ ИН с восемью боевыми блоками).

Американцы внимательно следили за испытаниями наших первых МБР, оснащенных РГЧ ИН.

«Корабль ВМС США «Арнольд» во время пусков ракет находился у берегов камчатского полигона. Над тем же районом постоянно барражировал четырехмоторный самолет-лаборатория В-52, оснащенный телеметрической и другой аппаратурой. Как только самолет улетал на дозаправку, на полигоне проводился пуск ракеты. Если же пуск во время такого «окна» осуществить не удавалось, то ждали до следующего «окна» или применяли технические меры по закрытию каналов утечки информации». [140]

Закрыть эти каналы было невозможно. Например, перед пуском ракет Камчатка предупреждала по радиосвязи своих гражданских летчиков о недопустимости полетов в определенный промежуток времени. Осуществляя радиоперехват, американские спецслужбы анализировали метеорологическую обстановку в районе и приходили к выводу, что единственной помехой полетам могут быть предстоящие пуски ракет.

В октябре 1973 года постановлением правительства КБ поручена разработка самонаводящейся ГЧ «Маяк-1» (15Ф678) с газобаллонной ДУ для ракеты Р-36М. В апреле 1975 года разработан эскизный проект самонаводящейся ГЧ. В июле 1978 года начаты летные испытания. В августе 1980 года испытания самонаводящейся ГЧ 15Ф678 с двумя вариантами аппаратуры визирования местности на ракете Р-36М завершены. Эти ракеты не были развернуты.

В октябре 1974 года вышло постановление правительства о сокращении типов боевого оснащения комплексов Р-36М и МР-УР-100. В октябре 1975 года завершены летно-конструкторские испытания Р-36М в трех видах боевой комплектации и РГЧ 15Ф143. Разработка головных частей продолжалась. 20 ноября 1978 года постановлением правительства принята на вооружение моноблочная ГЧ 15Б86 в составе комплекса Р-36М. 29 ноября 1979 года принята на вооружение РГЧ 15Ф143У комплекса Р-36М.

В 1974 году Южный машиностроительный завод в Днепропетровске приступил к серийному производству Р-36М, головных частей и двигателей первой ступени.

25 декабря 1974 года ракетный полк вблизи города Домбаровский Оренбургской области заступил на боевое дежурство.

Ракетный комплекс Р-36М принят на вооружение постановлением правительства от 30 декабря 1975 года. Этим же постановлением были приняты на вооружение МБР МР-УР-100 и УР-100Н. Для всех МБР была создана и впервые применена унифицированная автоматизированная система боевого управления (АСБУ) Ленинградского НПО «Импульс».

Вот как осуществлялась постановка ракеты на боевое дежурство: «По проекту была предусмотрена схема «завод-старт», т.е. ракета транспортировалась с завода-изготовителя прямо на шахтную пусковую установку. Такой порядок был применен впервые, и была подтверждена высокая надежность систем ракеты. При этом во много раз было сокращено время нахождения ракеты в незащищенном состоянии: только в пути следования. Т.о., во время проведения ЛКИ технология подготовки ракеты к пуску заключалась в следующем:

1. С железнодорожной платформы (вагона) контейнер перегружался на транспортную тележку (была применена бескрановая погрузка: контейнер перетягивался с платформы на тележку). Затем контейнер транспортировался на стартовую позицию, где аналогичным образом перемещался на установщик, который загружал контейнер в ШПУ на вертикальный и горизонтальный амортизаторы. Это позволяло перемещать его по горизонтали и вертикали, что повышало его защищенность (точнее – защищенность ракеты) при ядерном взрыве.

2. Проводились электрические испытания, прицеливание и ввод полетного задания.

3. Начиналась заправка ракеты – одна из трудоемких и опасных операций. Из подвижных заправочных емкостей в баки ракеты заливалось 180 т агрессивных компонентов. Работать приходилось в средствах защиты, частенько при температуре более 30°С.

4. Пристыковывалась головная часть (РГЧ или моноблок). Затем приступали к заключительным операциям. Закрывалась поворотная крыша, все проверялось, опечатывались люки, и ШПУ сдавалась под охрану караулу. С этого времени несанкционированный доступ в ШПУ исключен. Ракета ставится на боевое дежурство, и с этой секунды ею может управлять только боевой расчет командного пункта» [141]

Боевые ракетные комплексы с МБР Р-36М размещались в ракетных дивизиях, имевших ранее на вооружении ракеты Р-36, и находились на вооружении до 1983 года.С 1980 по 1983 год ракеты Р-36М заменены ракетами Р-36М УТТХ.

 

* * *

Назад.

Оглавление.

Далее.

 

* * *
Яндекс.Метрика