На главную сайта   Все о Ружанах

Государственное конструкторское бюро "Южное" им. М.К. Янгеля

Ракеты и космические аппараты
конструкторского бюро "Южное"


Под общ. ред. С. Н. Конюхова

©ГКБ "Южное" им. М. К. Янгеля, Днепропетровск, 2000

Наш адрес: ruzhany@narod.ru

ВТОРОЕ ПОКОЛЕНИЕ

 

При отработке первых ракет ОКБ-586 стала видна возможность их качественного усовершенствования. Не были полностью использованы возможности высококипящих компонентов топлива, время нахождения в заправленном состоянии не превышало одного месяца. На приведение ракет в состояние полной готовности к пуску требовались десятки минут и даже часы в зависимости от исходных состояний.

Поэтому ОКБ-586 в конце 50-х годов предложило модернизировать все три вида своих первых ракет, обозначив их соответственно: Р-22, Р-24 и Р-26. Первая цифра символизировала второй шаг в разработках стратегических ракет ОКБ-586, вторая — указывала на преемственность с предыдущей ракетой аналогичной дальности стрельбы. Главным новым качеством у них было ампулизированное исполнение топливных емкостей и возможность нахождения в заправленном состоянии до одного года. Кроме того, предлагаемые технологические и конструктивные усовершенствования обеспечивали значительное уменьшение габаритов, стартовых весов и стоимости изготовления.

Правительство не сочло возможным пойти на такой шаг, поскольку на пяти заводах полным ходом шла подготовка к массовому производству ракет Р-12, Р-14 и Р-16. Исключение было сделано для ракеты Р-26, разработка которой была поручена ОКБ-586 в мае 1960 г. для замены ракеты Р-16. Но в это время произошли события, повлиявшие на судьбу ракеты Р-26.

В США создавалась на высококипящем топливе МБР "Титан-2" шахтного базирования, способная нести ядерный заряд большой мощности. В СССР носителя для ЯБП такого класса не было, но заявлено о наличии сверхмощного термоядерного заряда. В ракетных КБ начались проработки мощных ракет тяжелого и сверхтяжелого классов.

В ОКБ-1 проектировали сверхдальнюю трехступенчатую глобальную ракету ГР-1. ОКБ-52, подкрепленное приданными ему бывшими КБ В. М. Мясищева и С. А. Лавочкина с близлежащими заводами и технической документацией, переданной от ОКБ-1 и ОКБ-586, предложило три типа ракет: УР-100, УР-200 и УР-500. Здесь УР расшифро-вывалось как универсальная ракета, а цифры указывали на принадлежность к тому или иному диапазону стартовой массы ракеты.

Ракета легкого класса — УР-100 со стартовой массой почти в три раза меньше, чем у ракеты Р-16 и в полтора раза менее мощным зарядом головной части одновре-менно предлагалась для целей противоракетной обороны.

Ракета среднего класса — УР-200 со стартовой массой, как у ракеты Р-16. Кроме несения боевого заряда предполагалось использование ее для выведения на орбиту ИСЗ средств противокосмической обороны и глобальной морской разведки.

Ракета УР-500 со стартовой массой порядка 600 т могла нести головную часть весом около 20 т и также решать космические задачи.

В стратегическом плане у руководства страны сформировались две задачи: ско-рейшим образом максимально нарастить общее число МБР (у США в 1962 г. имелось семикратное превосходство) и создать ракету, способную нести самый мощный из существующих ЯБП, преодолевать разрабатываемую систему ПРО, длительное время храниться в заправленном состоянии при максимальной боеготовности.

Для решения первой задачи была выбрана ракета УР-100, изготавливаемая по прогрессивной технологии, эксплуатируемая в ампулизированном состоянии в ТПК с системой амортизации, длительно хранящаяся (несколько лет) в заправленном состоянии в ШПУ упрощенного типа. Решение второй задачи было возложено на новую ракету Р-36, разрабатываемую ОКБ-586 в баллистическом (8К67) и орбитальном (8К69) вариантах.

Ракеты сверхтяжелого класса были переведены в разряд космических. Дальней-шая отработка ракет Р-26 и УР-200 была прекращена. Однако все прогрессивные технические решения, отработанные на ракете Р-26, были использованы при создании мощной ракеты Р-36.

РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС Р-36
МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА 8К67 (SS-9 Mod 1, 2)


Компоновка
ракеты 8К67

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.

Принципиальные новые технические решения, заложенные в разработку ракеты

Ракета 8К67 — двухступенчатая, с последовательным расположением и поперечным делением ступеней.

На ракете 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 тетроксид;

— на II 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 II 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 II 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.

Особенности отдельных систем и агрегатов ракеты

Двигательная установка каждой ступени имела в своем составе основной и рулевой ЖРД с турбонасосными системами подачи топлива в камеры сгорания. Основной двигатель I ступени представлял собой блок из трех автономных двухкамерных ЖРД однократного включения без дожигания генераторного газа. Основной двигатель II ступени аналогичен двухкамерному ЖРД I ступени, но с увеличенной высотностью сопел. Основные двигатели I и II ступеней устанавливались неподвижно. Рулевой двигатель каждой ступени имел четыре поворотные камеры сгорания, установленные в каждой плоскости стабилизации ракеты. Основные двигатели разработаны ОКБ-456, управляющие двигатели — ОКБ-586.

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 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 на АУТ сверх допустимых, дистанционного контроля загазованности отсеков ракеты парами компонентов топлива, предохранения баков от вакуума и избыточного давления.

Для разделения ступеней и отделения ГЧ на I и II ступенях устанавливались тормозные пороховые двигатели.

Тип и особенности старта


Ракета 8К67 в ШПУ

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

Газовый поток от работающей ДУ I 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.

Состав боевого ракетного комплекса. Особенности эксплуатации

В состав БРК входило шесть рассредоточенных боевых стартовых позиций, на каждой из которых размещались одиночные шахтные ПУ. 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.

Полигон, ход ЛКИ

Отработка БРК и ракеты 8К67 проводилась на 5 НИИП. Первый пуск ракеты был проведен 28 сентября 1963 г., а закончились ЛКИ в мае 1966 г.

За этот период проведено 85 пусков, из которых было 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.

Основные тактико-технические характеристики ракетного комплекса Р-36 с ракетой 8К67

Ракетный комплекс стационарный с защищенными
от наземного ЯВ шахтными ПУ и КП
Пусковая установка шахтная типа "ОС"
Способ старта газодинамический из ШПУ
Ракета межконтинентальная, баллистическая, жидкостная,
двухступенчатая, ампулизированная
Боевое оснащение ракеты     — моноблочная ГЧ с ББ "тяжелого" класса с зарядом мощностью 20 Mт;
    — моноблочная ГЧ с ББ "легкого" класса с зарядом мощностью 8 Мт;
    — система радиотехнической защиты ГЧ (система "Лист")
Максимальная дальность стрельбы, км:
    — ГЧ "тяжелого" класса 10200
    — ГЧ "легкого" класса 15200
Точность стрельбы, км ±5
Обобщенный показатель надежности 0,95
Стойкость ракеты к факторам ЯВ:
    — до старта обеспечивается ШПУ
    — в полете естественная
Время пуска из полной боевой готовности, мин 4
Гарантийный срок нахождения ракеты на БД при регламенте 1 раз в 2 года, лет 7
Условия боевого дежурства ракеты нахождение в боевой готовности в ШПУ в заправленном состоянии
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

Технические характеристики ракеты 8К67

Стартовый вес ракеты
(с ГЧ "тяжелого" класса/с ГЧ "легкого" класса), тс:
183,9/182,0
Вес головной части ("тяжелого" класса/ "легкого" класса), кгс 5825/3950
Вес боевого блока (ГЧ "тяжелого* класса/ГЧ "легкого" класса), кгс 4560/2852
Вес средств преодоления ПРО, кгс 272
Топливо: жидкое, самовоспламеняющееся
с высококипящими компонентами
    — окислитель АТ
    — горючее НДМГ
Вес топлива, тс:
    — Iступени 118,9
    — II ступени 48,5
Габаритные размеры, м:
    — длина (с ГЧ “тяжелого" класса) 32,2
    — диаметр 3
Характеристики ДУ: I ст. II ст.
    — тяга (на земле/в пустоте), тс 270,3/303,2 — / 101,5
    — удельный импульс (на земле/в пустоте), с 267,8/300,3 — / 315,3
    — давление в КС основного двигателя, кгс/см 85 91
Система управления автономная, инерциальная
Органы управления на I и II ступенях четырехкамерный ЖРД
с отклоняющимися камерами сгорания
Полетная надежность 0,956
Коэффициент энерговесового совершенства
(с ГЧ "тяжелого" класса), Gпг/Go, кгс/тс
31,8

Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса Р-36 с ракетой 8К67

Начало разработки 1962 г.
Постановка на боевое дежурство 1966 г.
Принят на вооружение 1967 г.
Снят с вооружения 1978 г.

МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ ОРБИТАЛЬНАЯ РАКЕТА 8К69 (SS-9 Mod 3)

Основные особенности орбитальной ракеты


Компоновка
ракеты 8К69

Орбитальная ракета обладает уникальным свойством. Поскольку дальность стрельбы у нее не ограничена, она может доставить к цели боевой заряд с двух направлений: с фронта и с тыла. Такая особенность ракеты вынуждает вероятного противника создавать противоракетную оборону на границах обороняемого государства с двух направлений и затрачивать примерно вдвое больше средств. Оборонительная линия с северного направления "Сейф-гард" стоила США десятки млрд. долларов.

Это свойство обеспечивается специфической схемой полета орбитальной ракеты по настильным траекториям, в том числе по траектории искусственного спутника Земли.

В процессе полета орбитальной ракеты осуществляются:

1. Разворот ракеты в полете до заданного азимута стрельбы (в диапазоне углов ±180°).

2. Разделение I и II ступеней.

3. Выключение двигателей II ступени и отделение управляемой ОГЧ.

4. Продолжение автономного полета ОГЧ по орбите искусственного спутника Земли, управление ОГЧ с помощью системы успокоения, ориентации и стабилизации.

5. После отделения ОГЧ коррекция ее углового положения таким образом, чтобы к моменту первого включения радиовысотомера РВ-21 ось антенны была направлена к геоиду.

6. После проведения коррекции ОГЧ движение по орбите с углами атаки 0 градусов.

7. В расчетный момент времени первое измерение высоты полета.

8. Перед вторым измерением тормозная коррекция высоты полета.

9. Второе измерение высоты полета.

10. Ускоренный разворот ОГЧ в положение спуска с орбиты.

11. Перед спуском с орбиты выдержка в течение 180 с для отработки угловых возмущений и успокоения ОГЧ.

12. Запуск тормозной двигательной установки и отделение приборного отсека.

13. Выключение ТДУ и отделение (через 2-3 с) отсека ТДУ от ББ.

Такая схема полета орбитальной ракеты и определяет ее основные конструктивные особенности. К ним, прежде всего, относятся:

— наличие тормозной ступени, предназначенной для обеспечения спуска ОГЧ с орбиты и оснащенной собственной двигательной установкой, автоматом стабилизации (гирогоризонт, гировертикант) и автоматом управления дальностью, выдающим команду на выключение ТДУ);

— оригинальный тормозной двигатель 8Д612 (разработка КБ "Южное"), работающий на основных компонентах топлива ракеты;

— управление дальностью полета путем варьирования времени выключения двигателей II ступени и времени запуска ТДУ;

— установка в приборном отсеке ракеты радиовысотомера, осуществляющего двукратное измерение высоты орбиты и выдающего информацию в счетно-решающее устройство для выработки коррекции времени включения ТДУ.

Наряду с отмеченными выше конструкция ракеты имеет следующие особенности: — использование в качестве I и II ступеней ракеты соответствующих ступеней ракеты 8К67 с незначительными изменениями конструкции;

— установка в приборном отсеке ракеты системы СУОС, обеспечивающей ориентацию и стабилизацию ОГЧ на орбитальном участке траектории;

— заправка и ампулизация топливного отсека ОГЧ на стационарном пункте заправки с целью упрощения стартового сооружения.

Изменение конструкции I и II ступеней баллистической ракеты 8К67 при использовании их в составе орбитальной ракеты сводится в основном к следующему:

— вместо единого приборного отсека на орбитальной ракете устанавливаются приборный отсек с уменьшенными габаритами и переходник, в которых размещается аппаратура СУ. После выведения на расчетную орбиту приборный отсек с размещенной в нем аппаратурой СУ отделяется от корпуса и вместе с ОГЧ совершает орбитальный полет до момента запуска тормозного двигателя 8Д612 отсека управления ОГЧ;

— в хвостовом отсеке II ступени ракеты не устанавливаются контейнеры с ложными целями и ПРД системы защиты от средств ПРО;

— изменен состав и компоновка приборов СУ, дополнительно устанавливается радиовысотомер (система "Каштан").

Особенности отдельных систем и агрегатов

По результатам летных испытаний конструкция ракеты была доработана:

— все соединения заправочно-сливных магистралей питания двигателей ракеты выполнены сварными за исключением четырех соединений ампулизирующих мембранных заглушек, устанавливаемых на заправочно-сливные магистрали;


Отсек тормозной двигательной
установки отделяемой головной части

— соединения газогенераторов наддува баков окислителя I и II ступеней с баками выполнены сварными;

— заправочно-сливные клапаны установлены на корпусах хвостовых отсеков I и II ступеней;

— аннулирован клапан слива горючего II ступени;

— фланцы под разъемные соединения мембранных узлов на входе в ТНА основных и рулевых двигателей за-менены приварными патрубками или фланцами под сварку с магистралями;

— в местах сварки узлов из нержавеющих сталей с элементами баков из алюминиевых сплавов применены прочно-плотные биметаллические переходники, изготовленные штамповкой из биметаллического листа.

Полигон, ход ЛКИ

После проведения огневых стендовых испытаний и самолетных испытаний ТДУ ОГЧ в условиях невесомости в декабре 1965 г. на 5 НИИП начались ЛКИ ракеты 8К69.

В ходе ЛКИ было испытано 19 ракет, из них:

  — по району "Кура" 4
  — по району Новая Казанка 13
  — по району "Акватория" 2
  — аварийных пусков 4

Завершились ЛКИ в мае 1968 г.

Основные тактико-технические характеристики ракетного комплекса Р-36 с орбитальной ракетой 8К69

Ракетный комплекс стационарный, с защищенными
от наземного ЯВ шахтными ПУ и КП
Пусковая установка шахтная типа “ОС"
Способ старта газодинамический из ШПУ
Ракета межконтинентальная, орбитальная, жидкостная,
двухступенчатая, ампулизированная
Боевое оснащение ракеты — орбитальная головная часть с тормозной
двигательной установкой, системой управления
и ББ с зарядом мощностью 2,3 Мт;
— система радиотехнической защиты ОГЧ
Максимальная дальность стрельбы неограниченная в пределах
одного витка вокруг Земли
Точностъ стрельбы, км ±5
Обобщенный показатель надежности 0,95
Стойкость ракеты к факторам ЯВ:
    — до старта обеспечивается ШПУ
    — в полете естественная
Время пуска из полной боевой готовности, мин 4
Гарантийный срок нахождения ракеты на БД при регламенте 1 раз в 2 года, лет 7
Условия боевого дежурства ракеты ракета находится в боевой готовности в ШПУ в заправленном состоянии
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

Технические характеристики ракеты 8К69

Стартовый вес ракеты, тс 181,297
Вес заправленной орбитальной головной части, кгс 3648
Вес боевого оснащения, кгс:     — ББ 1410
      — средств преодоления ПРО 238
Вес заправленных компонентов топлива (АТ и НДМГ), тс:
    — I и II ступеней 167,4
    — ОГЧ 2
Полная длина ракеты, м: 32,65
    — I ступени 18,87
    — II ступени 10,3
    — отсека управления ОГЧ 1,79
    — ОГЧ 2,14
Диаметр корпуса ракеты, м 3
Максимальный диаметр ГЧ, м 1,42

Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса Р-36 с ракетой 8К69

Начало разработки 1962 г
Принят на вооружение 1968 г.
Поставлен на боевое дежурство 1969 г.
Снят с вооружения 1983 г.

МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА 8К67П (SS-9 Mod 4)

Принципиально новые технические решения, заложенные в разработку ракеты


Старт ракеты 8К67П
 
Установка РГЧ на ракету 8К67П

Основным отличием ракеты 8К67П от ракеты 8К67 является оснащение ее новым типом головной части — разделяющейся ГЧ в составе трех ББ и КСП ПРО. При этом конструкция РГЧ разрабатывалась с учетом выполнения требования по обеспечению переоснащения ракет 8К67, находящихся на боевом дежурстве в шахтных ПУ в заправленном состоянии без их выемки из ПУ, сведению к минимуму доработок ПУ и наземного проверочно-пускового оборудования.

Основным силовым узлом РГЧ являлась платформа, устанавливаемая на штатный приборный отсек ракеты. Для крепления ББ на платформе и последующего их разведения использовались установочные кольца с каретками, опирающимися на направляющие платформы. Разведение ББ осуществлялось "скатыванием" их по наклонным направляющим при работающем двигателе II ступени ракеты.

Для уменьшения аэродинамического сопротивления на АУТ боевые блоки устанавливались с наклоном к продольной оси ракеты на 11°, а на вершины ББ устанавливался обтекатель в виде трехконусного наконечника. Установка РГЧ на ракету потребовала доработки бортовой СУ в части обеспечения электросвязи СУ с РГЧ.

Конструкция РГЧ не обеспечивала индивидуального наведения каждого из трех блоков по отдельной цели. Прицелить можно было один из блоков либо центр их группирования. Тем не менее, применение такой РГЧ в условиях противодействия системы ПРО повысило боевую эффективность ракеты 8К67П по сравнению с ракетой 8К67 в ~ 2 раза.

Состав БРК. Особенности эксплуатации

Состав и структура БРК остаются такими же как и у БРК с ракетами 8К67. Для наземной эксплуатации РГЧ потребовалась доработка наземного проверочного пускового оборудования и технической позиции РК в части строительства корпуса сборки РГЧ, создания изотермического транспортного агрегата для перевозки РГЧ.

Полигон, ход ЛКИ

Отработка БРК с ракетами с РГЧ проводилась на 5 НИИП.

Особенностью создания РГЧ было то, что ее разработка велась в исключительно сжатые сроки: начало разработки — декабрь 1967 г., первый пуск экспериментальной РГЧ — август 1968 г., еще 4 успешных экспериментальных пуска — до конца 1968 г. СЛИ усовершенствованной штатной РГЧ 8Ф676 с ББ 8Ф677 начались в 1969 г. и завершились в 1970 г., включая пуски в район "Акватория".

Требование по ускоренному созданию РГЧ было обусловлено тем, что в это же время в США велась разработка РГЧ для ракеты "Минитмен" и СССР не должен был отставать.

Основные тактико-технические характеристики ракетного комплекса Р-36 с разделяющейся ГЧ

РК создавался на базе РК Р-36 и отличался в основном тем, что на ракетах 8К67 моноблочные ГЧ были заменены на разделяющиеся ГЧ. ТТХ РК с РГЧ в основном соответствовали ТТХ комплекса Р-36 за исключением следующих:

Боевое оснащение разделяющаяся ГЧ в составе:
  — 3 ББ с зарядами мощностью 2,3 Мт
  — система радиотехнической защиты ББ на базе системы "Лист"
Максимальная дальность стрельбы, км 10200
Точность стрельбы, км ±5
Обобщенный показатель надежности 0,954

Технические характеристики ракеты 8К67П

Стартовый вес ракеты, тс 183,45
Вес II ступени, тс 57,52
Вес головной части, кгс 5440
Вес боевого оснащения, кгс:
    — ББ 3x1425
    — средств преодоления ПРО 401
Полетная надежность 0,954
Коэффициент энерговесового 29,5
совершенства (Gпг/Go), кгс/тс

Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса Р-36 с разделяющейся ГЧ

Начало разработки 1967 г.
Принят на вооружение 1970 г.
Постановка на боевое дежурство 1971 г.
Снят с вооружения 1979 г.

 


Яндекс.Метрика