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

НЕЗАВЕРШЕННЫЕ РАЗРАБОТКИ

Некоторые проектные предложения и работы КБ "Южное" по стратегическому оружию не нашли свое воплощение в виде образцов, принятых на вооружение РВСН, ВМФ и ВВС СССР. Причины и стадии, на которых прекращались разработки, были различными.

Как уже упоминалось ранее, не были восприняты технические предложения по жидкостным ракетам средней дальности Р-22 и Р-24 и тяжелой МБР Р-46.

В интересах ускорения создания ракет Р-14 и Р-16 на стадии ЭП были прекращены и переданы вместе с проектно-конструкторской документацией в СКБ-385 работы по ракетам Р-15 системы Д-3 и Р-21 системы Д-4 для оснащения подводной лодки проекта 639.

Ввиду нецелесообразности прекращена разработка боевого варианта ракеты Р-56 после выпуска ЭП.

Дальнейшая разработка ракет легкого класса Р-37 на стадии ЭП и Р-26 при выходе на ЛКИ прекратилась в связи с принятием решения о создании ракетных комплексов УР-100 и Р-36.

Из-за недостаточной, по оценкам ГУРВО, боевой эффективности после выпуска ЭП и изготовления макета прекратились работы по малогабаритной одноступенчатой МБР Р-38 (8К610).

С большими трудностями проходили работы по твердотопливной тематике. В период с 1966 по 1973 г.г. неоднократно, по причинам недостаточной эффективности боевого оснащения и высокой стоимости РК, отклонялись ЭП ракет РТ-21 (15Ж41) с тремя вариантами базирования и РТ-22 (15Ж43) с железнодорожным и шахтным типами старта.

Временные неудачи при ЛКИ послужили поводом для остановки серийного изготовления и прекращения всех работ по ракетному комплексу РТ-20П с ракетой 8К99. Вся рабочая документация, проектно-методические и отчетные материалы были переданы Московскому институту теплотехники, разрабатывавшему в то время ракету "Темп-2С" (15Ж42) по аналогичным ТТТ. Неоднократно менялись требования и к ракетам комплекса РТ-23 (15Ж44 и 15Ж52), так и не принятым на вооружение, несмотря на проведение полного цикла отработки и ЛКИ с положительными результатами. Последними незавершенными разработками боевых ракетных комплексов КБ "Южное" стали темы: "Кречет", "Копье-Р" и РТ-2ПМ2. В 1991 г. были разработаны аванпроекты РК пятого поколения P-36M3 ("Икар") и РТ-23М ("Ермак"), но переговоры по Договору ОСВ-2 и распад СССР остановили их дальнейшую разработку.

РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС Р-26 МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА 8К66


Компоновочная
схема
ракеты 8К66

Принципиально новые технические решения, заложенные в разработку ракеты

Ракета 8К66 разрабатывалась с целью улучшения тактико-технических и эксплуатационных характеристик ракеты 8К64.

В конструкции ракеты были использованы прессованные панели с продольным силовым набором и специальные пустотелые прессованные профили для распорных шпангоутов топливных баков.

В пневмогидравлической схеме ракеты были применены "горячий" наддув баков и мембраны на топливных магистралях со свободным и принудительным прорывом при пуске.

Разделение ступеней — "горячее" (двигатель II ступени запускается до разрыва связей). Для защиты II ступени в хвостовом отсеке установлен специальный экран. Отделение ГЧ — с помощью ПРД II ступени.

На I ступени установлены два двухкамерных двигателя, являющиеся модификацией двигателей 8Д515 ракеты 8К64.

На II ступени — однокамерный двигатель, разработанный на базе камеры сгорания двигателя I ступени.

В качестве управляющих органов на I ступени применены газоструйные рули, на II ступени — поворотные сопла выхлопа ТНА основного двигателя.

Ракета разрабатывалась для шахтного старта по типу ракеты 8К64, при этом предусматривалось доведение гарантийного срока нахождения в заправленном состоянии до 1 года.

Основные тактико-технические характеристики ракетного комплекса Р-26

Максимальная дальность стрельбы, км 11600
Тип оснащения НББ
Количество ББ 1
Мощность заряда, Мт 1,6
Точность стрельбы, км ±8
Время пуска из полной боеготовности, мин 10
Гарантийный срок нахождения в заправленном состоянии, год 1
Тип старта шахтный
Степень защищенности ракеты в шахтной ПУ от ядерного воздействия, кг/см2 2

Технические характеристики ракеты 8К66

Стартовый вес, т 85
Вес компонентов топлива, тс 76,87
Число ступеней 2
Стартовый вес II ст., тс 25
Топливо: жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами
    — окислитель АК-27П
    — горючее НДМГ
Тяга двигателей I ст. II ст.
(на земле/в пустоте), тс 154,8/181,34 —/47,26
Удельный импульс (на земле/в пустоте), с 251/294 —/303

Ход разработки, причины прекращения разработки

В марте 1961 г. на ракету, получившую индекс 8К66, был разработан ЭП, содержавший целый ряд прогрессивных для того времени решений. Компоновка ракеты с тандемным расположением ступеней разного диаметра была аналогичной компоновке ракеты 8К64. Двигатели использовали модифицированные элементы двигателей ракеты 8К64.

С марта по июнь 1962 г. были проведены успешные огневые стендовые испытания ступеней ракеты с отработкой процесса их "горячего" разделения.

На заводе № 586 было изготовлено пять ракет для ЛКИ, а одна из них отправлена на 5 НИИП, где были построены две экспериментальные шахтные ПУ.

В связи с выходом в апреле 1962 г. постановления правительства о создании более мощной МБР 8К67 в июне 1962 г. вышло постановление о прекращении разработки ракеты 8К66.

РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС РТ-20П МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА 8К99 (SS-X-15)


Компоновка
ракеты 8К99

Наряду с разработкой МБР с ЖРД в СССР были начаты работы по созданию ракет с двигателями на твердом топливе. В конце 50-х г.г. в ОКБ-1 и ОКБ-586 велись проектные проработки по использованию ТТРД в качестве энергоустановок БРДД.

Оценки специалистов показывали, что применение ракет с ТТРД позволит улучшить ТТХ РК, обеспечить высокую надежность и постоянную боеготовность при длительном хранении, снизить эксплуатационные расходы за счет упрощения наземного оборудования и стартовых сооружений, сократить личный состав стартовой команды и создать возможность разработки подвижных малоуязвимых БРК.

В ОКБ-1 была испытана твердотопливная ракета средней дальности РТ-1 и создана трехступенчатая МБР на твердом смесевом топливе РТ-2 шахтного базирования. С ее созданием были решены многочисленные проблемы по разработке рецептур СТТ, технологии изготовления зарядов крупных размеров, отработки органов управления полетом.

В 1961-1962 г.г. в ОКБ-586 проводилась НИР по теме РТ-20П, которая в 1963 г. была переведена в ОКР с поручением разработать проект МБР с подвижным стартом массой не более 30 т.

ОКБ-586, выполняя ТТТ МО, предложило оригинальную ракетную систему на гусеничном ходу с двухступенчатой комбинированной ракетой, размещенной в ТПК. Первая ступень ракеты была с ТТРД, вторая — с ЖРД. Ракета получила индекс 8К99. В ней было воплощено много перспективных решений, впоследствии внедренных в разработках БРДД различных КБ.

Основные технические решения, примененные в ракетном комплексе РТ-20П


Пусковая установка с ракетой 8K99

Ракета 8К99 обладает качествами жидкостной и твердотопливной ракет. На ракете впервые предложены и опробованы прогрессивные технические решения, получившие дальнейшее развитие в конструкциях последующих поколений ракет жидкостного и твердотопливного направлений. Ракета 8К99 выполнена по последовательной схеме расположения ступеней и головного блока.

Для улучшения аэродинамических характеристик ракеты в состав головной части входит аэродинамический обтекатель, сбрасываемый на участке полета II ступени.

Приборный отсек расположен непосредственно за ГЧ, стыкуется с ББ при помощи разрывных болтов. В приборном отсеке смонтированы приборы автономной инерциальной СУ, а также ампульная бортовая батарея.

Топливный отсек II ступени выполнен сварным в виде единой емкости, разделенной промежуточным днищем вафельной конструкции на полости "О" и "Г". Для снижения динамического нагружения элементов конструкции за счет колебаний жидкости, возникающих при транспортировке заправленной ракеты, в полостях топливного отсека применены демпферы сферической формы, максимально приближающие систему "бак-жидкость" к твердому телу. Для обеспечения необходимых условий транспортировки и пуска ракеты в топливные полости заправляются компоненты топлива, насыщенные газами до равновесных концентраций.

В качестве конструкционных материалов приняты алюминиевые сплавы. Топливный отсек оборудован соплами противотяги, использующими газ наддува полости "О" для торможения II ступени при отделении ББ. Вскрытие сопел противотяги — с помощью ДУЗов.

Однокамерный двигатель II ступени установлен на переходной сварной раме, крепящейся к заднему торцевому шпангоуту топливного отсека. На заднем днище топливного отсека смонтированы контейнеры ЛЛЦ, обеспечивающие отстрел последних с требуемыми скоростями и направлением для обеспечения построения совместно с ББ эффективной боевой цепочки.

Переходник I ступени представляет собой цилиндрический клепаный отсек, состоящий из обшивки, силового набора, стабилизирующего экрана и защитного конуса. Нижним основанием переходник крепится к твердотопливному двигателю I ступени, а верхним — разрывными, болтами стыкуется с топливным отсеком II ступени. Обшивка переходника выполнена из алюминиевого сплава Д19АТ. В нижней части обшивки вырезано 16 окон общей площадью 1,2 м2 для выхода горячих газов двигателя II ступени при газодинамическом разделении ступеней.

Внутри переходника крепится стабилизирующий экран, выполненный в виде усеченного конуса. Для предотвращения воздействия отраженной газодинамической струи на приборы систем управления и телеметрии, расположенные под экраном, они покрываются обратным защитным конусом аналогичной конструкции. Стабилизирующий экран в зоне действия газодинамической струи двигателя II ступени покрыт теплозащитным чехлом из асботекстолита.

Корпус двигателя I ступени выполнен сварным из стали СП28 и состоит из двух полукорпусов, для соединения которых используется клиновой стык. В месте разъема полукорпусов устанавливается специальный узел, на котором монтируется вкладной заряд, покрытый по наружной поверхности специальной бронировкой. На фланце переднего днища смонтирован двигатель конечной ступени, работающий через основную камеру сгорания. На заднем днище двигателя имеется четыре фланца для крепления качающихся сопел, обеспечивающих управление ракетой на участке полета I ступени. В качестве энергоносителя рулевых приводов качающихся сопел используется твердотопливный газогенератор.

К заднему шпангоуту двигателя I ступени пристыкован хвостовой отсек, имеющий узлы продольного крепления ракеты к ТПК. В качестве узлов поперечного крепления ракеты в ТПК используются кольцевые опоры, сбрасываемые после выброса ракеты из ТПК с помощью ПАД, установленного на днище ТПК.

Корпус ТПК, выполненный сварным из обечаек и шпангоутов алюминиевого сплава АМг-6, имеет на наружной поверхности в районе шпангоутов кронштейны, необходимые для закрепления и такелажных работ, подъема в вертикальное положение и старта ракеты. Передний торец контейнера закрыт крышкой, сбрасываемой перед пуском ракеты.

ТПК оснащен системами термостатирования и дистанционного контроля давления в полостях топливного отсека.

Ход разработки и ЛКИ

Эскизный проект ракеты 8К99 был разработан в декабре 1964 г. Огневые стендовые испытания ТТРД I ступени 15Д15 начались в апреле 1965 г. на стенде НИИ-58, а с сентября 1965 г. продолжались на стенде ПМЗ.

Огневые стендовые испытания II ступени с жидкостной ДУ 15Д12 проводились в НИИхиммаше, начиная с сентября 1965 г.

ЛКИ ракеты 8К99 проводились на 53 НИИП с октября 1967 г.

Ввиду значительного количества неудачных пусков ракеты и нежелания РВСН эксплуатировать ПБРК с жидким топливом, постановлением правительства 6 октября 1969 г. разработка РК РТ-20П была прекращена.

Основные тактико-технические характеристики ракетного комплекса РТ-20П

Дальность стрельбы, км 9000
Точность стрельбы, км ±4
Боевое оснащение в двух вариантах:
    — "легкий" моноблок с зарядом мощностью, Мт 0,4
    — "тяжелый" моноблок с зарядом мощностью, Мт 1
Система преодоления ПРО:
    — легкие ложные цели
    — система искажения радиолокационных характеристик ББ
Боеготовность:
    — постоянная, мин 10
    — повышенная, мин 3
Ракета транспортируется в заправленном состоянии
Условия боевого применения в любых метеоусловиях (дождь, туман, снег) при температурах от -40°С до +50°С и скорости ветра до 25 м/с
Тип старта: минометный из ТПК, размещенного на гусеничном шасси тяжелого танка Т-10М
Вес подвижной самоходной пусковой установки с заправленной ракетой, тс 78
Гарантийный срок нахождения на боевом дежурстве при регламенте 1 раз в год лет 05.июл
ПБРК обеспечивает эксплуатацию и применение в охраняемом позиционном районе с периодической сменой позиции 2-4 раза в месяц
Скорость движения, км/ч:
    — по шоссе до 40
    — по бездорожью до 15
Запас хода, км:
    — по конструкции танка Т-10М 15000
    — погусеницам 2500
    — по топливу 250
Состав ПБРК:
    — 6 самоходных пусковых установок;  
    — машина боевого управления;  
    — 2 машины связи;  
    — 2 подвижные дизельэлектростанции;  
    — кабелеукладчик;  
    — 3 фургона для личного состава.  

Технические характеристики ракеты 8К99

Стартовый вес, тс 30,9
Вес ТПК с заправленной ракетой (с легкой ГЧ), тс 38,8
Число ступеней 2
Вид топлива:
    — I ступени твердое смесевое
    — II ступени жидкое, АТ и НДМГ
Вес II ступени, тс 10,4
Вес ГЧ, кгс:
    — с ББ "легкого" класса 545
    — с ББ "тяжелого" класса 1410
Габаритные размеры ракеты, м:
    — длина 18
    — диаметр 1,6
ДУ I ступени: четырехсопловой ТТРД с вкладным зарядом и ПРД конечной ступени
    — тяга (на эемле/в пустоте), тс 61/70
    — удельный импульс (на земле/в пустоте), с 231/265
    — масса основного заряда, т 17,02
    — масса снаряженного ТТРД, т 20.0
    — органы управления 4 поворотных сопла
ДУ II ступени: однокамерный ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа в КС
    — тяга (в пустоте), тс 14
    — тяга в режиме конечной ступени, тс 0,7
    — удельный импульс (в пустоте), с 327,5
    — масса сухого двигателя, кг 185
    — органы управления вдув генераторного газа в закритическую часть сопла и сопла крена
Система управления автономная, инерциальная
Коэффициент энерговесового совершенства с ББ "легкого" класса Gгч/Go, кгс/тс 18

РАКЕТНЫЕ КОМПЛЕКСЫ РТ-23 (15П044,15П952)
Межконтинентальные баллистические ракеты 15Ж44 (SS-24, РС-22) 15Ж52 (SS-24 Mod 1, РС-22А)

Ракетный комплекс РТ-23 с межконтинентальной баллистической ракетой легкого класса 15Ж44 (с моноблочной ГЧ) стационарного базирования был задан к разработке постановлением правительства от 23.06.76 г.

С целью повышения боевой эффективности комплекса постановлением правительства от 01.06.79 г. моноблочная ГЧ была заменена на РГЧ. Этим же постановлением КБ "Южное" вместе с кооперацией разработчиков поручалось создание боевого железнодорожного ракетного комплекса с ракетой 15Ж52, разрабатываемой на основе ракеты 15Ж44

К моменту выхода постановления по разработке комплекса ракеты РТ-23 в КБ "Южное" уже был накоплен солидный задел как по проектно-конструкторским и экспериментальным работам по двигателям на твердом топливе, так и по проектированию ракет с ТТРД. На модельных и опытных двигателях отрабатывались новые топлива, способы снаряжения, формы зарядов, конструкционные, теплозащитные и эрозионностойкие материалы, способы управления вектором тяги и др. В составе ракеты 8К99 прошел летные испьпгания двигатель 15Д15.

В проектном плане в течение 1966-1974 годов КБ "Южное" и кооперацией разработчиков во исполнение решений вышестоящих организаций и требований Заказчика было выпущено семь проектных документов (аванпроекты, эскизные проекты и дополнения к ним, НИР "Гарантия") по ракетным комплексам РТ-21 (15Ж41), РТ-22 (15Ж43) с различными типами старта. По результатам проведенных работ были сформулированы требования к облику комплекса с ракетой РТ-23 стационарного базирования. Окончательно облик ракеты комплекса РТ-23, ставшей основой для последующих разработок (15Ж52, 15Ж61, 15Ж60), был принят в IV квартале 1979 года.

Принципиальные новые технические решения, заложенные в разработку ракет 15Ж44 и 15Ж52

Впервые в практике отечественного ракетостроения реализованы следующие технические решения:

— управление полетом II и III ступеней отклонением головного отсека;

— прямые методы наведения ракеты на цели, позволившие обеспечить высокую точность попадания, увеличить число неплановых целей и исключить из конструкции ДУ систему отсечки тяги;

— "минометное" разделение ступеней за счет наддува пороховыми аккумуляторами давления межступенных объемов и поперечного деления конструкции межступенных отсеков удлиненными кумулятивными зарядами;

— многофункциональная жидкостная двигательная установка боевой ступени РГЧ на базе двигателей большой и малой тяг многократного включения;

— ГО конической формы с надувным наконечником изменяемой в полете геометрии для ракеты 15Ж52;

— закрепление ББ к корпусу платформы РГЧ при помощи бандажа в районе центра масс и разрывного болта на нижнем торце.

Унификация ракет 15Ж44 и 15Ж52 составляет 92%.

Основные отличия:

— схемно-конструктивные решения по СУ и системе прицеливания;

— конструкция обтекателя и некоторых других элементов корпуса ракеты;

— элементы системы старта ракеты и схема конструкции ТПК.

Двигательные установки

ДУ I ступени унифицирована с ДУ I ступени БРПЛ 3М65, разработана КБ "Южное", НПО "Алтай" и ЦНИИСМ (в части корпуса).

ДУ II ступени разработана КБ "Южное" и ЛНПО "Союз".

ДУ III ступени разработана КБ ПО "Искра" и ЛНПО "Союз".

ДУ боевой ступени разработана КБ "Южное".

К научно-техническим и проектно-конструкторским достижениям КБ "Южное" и смежных организаций, реализованным при разработке крупногабаритных маршевых ТТРД и обеспечившим высокие уровни их энергомассового совершенства, а соответственно и их баллистической эффективности, следует отнести:

— применение оптимальной ККС на основе органопластиковых корпусов типа "кокон", прочно скрепленных с ними литых в корпус зарядов из высокоэнергетических СТТ и центральных частично утопленных в камеру сгорания стационарных сопел;

— создание эффективной с высокими динамическими характеристиками системы управления вектором тяги по всем каналам (Т, Р, В) для ДУ первой ступени с помощью восьми-клапанного безгазоходного непосредственного вдува в утопленную сверхзвуковую часть сопла горячего камерного газа;

— внедрение в конструкцию двигателей оптимальных проектных решений по формам зарядов твердого топлива ("звездообразная" — ДУ—I, с наклонной кольцевой проточкой, типа "зонтик" — ДУ-II и ДУ-Ill) и по контурам земных и высотных сопел, работающих в условиях двухфазных газовых потоков:

— создание телескопических сопел с системами раскладки их насадков (ДУ—II, ДУ-III);

— внедрение в конструкции маршевых ТТРД наиболее эффективных конструкционных, теплозащитных и эрозионностойких материалов — органопластиков, титановых и алюминиевых сплавов, вольфрамовых псевдосплавов, углепластиков, углеметаллопластиков, углеродуглеродных композиционных материалов.

Уникальной по реализованным техническим и конструктивным решениям является двигательная установка боевой ступени (15Д264), обеспечивающая отклонение головного отсека при работе ДУ II и III ступеней и работу ступени разведения. В состав ДУ входят: двигатель большой тяги, установленный в кардане, шестнадцать двигателей малой тяги и централизованный источник питания. Уникальность ДУ состоит в том, что входящий в ее состав ЦИП обеспечивает работу трех потребителей: ДБТ, ДМТ и гидропривод качания головного отсека. Потребители отличаются друг от друга по необходимым расходам и давлениям на один-два порядка. Такого диапазона изменения параметров не имел на момент создания ни один из разработанных двигателей в мире.

Характерным для ракет 15Ж44 и 15Ж52 (по сравнению с ранее разработанными) является широкое применение большого числа различных по габаритам и оригинальных по конструкции малогабаритных ПРД, ПАД (до 25 наименований) и пиротехнических устройств: детонирующих удлиненных зарядов, разрывных болтов, пиропатронов, пироклапанов и пиросекаторов. Они используются для минометного старта ракет и минометного разделения ступеней, наддува и формирования наконечника головного обтекателя, заклона ракеты перед запуском ДУ—I, выброса средств преодоления ПРО, выдвижения соплового насадка маршевого ТТРД и закрутки боевого блока.

Система управления

СУ — автономная, инерциальная, разработана НПО АП на основе цифровых вычислительных комплексов и комплекса командных приборов. Бортовая аппаратура размещена в приборных контейнерах, один из которых в целях улучшения энергетических характеристик ракеты сбрасывается в начале полета III ступени после выполнения своих функциональных обязанностей. Часть аппаратуры СУ размещена на ТПК, а в комплексе 15П952 — и в пунктах управления пусковых модулей.

Боевое оснащение

В зависимости от планируемой дальности целей и необходимости оснащения средствами ПРО на РГЧ ракеты 15Ж44 могло быть установлено от 7 до 10 ББ, на ракете 15Ж52 — 9-10 ББ. Средства преодоления ПРО устанавливались взамен части снимаемых ББ. ББ разработаны КБ "Южное" с характеристиками, близкими характеристикам аналогичного американского ББ МК-78.

Особенности старта

Старт ракеты из шахтной и железнодорожной ПУ — минометный.

ДУ I ступени запускается на высоте до 30 м над ПУ.

Отличительной особенностью старта ракеты 15Ж52 является принудительный заклон ракеты перед запуском ДУ—I специальными РДТТ для снижения газодинамического воздействия струи маршевой ДУ на пусковой модуль БЖРК.

Шахтная пусковая установка ракеты 15Ж44 (15П744)

Тип ПУ — одиночная, индивидуального изготовления. Разрабатывалась для замены РК 15П015,15П016, защищенность — высокая.

Тип шахты — безоголовочная с силовым металлическим стаканом и аппаратурным отсеком.

Защитное устройство — поворотная крыша с пороховым приводом открывания (для сокращения времени открывания крыши).

Система амортизации — гидропневматическая в вертикальном и горизонтальном направлениях.

Температурно-влажностный режим обеспечивается специальной системой, располагаемой в аппаратурном отсеке и, частично, в незащищенном тамбуре.

ШПУ данного типа серийно не изготавливались.

Головной разработчик боевого стартового комплекса — КБСМ.

Боевой железнодорожный стартовый комплекс

Не имеющий аналогов в мире БЖСК представляет собой состав цельнометаллических вагонов, построенный по модульному принципу (с точки зрения технологии изготовления и эксплуатации).

Состав БЖСК:

— три пусковых модуля;

— командный модуль;

— вагон-цистерна;

— два тепловоза ДМ-62.

Состав пускового модуля;

— пусковая установка (основной и вспомогательный агрегаты);

— пункт управления пусковым модулем.

Состав командного модуля:

— пультовая с приемной аппаратурой;

— передающий радиоцентр;

— вагон-электростанция;

— вагон автономного запаса;

— вагон-столовая;

— вагон офицерского состава;

— вагон рядового состава и охраны.

Комплекс обладает высокой мобильностью, имея высокую скорость передвижения (до 80 км/час).

Схема боевого дежурства — периодическая (с частотой в зависимости от конкретной ситуации) смена боевых позиций, располагаемых на выделенном для каждого комплекса маршруте БД с заходом на пункт постоянной дислокации.

Управление комплексом осуществляется системой боевого управления и комплексом средств связи, работающим в различных диапазонах волн.

Электроснабжение пусковых и командных модулей осуществляется от автономных источников питания — дизельэлектрических станций, а на подготовленных местах стоянок от колонок госсети.

Управление технологическим оборудованием и системами комплекса осуществляется в автоматическом или автоматизированном режимах.

Головной разработчик БЖСК и ПУ — КБСМ.

Головной разработчик командного модуля и пункта управления пусковым модулем — центральное КБ тяжелого машиностроения.

Головной разработчик системы боевого управления и связи — ОКБ "Импульс".

Головной разработчик системы электроснабжения — Государственное особое КБ московского прожекторного завода.

Полигон, ход ЛКИ

ЛКИ ракетных комплексов 15П044 и 15П952 проводились на 53НИИП. Для оценки летно-технических характеристик ракет и ТТХ комплексов было выделено по 10 ракет 15Ж44 и 15Ж52. В ходе СЛИ проведено;

— 8 пусков ракеты 15Ж44 (первый пуск 26.10.82 г.);

— 10 пусков ракеты 15Ж52 (первый пуск 18.01.84 г.).

В связи с непоставкой на летные испытания комплекса 15П044 в полной штатности, недостаточной надежностью отдельных систем и агрегатов, а также в интересах комплекса РТ-23 УТТХ, ЛКИ комплекса были проведены не в полном объеме.

В процессе проведения испытаний комплекса 15П952 подтверждена принципиальная возможность пуска ракет 15Ж52 железнодорожного базирования, проведена проверка в натурных условиях и подтверждена правильность основных технических решений, заложен-ных в ракету и пусковой модуль. Получены опытные данные для оценки воздействия старта ракеты на агрегаты пускового модуля и на ж/д путь.

Несмотря на положительные результаты летных испытаний ракеты 15Ж52 (из 10 пусков — 1 аварийный и 2 частично успешных), в связи с отсутствием в составе БЖСК на период ЛКИ принципиально важных для боевой эксплуатации систем, комплекс 15П952 не был принят на вооружение. Для оценки эксплуатационных характеристик, отработки организации движения и связи было изготовлено и передано РВСН 2 агрегата 15П252.

Основные тактико-технические характеристики РК стационарного базирования 15П044

Ракетный комплекс стационарный, с защищенными от наземного ЯВ шахтными ПУ и КП
Пусковая установка шахтная, автоматизированная, защищенная от ПФЯВ,  переоборудованная из ШПУ предшествующих ракет
Способ старта минометный из ТПК с помощью ПАД
Ракета МБР, твердотопливная, трехступенчатая
Прицельная дальность стрельбы, км 10000
Боевое оснащение РГЧ с 7-10 ББ мощностью 0,43 Мт
Защита ББ от средств ПРО предусмотрена вместо части ББ
Точность стрельбы, км ±0,5
Стойкость ракеты к ПФЯВ:
    — до старта обеспечивает ШПУ
    — в полете естественная
Надежность РК 0,9
Гарантийный срок нахождения комплекса на боевом дежурстве, лет 10

Основные тактико-технические характеристики РК железнодорожного базирования 15П952

Состав БЖРК три трехвагонных пусковых модуля с ракетами, командный модуль в составе семи вагонов, вагон-цистерна с запасами горюче-смазочных материалов, два тепловоза ДМ-62
общее количество вагонов — 17
Железнодорожный габарит стандартный
Длина вагона ПУ, м 23,6
Скорость движения, км/час до 80
Условия боевого применения в любое время года и суток в любых погодных условиях, с заранее подготовленных в геодезическом  отношении точек маршрута
Способ старта минометный из ТПК с помощью ПАД
Ракета МБР, твердотопливная, трехступенчатая
Прицельная дальность стрельбы, км 10000
Боевое оснащение РГЧ с 8-10 ББ мощностью 0,43 Мт
Защита ББ от средств ПРО предусматривается
Точность стрельбы, км ±0,7
Стойкость ракеты к ПФЯВ:
    — до старта обеспечивает ПУ
    — в полете естественная
Надежность РК 0,9
Г арантийный срок, лет 10

Технические характеристики ракет

  15Ж44 15Ж52
Стартовый вес, тс 104,5 104,5
Число ступеней три маршевые и многофункциональная боевая ступень  
Габаритные размеры ракеты, м:
    — длина в ТПК 21,9 21,9
    — длина в полете 23 23
    — диаметр 2,4 2,4
Вид топлива:    
    — маршевых ступеней: твердое смесевое  
    — I ступени Т9-БК8 Т9БК-8Э
    — II ступени Опал-Мс Опал-Мс
    — Ill ступени Опал-М Опал-М
    — боевой ступени жидкое — АТ и НДМГ
ДУ I ступени односопловая, моноблочная, со стационарным, частично утопленным в камеру сгорания соплом
Органы управления ДУ-I клапаны вдува "горячего" газа (продуктов сгорания топлива) в закритическую часть сопла
ДУ II и III ступени односопловая, моноблочная, со стационарным, частично утопленным в камеру сгорания соплом с выдвижным телескопическим насадком
Органы управления ДУ-I и ДУ-Н отсутствуют
ДУ боевой ступени комбинация ЖРД большой и малой тяг с многократным запуском в полете
Характеристики ДУ: I II III
    — тяга (на земле/в пустоте), тс 218/241 —/144 —/44
    — удельный импульс в пустоте, с 279 293 294
Система управления автономная, инерциальная
Надежность (полетная) 0,98
Коэффициент энерговесового совершенства ракеты Gпг/Go, кгс/тс 31

Сроки разработки

Ракетные комплексы 15П044 и 15П952 разработаны и прошли натурную отработку:

— комплекс 15П044 с 1976 г. по 1984 г.
— комплекс 15П952 с 1979 г. по 1985 г.

На вооружение не принимались.

АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС "КРЕЧЕТ”

АРК "Кречет" разрабатывался как принципиально новый ракетный комплекс, позволяющий обеспечить высокую эффективность применения ракет в условиях ответно-встречного ядерного удара за счет повышения живучести ракет. Старт ракеты с самолета-носителя позволяет также использовать энергетические возможности самолета-носителя для увеличения забрасываемого ракетой веса и досягаемости объектов потенциального противника.

Принципиальные новые технические решения, заложенные в разработку ракеты

Ракета выполнена по схеме с последовательным расположением ступеней. Боевое оснащение установлено под ГО. Впервые в практике отечественного ракетостроения предполагалось реализовать следующие технические решения:

— отделение баллистической ракеты среднего класса от самолета-носителя на сверхзвуковой скорости;

— двигатель I ступени запускается через ~3 с после начала движения ракеты в грузовом отсеке. Отличительной особенностью старта ракеты является разворот ракеты на угол 45° по каналу крена и отворот на угол 10° по каналу рыскания аэродинамическими рулями для снижения газодинамического воздействия струи ТТРД I ступени на самолет-носитель, а также исключения возможности пересечения курса самолета-носителя ракетой. Возможен старт ракеты при полете самолета-носителя на дозвуковой скорости;

— прямые методы наведения ракеты и расчет на борту исходных данных для полета по заданным координатам целей позволяют увеличить число неплановых целей, отказываться от отсечки тяги ДУ и обеспечить гибкость при планировании поражения целей в условиях ответного удара;

— с целью сокращения времени неуправляемого полета ракеты при разделении ступеней предусмотрена "горячая" раздвижка соплового насадка в рабочее положение истекающей струей продуктов сгорания;

— введение навигационного участка, на котором уточняется угловое положение командных приборов от астрокоординатора, а скорость и координаты — от спутниковой навигационной системы;

— использование в жидкостной ДУ боевой ступени монотоплива, снижающего пожаро- и взрывоопасность в аварийных ситуациях (по сравнению с самовоспламеняющимися компонентами), снижающего газодинамическое воздействие на отделяемые ББ за счет глубокого дросселирования (в 30 раз) камеры двигателя большой тяги при минимальном времени поворотов ГЧ на участке ее полета и обеспечивающего подачу рабочего тела в гидроприводы поворотного сопла II ступени ракеты;

— основной двигатель РГЧ — двухрежимный, с 30-кратной глубиной дросселирования. Построение боевых порядков из ББ и ложных целей выполняется системой двигателей малой тяги по "тянущей" схеме. Двигатель моноблочной ГЧ — двухкамерный, весь полет этой ГЧ вы-полняется по "тянущей" схеме;

— ГО — оживальной формы, сбрасываемый в полете путем деления его на створки посредством подрыва ДУЗов и разбрасыванием их с помощью пружинных толкателей.


Пусковая установка ракеты "Кречет"

Компоновочная схема ракеты "Кречет”

АРК "Кречет" характеризуется только ему присущими свойствами:

— высокой, независимой от уровня развития разведки противника живучестью, обусловленной высокими летно-техническими характеристиками самолета-носителя ТУ-160К, боеготовностью, необходимой стойкостью к поражающим факторам ядерного взрыва;

— значительным располагаемым временем для анализа ситуации и принятия решения о пуске ракет, обеспечиваемым возможностью длительного нахождения самолета-носителя в воздухе;

— возможностью гибкого реагирования на изменение оперативной обстановки за счет многообразия форм боевой готовности, боевого дежурства и многоразовости использования самолета-носителя.

Основные тактико-технические характеристики комплекса "Кречет"

Тип ПУ самолет-носитель — ТУ-160К,  грузоподъемность 50 тс, несет на борту две ракеты
Досягаемость АРК, с учетом дальности полета  самолета-носителя, км 10000
Максимальная дальность пусков, км 7500
Боевое оснащение: — РГЧ с индивидуальным наведением шести ББ
— моноблочная ГЧ с комплексом средств преодоления ПРО противника
Защита ББ от средств ПРО предусматривается
Точность стрельбы, км 0,6
Боеготовность при нахождении в готовности №1 на аэродромах дежурства, мин 5
Стойкость ракеты к ПФЯВ:  
    — до старта обеспечивается рассредоточением самолетов-носителей на аэродромах дежурства и барражированием в воздухе
    — в полете обеспечивается специальными покрытиями и конструктивными мероприятиями при проектировании корпуса и системы управления ракеты
Выживаемость 0,89

Технические характеристики ракеты

Стартовый вес, тс 24,4
Максимальный забрасываемый вес, кгс 1400
Число ступеней две маршевые ступени и боевая ступень в двух вариантах — для РГЧ и для моноблочной ГЧ
Габаритные размеры ракеты, м:  
    — длина 10,7
    — диаметр 1,6
Вид топлива:  
    — маршевых ступеней твердое, смесевое
    — боевой ступени жидкое монотопливо
ДУ I ступени: односопловая, моноблочная, со стационарным, частично утопленным в камеру сгорания соплом, раструб сопла — телескопический с одним подвижным насадком
    — тяга (в пустоте), тс 71
    — давление в камере, кгс/см2 110
    — органы управления на ДУ органы управления отсутствуют, управление полетом обеспечивается аэродинамическими рулями
ДУ II ступени: односопловая, моноблочная, с частично утопленными в камеру сгорания поворотным управляющим соплом, раструб сопла — телескопический с одним подвижным насадком
    — тяга (в пустоте), тс 25,7
    — давление в камере, кгс/см* 60
    — органы управления поворотное управляющее сопло на подвесе типа эластичного опорного шарнира, представляющего собой пакет чередующихся и соединенных одна с другой резиновых и титановых тарелей
ДУ боевой ступени: многофункциональная, состоит из двигателя большой тяги и системы двигателей малой тяги с многократным запуском
    тяга ДБТ (в пустоте), кгс 300
    тяга ДМТ (в пустоте), кгс 6 и 3
Система управления автономная, инерциальная с коррекцией от внешних источников информации
Коэффициент энерговесового совершенства ракеты Gпг/Go, кгс/тс 57,3

Период разработки

АРК "Кречет" разрабатывался с июля 1983 г. по декабрь 1984 г. Выпущен ЭП.

РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС "КОПЬЕ-Р"

Подвижный грунтовый ракетный комплекс "Копье-Р" разрабатывался на базе серийного колесного четырехосного полноприводного шасси высокой проходимости МАЗ-543 и малогабаритной жидкостной МБР для обеспечения высокой выживаемости за счет мобильности автономных самоходных ПУ.

Принципиальные новые технические решения, заложенные в разработку ракеты


Пусковая установка ракеты "Копье-Р"

Компоновочная
схема
ракеты
"Копье-Р"

Ракета разработана по схеме с последовательным расположением ступеней, ампулизированная, заводской заправки. Транспортировка, хранение и пуск ракеты осуществляются из ТПК. Боевое оснащение установлено под ГО. В варианте применения тяжелого ББ ГО не используется. Впервые в практике отечественного ракетостроения предполагалось реализовать следующие технические решения:

— ракета выполнена с цельносварными топливными полостями, без межступенного отсека;

— поворот рулевых КС I ступени осуществляется приводом, использующим в качестве рабочего тела горючее, сбрасываемое после отработки в полость "Г";

— прямые методы наведения ракеты и оперативный расчет данных на пуск по заданным координатам целей позволяют увеличить число неплановых целей и обеспечить гибкость при планировании поражения целей в условиях ответного удара;

— с целью сокращения времени неуправляемого полета ракеты разделение ступеней осуществляется после срабатывания ДУЗа, разрывающего по кольцу емкость "О", под действием давления газов наддува емкости "О" I ступени, после минимальной задержки, запускается двигатель II ступени;

— введение навигационного участка, на котором уточняются скорость и координаты ракеты, от спутниковой навигационной системы;

— ГО, сбрасываемый в полете с помощью носового ТТРД.

ДУ I ступени — пятикамерная, состоящая из одной основной и четырех рулевых КС с питанием от одного ТНА. Стационарная основная камера с закрепленным на ней соосно ТНА и частью сопла расположена в полости "Г". В объеме вогнутого днища топливного отсека размещены рулевые камеры, качающиеся на угол +45°.

ДУ II ступени — однокамерная, со стационарной КС. Камера и ТНА размещены в полости "Г” II ступени, а сопловая часть — размещена в полости "О" I ступени.

Система управления разработана на основе высокопроизводительного БЦВК и прецизионного малогабаритного комплекса командных приборов с использованием в качестве чувствительных элементов динамически настраиваемых гироскопов, в одноканальном исполнении с частичным резервированием отдельных узлов. Приборы СУ размещены в герметичном приборном отсеке. СУ строится на базе малогабаритных приборов, миниатюрных элементов повышенной надежности, ленточных кабелей и микросоединителей.

Боевое оснащение:

— моноблочная ГЧ с тяжелым ББ без средств преодоления ПРО или с легким ББ и средствами преодоления ПРО;

— жидкостная ДУ ГЧ на монотопливе разработана КБ "Южное", обеспечивает отработку промаха и построение боевого порядка из ББ и ложных целей по "тянущей" схеме.

Боевое дежурство ПГРК "Копье-Р"

Стартовые батареи патрулируют на боевых маршрутах в состоянии постоянной боевой готовности с периодической сменой мест стоянки.

С периодичностью один раз в семь суток стартовая батарея перебазируется на пункт постоянной дислокации полка, где проводятся, как правило без снятия с БД, замена дежурной смены и необходимое техническое обслуживание.

Рассматривались две структурные схемы боевого ракетного комплекса: дивизионная и полковая.

Дивизионная структура предусматривает наличие в составе БРК четырех дивизионов, состоящих из трех стартовых батарей, включающих машины обеспечения БД, и подвижных КП дивизиона и полка. Полный состав БРК дивизионной структуры включает 46 машин.

Полковая структура отличается отказом от подвижных КП дивизиона (16 машин) с включением взамен их в состав БРК четырех подвижных ретрансляторов (8 машин) для обеспечения надежного боевого управления. Полный состав БРК полковой структуры включает 38 машин.

Основные тактико-технические характеристики комплекса "Копье-Р"

Тип ПУ автономная самоходная ПУ на шасси МАЗ-543
Максимальная дальность стрельбы межконтинентальная
Боевое оснащение моноблочная ГЧ с термоядерным зарядом
Защита ББ от средств ПРО предусматривается
Точность стрельбы, км 0,5
Боеготовность:  
    — из развернутого положения не ниже, чем у существовавших мобильных ПГРК
    — с момента остановки, м "—"—"—"—"—"—"—
Защищенность "—"—"—"—"—"—"—
Характеристики шасси МАЗ-543:  
    — ресурс, км 60000
    — запас хода, км 500
    — скорость по шоссе, км/ч 65
    — скорость по разведанной местности, км/ч 30
Стойкость ракеты к ПФЯВ:  
    — до старта обеспечивается за счет рассредоточения автономных самоходных ПУ
    — в полете обеспечивается конструкцией ракеты и специальным покрытием корпуса
Гарантийный срок нахождения комплекса на боевом дежурстве, лет 10

Технические характеристики ракеты

Стартовый вес, тс 10.сен
Забрасываемый вес, кгс 202
Число ступеней две маршевые ступени ракеты и боевая ступень ГЧ
Габаритные размеры ракеты, м:
    — длина  12,9
    — диаметр 1,15
Вид топлива:  
    — маршевых ступеней жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами (АТ и НДМГ)
    — боевой ступени жидкое монотопливо
ДУ I ступени:  
    — тяга (в пустоте), тс 29
    — давление в камере, кгс/см2 160
    — исполнительные органы системы управления 4 поворотные рулевые КС
ДУ II ступени:  
    — тяга (в пустоте), тс 3,8
    — давление в камере, кгс/см2 130
    — органы управления вдув генераторного газа в закритическую
  часть сопла и сопла крена
ДУ боевой ступени: на базе двигателей малой тяги с однократным запуском
    — тяга одного ЖРД малой тяги в пустоте, кгс 5; 1,2
    — удельный импульс в пустоте, с 200
Система управления автономная, инерциальная с коррекцией от системы спутниковой навигации
Коэффициент энерговесового совершенства ракеты Gпг/Go, кгс/тс 18,5

Период разработки

ПГРК "Копье-Р" разрабатывался с июля по декабрь 1985 г. Выпущен ЭП.

РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС РТ-2ПМ2 (15П065)
МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА 15Ж65 (SS-X-27)


Компоновка
ракеты
15Ж65

Создание универсальной МБР 15Ж65 для применения в составе стационарного шахтного и подвижного грунтового комплексов проводилось совместно Московским институтом теплотехники и КБ "Южное". При этом разработку ПГРК проводил МИТ, стационарного шахтного — КБ "Южное" вплоть до изготовления первого летного образца — декабрь 1991 г., а затем ввиду распада СССР все работы переданы МИТу.

Принципиальные новые технические решения, заложенные в разработку ракеты

Ракета — с последовательным расположением ступеней и поперечным их делением. Конструктивными особенностями ракеты являются:

— размещение ДУ III ступени внутри цилиндрического соединительного отсека II ступени, что обеспечивает дополнительную защиту двигателя от ПФЯВ;

— применение для каждого вида боевого оснащения своей двигательной установки: твердотопливной — для БС с НББ без КСП ПРО (разработана МИТ), жидкостной на монотопливе — для БС с НББ и КСП ПРО (разработана КБ "Южное");

— ДУ БС с НББ выполняют три функции: управление полетом БС, компенсация "промаха" носителя и построение боевого порядка (при наличии КСП ПРО);

— в конструкциях узлов и двигательных установок заложены технические решения (топлива и конструкционные материалы), примененные на ракетах 15Ж61 и 15Ж60 и обеспечивающие ракете высокие энергетические характеристики и требуемую стойкость ее к ПФЯВ и ОНФП;


Ракета 15Ж65 в ШПУ

— для снижения разбросов скорости в конце полета III ступени ракеты впервые применен разворот ракеты в направление нулевого приращения дальности и полет в этом направлении до полной выработки топлива ДУ.

Ракета разработана с повышенным уровнем стойкости к ПФЯВ и ОНФП и сокращенным по продолжительности и высоте завершения активным участком траектории.

Тип и особенности старта

В состав БРК входят:

— до 10 одиночных шахтных автоматизированных ПУ поверхностного заложения с фортификационной защитой от обычных боеприпасов, с установленными в ПУ ракетами в ТПК и равноживучими антеннами радиоканала боевого управления;

— стационарный шахтный КП с фортификационной защитой от обычных боеприпасов; — средства СБУ и связи;

— системы внутреннего электроснабжения и охраны;

— системы регистрации ЯВ;

— межплощадная кабельная связь, дороги и коммуникации.

На БСП ПУ и БП КП предусмотрена возможность размещения элементов комплекса средств защиты от обычных боеприпасов среднего и крупного калибров, а также комплекса активной защиты от ББ в ядерном исполнении. Система эксплуатации РК — централизованная в масштабе ракетной дивизии, основанная на безрегламентной схеме эксплуатации ракеты и профилактическом, регламентированном по объему, техобслуживании боевого оснащения, с которым совмещается техобслуживание систем ПУ.

В процессе эксплуатации предусматриваются:

— замена боевого оснащения;

— транспортировка ракеты и ББ в изотермических агрегатах;

— бескрановая перегрузка агрегатов и ракеты в ТПК;

— два вида боевой готовности СУ: повышенная и постоянная;

— дистанционные периодические проверки, калибровки ККП, определение базового направления, перевод СУ с одного вида готовности в другой.

Основные тактико-технические характеристики ракетного комплекса 15П065 (по результатам эскизного проектирования)

Ракетный комплекс стационарный, с высокозащищенными от поражающих факторов ЯВ шахтными ПУ и КП и фортификационной защитой от обычных боеприпасов
ПУ шахтная типа "ОС", автоматизированная, с комплексной защитой от высокоточного оружия и ПФЯВ
Способ старта минометный, из ТПК, установленного в ШПУ
Ракета трехступенчатая, твердотопливная, универсальная для РК стационарного шахтного и подвижного грунтового видов базирования, разрабатываемая как модернизация твердотопливной ракеты РТ-2П с соблюдением положений договора ОСВ-2 и договора о ликвидации РСМД
Боевое оснащение ракеты — моноблочная ГЧ с НББ, снаряженным термоядерным зарядом
— средства преодоления ПРО
Максимальная дальность стрельбы, км 11000
Обобщенный показатель надежности 0,92
Стойкость ракеты к ПФЯВ и ОНФП:  
    — до старта обеспечивается ШПУ и соответствующей элементной базой СУ ракеты
    — в полете обеспечивается на заданном уровне
Условия боевого дежурства ракеты нахождение в полной боевой готовности в ШПУ
Боевое применение в условиях встречного, ответно-встречного и ответного ударов, при возможном воздействии по ПР и ПУ ядерного оружия и оружия с неядерным боевым оснащением, в условиях как наличия, так и отсутствия у противника эшелонированной системы ПРО, в том числе с элементами космического базирования и ПВО

Технические характеристики ракеты 15Ж65

Стартовый вес ракеты, тс 46,5
Вес ГЧ, кгс 1250
Топливо маршевых ступеней твердое смесевое
Топливо БС с НББ без КСП ПРО твердое
Топливо БС с НББ и КСП ПРО жидкое монотопливо
Габаритные размеры, м:  
    — длина 22,55
    — диаметр (максим.) 1,81
Система управления автономная, инерциальная с БЦВМ и высокоточным ККП и системой восстановления информации
Ожидаемый уровень полетной надежности 0,97
Коэффициент энерговесового совершенства (БС с СП ПРО), кгс/тс 26
Органы управления на маршевых ступенях ПУС

Период разработки

Начало разработки 1989 г.
Готовность к началу ЛКИ январь 1991 г.

Пуск первой летной ракеты должен был состояться 15 февраля 1992 г., однако из-за распада СССР все работы по теме в КБ "Южное" были прекращены. Первая летная ракета была передана РФ 14 января 1995 г.

 


Яндекс.Метрика