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

ТРЕТЬЕ ПОКОЛЕНИЕ

В конце 60-х — начале 70-х годов произошел качественный скачок в создании стратегических ракетных комплексов. Усилиями многих НИИ и КБ различных отраслей промышленности были разработаны миниатюрные устройства цифровой вычислительной техники, высокоточные командные приборы систем управления и прицеливания, ядерные заряды с высокими удельными характеристиками, более совершенные двигательные установки, новые схемы упрочнения пусковых установок, был выполнен большой объем теоретических и экспериментальных работ в ракетодинамике. Все это послужило основой для создания МБР третьего поколения. Руководство страны приняло решение о модернизации ракетных комплексов Р-36 и УР-100, составлявших основной потенциал РВСН. Разработчикам этих комплексов было поручено представить свои технические предложения на конкурсных началах.

В результате выполнения в 1967 — 1968 г.г. научно-исследовательских работ, проведенных с учетом последних достижений науки и техники, КБ "Южное" совместно с рядом НИИ и КБ были сформулированы пять основных принципов предстоящей модернизации стратегических ракетных комплексов, реализация которых должна была обеспечить качественное повышение их боевой эффективности:

1. Повышение вероятности выживания ракетных комплексов в любых условиях боевых действий, в том числе при ядерном и неядерном воздействиях по ним, с обеспечением последующих пусков ракет для нанесения гарантированного ответного удара по целям вероятных противников.

2. Повышение вероятности поражения наиболее важных объектов и экономических районов на территории вероятных противников, защищенных как фортификационными средствами, так и перспективной системой ПРО, в условиях осуществления как ответного, так и превентивного ударов.

3. Увеличение периода нахождения ракетных комплексов в режиме автономии как в угрожаемый период, так и после нанесения по ним непоражающего удара.

4. Сокращение времени постановки РК на боевое дежурство, а также времени выполнения эксплуатационных операций при одновременном сокращении численности обслуживающего персонала на всех этапах эксплуатации комплексов.

5. Увеличение гарантийного срока эксплуатации и межрегламентного периода эксплуатации РК.

Эти принципы были положены в основу технических предложений на разработку трех стратегических стационарных РК с ракетами, базирующимися в шахтных пусковых установках с высокой защищенностью от поражающих факторов ЯВ:

— РК Р-36М с жидкостной ракетой, оснащенной РГЧ с десятью боевыми блоками, или моноблочными головными частями с зарядами существенно большей мощности, чем у ББ РГЧ (2 варианта);

— РК МР-УР100 с жидкостной ракетой, оснащенной РГЧ с четырьмя блоками, унифицированными с боевыми блоками РГЧ ракеты РК Р-36М и моноблочной ГЧ с более мощным зарядом, чем у ББ РГЧ;

— РК РТ-23 с твердотопливной ракетой, оснащенной РГЧ с десятью боевыми блоками.

Первые два комплекса должны были заменить существующие комплексы с тяжелой ракетой 8К67 и легкой ракетой 8К84. Третий комплекс предлагалось создать по мере готовности производства твердых смесевых топлив, крупногабаритных зарядов из них, корпусов и сопловых блоков ТТ РД из полимерных композиционных материалов.

Специфика боевых задач, условия боевого применения МБР, массовость их развертывания требовали улучшения таких характеристик:

— эффективность боевого оснащения ракет;

— точность стрельбы и боеготовность;

— защищенность пусковых установок;

— эксплуатационные качества;

— надежность и гарантийные сроки эксплуатации комплекса.

Технические предложения по модернизации жидкостных РК КБ "Южное" представило в 1968 г. В основу предложений, доработанных в 1969 г., были положены следующие основные принципы, реализованные в дальнейшей разработке:

— разработка автономной СУ на базе бортовой цифровой вычислительной машины и комплекса командных приборов повышенной точности;

— создание многоблочной разделяющейся головной части с индивидуальным наведением боевых блоков в точки прицеливания;

— создание малогабаритных боевых блоков с улучшенными массовыми и баллистическими характеристиками, стойкими к поражающим факторам ядерных взрывов;

— разработка комплекса средств преодоления противоракетной обороны противника, включающего в себя ложные цели, работоспособные на внеатмосферной части траектории и в атмосфере;

— полная ампулизация топливных систем ступеней ракеты;

— эксплуатация ракеты на всех этапах в транспортно-пусковом контейнере, размещение на ТПК всего технологического оборудования и аппаратуры, необходимых при боевом дежурстве и пуске ракеты;

— минометный старт ракеты из ТПК, размещаемого в шахтной пусковой установке;

— запуск двигателей I ступеней ракеты в невесомости, после выхода ракеты из ТПК;

— принципиально новая схема размещения ракеты в пусковой установке — подвеска ее в системе амортизации, закрепляемой в верхней части шахтного сооружения;

— унификация строительной части ПУ и КП.

Наиболее принципиальным моментом в выборе направления создания комплекса явилось принятие решения о разработке системы управления ракеты на базе БЦВМ, которая в сочетании с цифровой наземной аппаратурой, размещаемой на ТПК, является центральным блоком управления, решающим все математические и логические задачи с высокой точностью, надежностью и быстродействием. Применение на ракете цифрового вычислительного комплекса позволило обеспечить:

— решение полной навигационной задачи и уменьшение методических ошибок СУ;

— возможность повышения точности стрельбы за счет определения и учета систематических инструментальных погрешностей;

— оперативное дистанционное перенацеливание ракет в период боевого дежурства по любой из заранее запланированных целей;

— повышение надежности БРК за счет оперативного получения информации о боевом состоянии ракеты, систем ТПК и пусковой установки, обеспечения возможности своевременного выявления и устранения неисправностей;

— полную автоматизацию управления всеми системами пусковой установки, ТПК и ракеты при нахождении комплекса на боевом дежурстве и пуске ракеты.

Прицеливание ракеты по азимуту обеспечивается полностью автономной систе-мой (без использования наземной геодезической сети), в системе прицеливания ис-пользуются автоматический гирокомпас и квантовый оптический гирометр, размещаемые в ПУ. Система прицеливания обеспечивает первичное определение азимута базового направления при постановке ракеты на боевое дежурство и хранение его в процессе боевого дежурства, в том числе при ядерном воздействии по пусковой установке, и восстановление азимута базового направления после воздействия.

Предложения рассматривались на Совете обороны в августе 1969 г. Перспек-тивность и обоснованность технических предложений КБ "Южное" стали основанием для решения поручить ему разработку обоих модернизируемых комплексов, получивших обозначение Р-36М и МР-УР100 с ракетами 15А14 и 15А15 соответственно.

Эскизный проект ракеты 15А14 был разработан в декабре 1969 г.

Ракета 15А15, эскизный проект которой был разработан в сентябре 1970 г., раз-рабатывалась и отрабатывалась с максимальным использованием технических решений, уже исследованных для ракеты 15А14. Высокая степень преемственности способствовала ускоренным темпам отработки ракеты 15А15. Летные испытания этих ракет начались практически одновременно.

РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС Р-36М (15П014) МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА 15А14 (SS-18 Mod 1, 2, 3; РС-20А)

Принципиальные особенности ракеты и ракетного комплекса


Компоновка
ракеты 15А14 с
моноблочной ГЧ

Одной из наиболее сложных была задача выбора принципиальной схемы и характеристик разделяющейся головной части — принципиально нового вида боевого оснащения ракеты. На основании анализа различных вариантов принципиальной схемы и схемы полета РГЧ при разработке была принята схема головной части с автономной ДУ. Разделяющаяся ГЧ выполнена унифицированной под три варианта комплектации ее боевыми блоками и получила обозначение 15Ф143У.

При создании первых РГЧ с индивидуальным наведением ББ решалась проблема выбора типа ДУ (ЖРД или ТТРД) для перенацеливания и построения боевых порядков ББ и ложных целей. Предпочтение было отдано ТТРД, удовлетворяющему требованиям по энергомассовым параметрам, компонуемости при "разнокалиберном" составе ББ и имеющем определенные эксплуатационные преимущества. КБ "Южное" и НПО "Алтай" разработали для РГЧ две модификации ДУ — 15Д161 и 15Д221.

В конструкции этих ДУ реализованы принципиально новые решения:

— частично скрепленные с корпусом заряды торцевого горения на основе эластичных безметальных низкотемпературных смесевых твердых топлив, что позволило обеспечить массовое совершенство, необходимое длительное время работы и приемлемые условия по работоспособности органов управления;

— высокоэффективные (максимальное управляющее усилие до 45% от осевой тяги) маломоментные вращающиеся управляемые сопла, позволяющие осуществлять сложные эволюции РГЧ в пространстве и не требующие рулевого агрегата с чрезмерной массой.

Принципиальные схемы ракеты и системы управления разработаны исходя из условия возможности применения, помимо разделяющейся, двух типов моноблочной ГЧ, в т.ч. и с самым мощным спецзарядом — ГЧ 15Ф141.

Все головные части ракеты оснащаются комплексом средств преодоления ПРО. Для КСП ПРО ракеты 15А14 впервые были созданы квазитяжелые ложные цели, позволяющие имитировать характеристики боевых блоков практически по всем селектирующим признакам на внеатмосферном участке траектории и значительной части атмосферного.

На нисходящем АУТ движение ББ имитируется благодаря применению специального твердотопливного двигателя "разгона", не имеющего аналогов в мировой практике, прогрессивно (в 20 раз) возрастающая тяга которого компенсирует силу аэродинамического торможения ложной цели.

Ракета 15А14 разработана по новой компоновочной схеме, обеспечивающей весьма высокую степень использования ее объема.

Из состава ракеты были исключены сухие отсеки, за исключением межступенного переходника II ступени. На II ступени ракеты применен цельносварной топливный отсек. В баке "Г" образована полость, в которой размещен основной двигатель II ступени. Смежные днища баков I ступени выполнены эквидистантными, а нижнее днище бака горючего I ступени — вогнутым (с целью уплотнения компоновки ДУ I ступени). Все это позволило при сохранении диаметра и некотором (на ~400 мм) уменьшении суммарной длины первых двух ступеней ракеты, по сравнению с ракетой 8К67, увеличить на 11% запас топлива.


Ракета 15А14 в ШПУ

Основные двигатели обеих ступеней выполнены по замкнутой схеме, с высоким давлением в камерах. На I ступени применена ДУ, состоящая из четырех однокамерных двигателей 15Д117 разработки КБЭМ. ДУ II ступени состоит из основного однокамерного двигателя 15Д79 и четырехкамерного рулевого двигателя 15Д83 разработки КБХА.

В пневмогидравлической схеме ракеты реализован ряд принципиально новых решений, позволивших значительно упростить конструкцию и схему работы ПГС, уменьшить количество элементов автоматики, исключить необходимость проведения профилактических работ с ПГС и повысить ее надежность при снижении веса. Особенностями ПГС ракеты являются полная ампулизация топливных систем ракеты после заправки с периодическим контролем давления в баках и исключение сжатых газов с борта ракеты. Это позволило увеличить время нахождения РК в полной боевой готовности до 10-15 лет с потенциальной возможностью эксплуатации до 25 лет.

Для предварительного наддува баков впервые разработана и внедрена схема химического наддува — путем впрыска основных компонентов топлива на зеркало жидкости в топливных баках. Введен "горячий" наддув баков окислителя (t=450±50°C) и "сверхгорячий" наддув баков горючего (t=850±50°C) с регулированием соотношения компонентов К газогенераторов. Торможение отделяющихся частей I и II ступеней осуществляется газореактивными системами.

Одним из радикальных технических решений по комплексу 15П014, в значительной степени определившим высокий уровень его характеристик, явилось применение минометного старта ракеты из ТПК. Впервые в мировой практике была разработана и внедрена минометная схема старта тяжелой жидкостной МБР.

Созданные КБ "Южное" и ЛНПО "Союз" пороховые аккумуляторы давления с прогрессивными и стабильными расходными характеристиками позволили получить оптимальные режимы движения ракеты при старте из ТПК и на начальном участке траектории. При этом требуемый закон изменения давления газов в подракетном пространстве был обеспечен моноблочными зарядами с прогрессирующей поверхностью горения и схемой из нескольких последовательно работающих ПАДов.

Ракета эксплуатируется в ТПК 15Я53. Полная сборка ракеты, стыковка ее с системами, размещаемыми на ТПК, и проверки производятся на заводе-изготовителе. ТПК снабжен пассивной системой поддержания влажностного режима ракеты при нахождении ее в ПУ. Корпус ТПК выполнен из высокопрочного стеклопластика.

Эксплуатация ракеты в ТПК и применение минометной схемы старта позволили:

— исключить необходимость в оголовке пусковой установки;

— упростить вопросы амортизации наземной проверочно-пусковой аппаратуры за счет размещения ее на амортизируемом ТПК;

— обеспечить более полное использование объема пусковой установки;

— существенно упростить конструкцию и уменьшить внутренний диаметр ПУ за счет исключения внутреннего стакана, газоходов, газоповоротных решеток;

— уменьшить объем работ на ПУ, а также сократить сроки постановки комплекса на боевое дежурство и проведения регламентных работ.

Для ракеты 15А14 КБСМ были созданы высокозащищенные шахтные пусковые установки 15П714 на базе пусковой установки "ОС-67" ракеты 8К67 путем упрочнения строительной части сооружения, замены металлоконструкций ствола и оголовка, установки новой защитной крыши ПУ и системы амортизации. Конструкция ПУ предусматривает ее строительство (или реконструкцию ПУ "ОС-67") индустриальными методами с применением распространенных строительных материалов — сборного железобетона, конструкционных сталей.

Реализация прогрессивных технических решений позволила создать самый мощный в мире боевой ракетный комплекс Р-36М, превосходящий предшествующий ему комплекс Р-36:

— по точности стрельбы — в ~3 раза;

— по боеготовности в 4 раза;

— по энергетическим возможностям ракеты — в 1,4 раза;

— по защищенности пусковой установки — в 15-30 раз;

— по степени использования объема ПУ — в 2-4 раза;

— по первоначально установленному гарантийному сроку эксплуатации — в 1,4 раза.

Полигон, ход ЛКИ

С 1973 по 1975 г.г. на 5 НИИП проведены ЛКИ комплекса со всеми видами боевого оснащения ракеты. Из 43-х пусков 36 были успешные. Отказы при ЛКИ были обусловлены конструктивными не-доработками и производственными дефектами при изготовлении. Причины однозначно установлены и устранены. Фактическая полетная надежность ракеты с учетом проведенных доработок и мероприятий по обеспечению качества изготовления составляет 0,958.


Минометный старт ракеты 15А14

Началу летных испытаний предшествовал большой объем наземной отработки новых схемных и конструктивных решений, включая бросковые испытания. Успешная отработка комплекса подтвердила правильность и прогрессивность принятых технических решений.

Моноблочная ГЧ 15Б86 с ББ "легкого" класса проходила ЛКИ на ракете 15А14 до апреля 1976 г. и была принята на вооружение в составе ракеты 15А14 отдельным постановлением в 1978 г.

С июля 1978 г. по август 1980 г. на ракете 15А14 проводились ЛКИ экспериментальной самонаводящейся ГЧ 15Ф678 с двумя вариантами визирования (по радио-яркостным картам местности и по картам рельефа местности). ГЧ 15Ф678 на вооружение не принималась.

Всего проведено 95 пусков.

Основные тактико-технические характеристики ракетного комплекса 15П014

Ракетный комплекс стационарный, с высокозащищенными от наземного
ядерного взрыва шахтными ПУ и КП
Пусковая установка шахтная типа "ОС"
Способ старта минометный, из ТПК с помощью ПАД
Ракета межконтинентальная, двухступенчатая,
баллистическая,жидкостная, полностью ампулизированная
Боевое оснащение: — моноблочная ГЧ с боевым блоком "тяжелого" класса
с зарядом мощностью 20 Mт
— моноблочная ГЧ с боевым блоком "легкого" класса
с зарядом мощностью 8 Mт
— РГЧ в комплектации: 10 боевых блоков
с зарядом мощностью 0,4 Мт
или 4 боевых блока с зарядом мощностью 1,0 Мт и 6 боевых блоков с зарядом мощностью 0,4 Мт. Все комплектации оснащены КСП ПРО
Максимальная дальность стрельбы, км:
    ГЧ "тяжелого" класса 11200
    ГЧ "легкого" класса 16000
    РГЧ 10500
Точность стрельбы (при L=10000 км), км ±1,6
Обобщенный показатель надежности 0,91
Время пуска из полной боевой готовности, с 62
Стойкость ракеты к поражающим факторам ядерного взрыва:
    — до старта обеспечивается ПУ
    — в полете I уровень
Гарантийный срок нахождения на боевом дежурстве
при регламенте 1 раз в 3 года, лет
~10
Условия боевого дежурства ракеты нахождение в полной боевой готовности в ШПУ
Боевое применение в любых метеоусловиях при температуре 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 15А14

Стартовый вес ракеты, тс:
    с ГЧ "тяжелого" класса 209,2
    с ГЧ "легкого" класса 208,3
    с РГЧ 210,4
Вес головной части, кгс:
    с "тяжелым" боевым блоком 6565
    с "легким" боевым блоком 5727
    с 10 блоками 7823
Топливо: жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами
    — окислитель АТ
    — горючее НДМГ
Вес топлива, тс:
    — I ступени 150,5
    — II ступени 37,6
Характеристики ДУ: I ст. II ст.
    — тяга (на земле/в пустоте), тс 424.8/4612 —/77,5
    — удельный импульс (на земле/в пустоте), с 293.3/318.4 —/325.5
    — давление в КС основного двигателя, кгс/см 210 158
Система упревления автономная, инерциальная
на базе БЦВМ
Полетная надежность 0,958
Коэффициент энерговесового совершенства, Gпг/Go, кгс/тс 36,7
Органы управления;
    — I ступени отклонение 4КС основных ЖРД
    — II ступени 4-камерный рулевой ЖРД
Габаритные размеры, м:
    — длина (с РГЧ) 33,65
    — диаметр 3

Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса 15П014 с ракетой 15А14

Начало разработки 1969 г.
Принятие на вооружение 1975 г.
Снятие с вооружения 1982 г.

РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС МР-УР100 (15П015) МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА 15А15 (SS-17 Mod 1, 2; РС-16А)

Принципиальные новые технические решения, заложенные в разработку ракеты


Ракета 15А15
в ШПУ

Применен минометный старт из ТПК с помощью пороховых аккумуляторов давления.

Для разведения ББ РГЧ используется твердотопливная ДУ 15Д171, разработанная КБ "Южное" и НПО "Алтай", конструктивно- компоновочная схема которой аналогична схеме ДУ 15Д161 и 15Д221 РГЧ ракеты 15А14, а отличие в основных характеристиках (рабочий запас топлива, суммарный импульс тяги, время работы) обусловлено меньшим числом ББ.

Для уменьшения длины ракеты в ТПК разработан и применен складывающийся головной обтекатель.

Система управления разработана на базе ЦВМ с автоматизированным измерением погрешностей командных приборов и автоматическим вводом соответствующих поправок в ПЗ за минимальное время после получения команды на пуск. СУ размещена в едином герметичном контейнере. Вектор тяги двигателя II ступени управляется вду-вом генераторного газа в сопло.

Разделение ступеней осуществлялось подрывом УКЗ.


Компоновка
ракеты 15А15

На ракете 15А15 в числе одной из первых использовались ББ и КСП ПРО регламентированно высокой стойкости к ПФЯВ противоракеты.

Состав БРК

— десять автоматизированных одиночных пусковых установок на базе существующих ПУ "ОС-84";

— унифицированный КП шахтного типа контейнерного исполнения;

— унифицированная система боевого управления и внутреннего электроснабжения.

Расстояние между соседними ПУ, ПУ и УКП своего БРК, фланговыми ПУ соседних БРК — 6-8 км.

Особенности технической эксплуатации

Общая сборка ракеты, загрузка в ТПК, комплексная проверка систем ракеты и наземного проверочно-пускового оборудования, установленного на ТПК, осуществляется на заводе.

Перегрузка ТПК с ракетой на всех этапах эксплуатации — бескрановым способом в любых метеоусловиях.

Грунтовым транспортным средством повышенной проходимости ТПК с ракетой доставляется к ПУ без проведения проверок на ТП. Загрузка ТПК с ракетой в ПУ — с помощью унифицированного подъемно-транспортного оборудования.

Заправка ракеты топливом — с помощью унифицированных средств подвижного заправочного оборудования без присутствия личного состава в ПУ.

Пристыковка к ракете полностью собранной и проверенной ГЧ — с помощью унифицированного для всех видов БО транспортно-установочного оборудования.

Полигон, ход ЛКИ

Все пуски проводились с 5 НИИП
Начало ЛКИ 1972 г.
Окончание ЛКИ 1975 г.
Всего пусков в ходе ЛКИ 40
    из них: — по району "Кура" 32
                — по району"Акватория" 7
                — на минимальную дальность (по району Кзыл-Ту) 1
                — количество аварийных пусков 3
                — количество частично успешных пусков 2
Общее количество произведенных пусков. 67
    из них аварийных 7
Успешных пусков 89,50%

Основные тактико-технические характеристики ракетного комплекса 15П015

Ракетный комплекс стационарный, с защищенными от наземного ЯВ шахтными ПУ и КП
Пусковая установка шахтная, автоматизированная, высокозащищенная, типа "ОС" — модернизированная ПУ "ОС-84"
Способ старта минометный, из ТПК с помощью ПАД
Ракета межконтинентальная, баллистическая, жидкостная, двухступенчатая, ампулизированная
Боевое оснащение ракеты — разделяющаяся головная часть с 4 стойкими к ПФЯВ ББ с зарядом 0,4 Мт каждый;
— моноблочная ГЧ со стойким к ПФЯВ ББ с зарядом 3,4 Мт
Прицельная дальность стрельбы, км: 10250 с РГЧ
    — максимальная 10320 с моноблочной ГЧ
    — минимальная 1000
Точность стрельбы, км ±1,6
Район разведения ББ, км 200x100
Полетная надежность 0,957
Боеготовность, с 80
Гарантийный срок нахождения ракеты на БД при регламенте 1 раз в 3 года, лет 10
Условия боевого дежурства ракеты нахождение в полной боевой готовности в ШПУ
Боевое применение обеспечивается в любое время года и суток, в любых метеоусловиях, а также после воздействия ЯВ (в пределах защищенности БРК)
Система управления автономная, инерциальная на базе БЦВМ, позволяющая производить переприцеливание в процессе предстартовой подготовки

Технические характеристики ракеты 15А15

Стартовый вес ракеты, тс 71,2
Вес ГЧ, тс 2,1
Габаритные размеры, м:
    — длина 22,51
    — диаметр 2,25
Топливо: жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами
    — окислитель АТ
    — горючее НДМГ
Характеристики ДУ:
    — тяга ДУ I ступени, тс:
    — основного двигателя (на земле/в пустоте) 117/126
    — рулевого двигателя (на земле/в пустоте) 28/33
    — тяга ДУ II ступени (в пустоте), тс 14,5
    — удельный импульс двигателя (в пустоте), с:
    — I ступени 318,5
    — II ступени 330,5
Органы управления:
    — I ступени 4-х камерный рулевой ЖРД с поворотными КС
    — II ступени — основной двигатель, управляющий полетом по тангажу и рысканию при помощи системы вдува газа в закритическую часть сопла;
  — специальные сопла, работающие на генераторном газе и управляющие полетом по крену.

Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса 15П015 с ракетой 15А15

Начало разработки 1970 г.
Принятие на вооружение 1975 г. (с РГЧ)
Снятие с вооружения 1983 г.

РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС Р-36М УТТХ (15П018) МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА 15А18 (SS-18 Mod 4, РС-20Б)

Принципиальные особенности ракеты и ракетного комплекса


Ракета 15А18
в ШПУ

Ракетный комплекс с ракетой, оснащенной 10-блочной РГЧ 15Ф183, разработан в плане дальнейшего совершенствования и повышения боевой эффективности находящегося на вооружении РК Р-36М и является высокоэффективным и универсальным комплексом стратегического назначения. Обеспечивает поражение одной ракетой до 10 целей, включая высокопрочные малоразмерные и особо крупные площадки целей, расположенные на местности площадью 300000 км2, в условиях эффективного противодействия средств ПРО вероятного противника.

Повышение эффективности достигнуто за счет:

— повышения точности стрельбы в 2-3 раза;

— увеличения мощности зарядов ББ;

— увеличения района разведения ББ;

— применения ПУ и КП высокой защищенности;

— повышения вероятности доведения до ПУ команд на пуск.


Ракета 15А18 в полете

Реализация принятых направлений совершенствования позволила обеспечить повышение эффективности боевого применения РК, по сравнению с РК Р-36М, в 2-3 раза в ответном ударе и при наносимом ударе в назначенное время.

В составе ракеты 15А18 использованы без доработок I и II ступени ракеты 15А14.

Принципиальные отличия заключаются в применении:

— универсальной высоко-энергетической жидкостной ступени наведения с двигательной установкой, выполненной по "тянущей" схеме, работающей на основных компонентах топлива, параметры которой обеспечивают рациональное распределение по целям всех ББ на вероятных театрах военных действий;

— новой ГЧ с 10 ББ 15Ф162 и зарядом А134ГА повышенной мощности. ГЧ выполнена по двухъярусной схеме с единым аэродинамическим обтекателем. Применены безымпульсные устройства отделения ББ;


Компоновка
ракеты 15А18

— СУ с улучшенными точностными характеристиками и увеличенной памятью БЦВМ;

— системы прицеливания с улучшенными параметрами, что достигнуто за счет повышения точностных характеристик аппаратуры, повышения удароустойчивости и ударопрочности, в т.ч. АГК в разарретированном положении, применения системы упреждающего запуска и КОГ с высоким быстродействием, позволяющим проводить многократную коррекцию прицеливания при заданных моделях ЯВ по ПУ и ПР.

В составе комплекса предусмотрено использование ПУ 15П718 и УКП 15В155 высокой защищенности.

Большая степень заимствования агрегатов и систем из комплекса 15П014 и их освоение предприятиями промышленности обеспечили высокую технологичность систем и оборудования созданного комплекса и возможность производства его с минимальными затратами в короткие сроки.

Полигон, ход ЛКИ

По программе летных испытаний на 5 НИИП проведено 19 пусков, из них 17 — успешных. Причины двух отказов однозначно установлены, реализованы мероприятия по их устранению.

Всего проведено 62 пуска, из них 56 — успешных. Четыре отказа при пусках серийных изделий обусловлены производственными дефектами.

Фактическая полетная надежность ракеты с учетом доработок на этапе летных испытаний и обеспечением качества изготовления составляет 0,965.

Основные тактико-технические характеристики ракетного комплекса 15П018

Ракетный комплекс стационарный, с высокозащищенными от наземного ЯВ ПУ и КП
Пусковая установка одиночная, шахтная, автоматизированная, с высокой защищенностью от ЯВ
Способ старта минометный, из ТПК с помощью ПАД
Ракета МБР, жидкостная, полностью ампулизированная
Боевое оснащение РГЧ с 10 ББ мощностью 0,5 Мт и эффективным КСП ПРО
Максимальная дальность стрельбы, км 11000
Точность стрельбы, км ±0,65
Обобщенный показатель надежности 0,93
Время пуска из полной боевой готовности, с 62
Стойкость ракеты к поражающим факторам ЯВ в полете I уровень
Гарантийный срок нахождения на БД лет >10
Условия боевого дежурства ракеты нахождение в полной боевой готовности в ПУ
Боевое применение в любых метеоусловиях при температуре воздуха от -50 до +50°С и скорости
  ветра у поверхности земли до 25 м/с до и после ядерного воздействия по БРК

Технические характеристики ракеты 15А18

Стартовый вес, тс 211,1
Вес головной части, кгс 8470
Топливо: жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами
— окислитель АТ
— горючее НГМД
Вес топлива,тс: — I ступени 150,5
  — II ступени 37,6
  — ступени разведения 2,1
Характеристики ДУ: I ст. II ст. СР
— тяга (на земле/в пустоте), тс 424,8/461,2 —/77,5 —/2,0
— удельный импульс (на земле/в пустоте), с 293,3/318,4 —/325,5 —/290,4
Система управления автономная, на базе ЦВК и высокоточного ККП
Полетная надежность 0,965
Коэффициент энерговесового совершенства (Gпг/Go), кгс/тс 40,1
Органы управления:
— I ступени качающиеся четыре (основных) двигателя
— II ступени 4-камерный рулевой двигатель
— ступени разведения 4-камерный двигатель с качающимися камерами
Габаритные размеры, м — длина 34,3
— диаметр 3

Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса 15П018 с ракетой 15А18

Начало разработки 1976 г.
Принятие на вооружение 1980 г.
Снятие с вооружения начиная с 1988 г.

РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС МР-УР100 УТТХ(15П016) МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА 15А16 (SS-17 Mod 3; РС-16Б)

Принципиальные технические решения, заложенные в разработку ракетного комплекса

Ракета 15А16 создана в плане дальнейшего совершенствования и повышения боевой эффективности находящегося на вооружении ракетного комплекса МР-УР100.

Впервые в практике отечественного ракетостроения применена автономная бортовая система прицеливания "Меридиан", позволяющая определять с помощью самоориентирующейся в азимуте гироплатформы направление истинного меридиана и обеспечивающая прицельный пуск ракеты после ядерного удара по стартовой позиции.

Улучшение ТТХ (повышение эффективности боевого применения в 1,5-2,5 раза) по сравнению с ракетой 15А15 достигнуто за счет применения новых ББ РГЧ с повышенным тротиловым эквивалентом (в 1,25 раза), усовершенствованных СУ и ДУ разведения ГЧ, позволивших улучшить точность попадания в цель (в 2 раза). Усовершенствование ДУ 15Д171-02 заключается в индивидуальном подборе критических сечений сопел и тем самым учета в ПЗ систематических отклонений расходно-тяговых характеристик ДУ.

Особенность РК 15П016 в том, что были использованы без доработок с РК 15П015 обе ступени ракеты, головной обтекатель и корпус ТПК, что давало возможность переоснащения ракет 15А15, находящихся на БД, в 15А16 без слива компонентов топлива путем замены ГЧ, контейнера с приборами СУ и проверочно-пусковой аппаратуры. При этом обеспечивается аналогичность состава БРК. Большая преемственность и полная унификация большинства систем и агрегатов с РК 15П015. Техническая эксплуатация ракеты 15А16 идентична эксплуатации ракеты 15А15.

Полигон, ход ЛКИ

Все пуски проводились с 5 НИИП.

Начало ЛКИ 1977 г.
Окончание ЛКИ 1979 г.
Всего пусков в ходе ЛКИ:  
— по району"Кура" 19
— по району "Акватория";
— на минимальную дальность (по району Кзыл-Ту) — 
— количество аварийных пусков 3
Общее количество произведенных пусков: 25
— из них аварийных 3
Успешных пусков 88%

Основные тактико-технические характеристики ракетного комплекса 15П016

Ракетный комплекс стационарный с защищенными от наземного ЯВ шахтными ПУ и КП
Пусковая установка шахтная, автоматизированная, высокозащищенная, типа “ОС’ — модернизированная ПУ "ОС-84"
Способ старта минометный, из ТПК с помощью ПАД
Ракета межконтинентальная, баллистическая, жидкостная, двухступенчатая, ампулизированная
Боевое оснащение ракеты разделяющаяся головная часть с 4 стойкими к ПФ ЯВ ББ
с зарядом 0,5 Мт каждый
Прицельная дальность стрельбы, км:
— максимальная 10200
— минимальная 1000
Точность стрельбы, км:  
— при отсутствии ядерного удара противника по стартовой позиции ~0,84
— при старте ракеты после ядерного удара по стартовой позиции ~1,05
Район разведения ББ, км 200x100
Полетная надежность 0,96
Боеготовность, с 60
Гарантийный срок нахождения ракеты на БД при регламенте 1 раз в 3 года, лет 10
Условия боевого дежурства ракеты нахождение в полной боевой готовности в ШПУ
Боевое применение обеспечивается в любое время года и суток, в любых метеоусловиях, а также после воздействия ЯВ (в пределах защищенности БРК)
Система управления автономная, инерциальная, позволяющая производить переприцеливание в процессе предстартовой подготовки

Технические характеристики ракеты 15А16

Стартовый вес ракеты, тс 71,1
Вес ГЧ, тс 2,05
Габаритные размеры, м:
— длина 22,15
— диаметр 2,25
Топливо: жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами
— окислитель АТ
— горючее НДМГ
Характеристики ДУ:
— тяга ДУ I ступени, тс:
— основного двигателя (на земле/в пустоте) 117/126
— рулевого двигателя (на земле/в пустоте) 28/33
— тяга ДУ II ступени (в пустоте), тс 14,5
— удельный импульс двигателя (в пустоте), с:
— I ступени 318,5
— II ступени 330,5
Органы управления:
— I ступени четырехкамерный рулевой ЖРД с поворотными КС
— II ступени — основной двигатель, управляющий полетом по тангажу и рысканию при помощи системы вдува газа в закритическую часть сопла
— специальные сопла, работающие на генераторном газе и управляющие полетом по крену.

Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса 15П016 с ракетой 15А16

Начало разработки 1976 г.
Принятие на вооружение 1980 г.
Снятие с вооружения 1994 г.

КОМПЛЕКС КОМАНДНОЙ РАКЕТЫ (15П011) СИСТЕМЫ "ПЕРИМЕТР" (15Э601) КОМАНДНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА 15А11 (SS-17, РС-16)


Компоновка
ракеты 15А11

Создана по ТТТ Минобороны на базе МБР 15А16 путем оснащения ракеты специальной телекоммуникационной ГЧ 15Б99 с мощным радиопередающим устройством.

Принципиально новое техническое решение

Впервые разработана специальная головная часть, обеспечивающая гарантированное доведение боевых приказов ЦКП до всех КП и ПУ РВСН в условиях ЯВ и активного радиоэлектронного противодействия при полете ГЧ на пассивном участке траектории.

Полигон, ход ЛКИ

Все пуски проводились с 5 НИИП.

Начало ЛКИ 1979 г.
Окончание ЛКИ 1986 г.
Всего пусков в ходе ЛКИ 7
— успешных 6
— частично успешный 1

Основные тактико-технические характеристики комплекса 15П011

Ракетный комплекс стационарный, с защищенными от наземного ЯВ шахтными ПУ и КП
Пусковая установка шахтная, автоматизированная, высокозащищенная, типа "ОС" —  ПУ 15П716
Способ старта минометный, из ТПК с помощью ПАД
Боевое оснащение ракеты специальная головная часть для обеспечения связи между центральным командным пунктом, командными пунктами и пусковыми установками при полете головной части на пассивном участке траектории
Вес головной части, кг 1412

Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса 15П011 с ракетой 15А11

Начало разработки 1974 г.
Принятие на вооружение 1986 г.
Снятие с вооружения 1995 г.

 

 


Яндекс.Метрика