Иванов С.Н.

Лекции по истории развития баллистических ракет и ракет-носителей
Часть I. Ракетные комплексы РВСН (Учебное пособие)

МФТИ. г.Долгопрудный. 1999 г..

Наш адрес: ruzhany@narod.ru

Библиотека Ружан стратегических

   

Глава 3. Ракеты третьего поколения

3.1. Межконтинентальные баллистические ракеты УР-100 И РС-10

Ситуация, сложившаяся в области стратегического ракетного вооружения в первой половине 60-х годов, характеризовалась следующим количественным соотношением числа МБР: США располагали более чем 900 пусковыми установками МБР типов «Титан-1», «Титан-2» и «Минитмен-1». Советский Союз имел не более 190 пусковых установок с МБР типов Р-7 (Р-7А), Р-16 (Р-16У) и Р-9А.

Несмотря на начало разработки «тяжелой» ампулизированной ракеты Р-36, было ясно, что сложная технология производства как ракет, так и пусковых установок не позволяет резко нарастить численный состав группировки Ракетных войск стратегического назначения.

В 1963 году было принято решение о разработке ракетного комплекса с «легкой» ампулизированной ракетой УР-100. Ракета с самого начала проектировалась исходя из условий старта из шахтных пусковых установок типа «ОС». Проектные материалы предполагали возможность создания малогабаритной и упрощенной (по сравнению с ранее созданными) конструкции шахтной пусковой установки, разработка ракеты и комплекса в целом велась ОКБ-52 (НПО «Машиностроение») под руководством В.Н. Челомея. В работах по созданию комплекса с ракетой УР-100 участвовали коллективы главных конструкторов С.А. Косберга, Н.И. Зверева, С.П. Изотова, Н.А. Пилюгина, М.С. Рязанского, В.П. Бармина, И.И. Картукова.

Ракетный комплекс УР-100 воплотил в себе ряд новых научнотехнических идей и конструкторских решений, которые обеспечивали длительное содержание ракет в высокой готовности к боевому применению, дистанционное управление пусками и контроль технического состояния ракет и пусковых установок с пункта управления боевого ракетного комплекса.

Отметим, что ОКБ-52 под руководством В.Н. Челомея к началу разработки ракеты УР-100 имело опыт создания и отработки межконтинентальных баллистических ракет. Первой МБР, разработанной КБ, была универсальная ракета-носитель УР-200, которую предполагалось использовать для решения ряда задач. К ним относились: выведение на орбиту вокруг Земли средств противокосмической обороны и глобальной морской разведки, доставка баллистических ядерных средств поражения к цели на дальность в 12000 и 14000 км и выведение маневрирующих авиационнобаллистических средств поражения на опорную орбиту.

Начало разработки комплекса с ракетой УР-200 относится к 1960 г.

МБР УР-200 представляла собой двухступенчатую ракету с последовательным расположением ступеней со стартовой массой около 138 т и массой полезной нагрузки до 3,9 т. На обеих ступенях ракеты устанавливались жидкостные ракетные двигатели, работавшие на высококипящих компонентах ракетного топлива. К особенностям ракеты УР-200 можно отнести:

• возможность применения различных по мощности головных частей с использованием специальных переходных стыковочных ферм;
• применение головных частей повышенной неуязвимости (за счет применения неметаллических конструкционных материалов), а также систем активных и пассивных помех;
• применение вафельной конструкции обечаек баков, что позволило снизить массу конструкции и увеличить срок хранения заправленной ракеты;
• приспособленность конструкции УР-200 к старту из шахтных пусковых установок «Шексна» и наземных позиций;
• применение отделяемой при пуске кабель-мачты для размещения контрольно-пускового оборудования;
• использование комбинированной системы управления, состоящей из автономной системы управления и системы радиоуправления.

Летные испытания ракеты УР-200, начавшиеся в 1963 году на полигоне Байконур. После проведения 9 испытательных пусков в 1965 году были прекращены в связи с успешным окончанием летной отработки и постановкой на боевое дежурство МБР Р-16, Р-16У и Р-9А.

Вместе с тем проектирование и летная отработка баллистической ракеты УР-200 позволили создать научно-технический и конструкторский задел, который в значительной степени был использован для дальнейшего развития и реализации идеи создания универсальной баллистической ракеты.

Ракета УР-100 представляла собой двухступенчатую межконтинентальную баллистическую ракету с последовательным расположением ступеней, жидкостными двигательными установками и моноблочной головной частью (рис. 3.1).

МБР УР-100 первоначально предполагалось использовать в качестве универсального (унифицированного) носителя специальных боевых зарядов как стратегического назначения, так к в системе противоракетной обороны. Последнее предназначение представляется весьма спорным в связи со спецификой технического облика ракет применяемых в системах ПРО. Для баллистического варианта ракеты УР-100 предусматривалась возможность применения двух типов головных частей: «легких» – для межконтинентальных дальностей стрельбы и «тяжелых» – для средних дальностей полета.

На ракете использовались высококипящие компоненты ракетного топлива: окислитель – азотный тетраксид (АТ), горючее – несимметричный диметилгидразин (НДМГ).

Первый пуск ракеты УР-100 с экспериментальной наземной пусковой установкой состоялся в апреле 1965 г., а из шахтной пусковой установки – в июне 1965 г. С 1964 г. началось строительство боевых стартовых комплексов в позиционных районах ракетных войск стратегического назначения. В 1966 г. были закончены летные испытания ракеты УР-100 и в этом же году первые боевые полки были поставлены на боевое дежурство. В июле 1967 г. ракетный комплекс, вооруженный ракетами УР-100, принят на вооружение.

Таблица 3.1

Основные характеристики ракеты приведены в табл 3.1

Ракета эксплуатировалась совместно с герметичным транспортнопусковым контейнером, обеспечивающим длительное хранение ракеты в состоянии боевой готовности, а также устойчивое движение ее в шахте при пуске и защиту от высокотемпературной газовой струи работающих двигателей.⁸

______________

⁸ <Анализ технических характеристик приведен в кратком изложении (более подробно см. [1] с.141-154)>

Модифицированный вариант МБР УР-100 получил обозначение УР-100М и по основным массовым и геометрическим характеристикам. а также схемно-конструктивным решениям в основном не отличался от базового образца. Модификация обеспечивала изменения только отдельных тактикотехнических характеристик, существенно влияющих на боевую эффективность ракетного комплекса и самой ракеты, но принципиально не затрагивала структуру БРК, конструкцию шахтной пусковой установки, транспортнопускового контейнера и ракеты. Это позволило, прежде всего, максимально уменьшить стоимость мероприятий, повышающих боевые возможности системы стратегического вооружения на базе ракеты УР-100М. Разработка МБР УР-100М была закончена в начале 70-х годов, ракета была принята на вооружение и отличалась от базового варианта:

• наличием уменьшенной по массе моноблочной головной части с улучшенными летно-техническими характеристиками и способной более эффективно преодолевать противоракетную оборону противника;
• использованием автономной инерциальной системы управления с расширенными возможностями по переприцеливанию ракеты, что улучшало оперативную управляемость ракетным комплексом, а также уменьшенным временем проведения предстартовых операций при подготовке и проведении пуска ракеты;
• улучшенными характеристиками проверочно-пускового оборудования, автономной системы энергоснабжения и технических систем, расположенных в оголовке пусковой установки и обеспечивающих длительное хранение ракеты в заправленном состоянии, увеличенным сроком автономности и повышенной надежностью работы систем во всех режимах эксплуатации и боевого применения.

Отметим, что модификационный вариант УР-100М не полностью использовал значительные потенциальные возможности, заложенные конструкторским коллективом В.Н. Челомея, для улучшения свойств ракеты, определяющих ее боевую эффективность. Со второй половины 60-х годов были начаты проектные разработки, связанные с модернизацией принятых на вооружение ракет и стартовых – комплексов, которые завершились проведением в 1969-1971 гг. летных испытаний и принятием в 1972 г. на вооружение межконтинентальной баллистической ракеты РС-10.

МБР РС-10 представляла собой двухступенчатую ракету с двигателями на жидком высококипящем топливе. В качестве горючего использовался несимметричный диметилгидразин (НДМГ), окислителем служил азотный тетраксид (АТ). На ракете использовались два типа головных частей – моноблочная головная часть и разделяющаяся головная часть (РГЧ) типа «MRV», имевшая в составе боевого оснащения три боевых блока. Ракета снабжалась средствами преодоления противоракетной обороны противника.

Ступени ракеты имели одинаковый диаметр. Схема МБР РС-10 представлена на рис. 3.1. а основные характеристики ракеты приведены в табл. 3.1.

Характерными особенностями процесса разработки модернизированной ракеты РС-10 являлись:

1. Проектирование ракеты под габариты существовавших шахтной пусковой установки и транспортно-пускового контейнера МБР УР-100, причем в конструкцию ШПУ и ТПК не вносилось принципиальных конструктивных и технологических изменений, которые могли бы существенно усложнить конструкцию или технологию их производства.
2. МБР РС-10 по своей конструктивно-компоновочной схеме, схемноконструктивным решениям применяемых систем, агрегатов и узлов, в том числе и маршевых двигательных установок ступеней, а также их основным характеристикам полностью аналогична ракете УР-100.

Повышение стартовой массы МБР РС-10 (относительно УР-100 более чем на 9т) и массы полезной нагрузки (почти на 60%) было обусловлено изменением длины первой ступени ракеты, и соответственно увеличением запасов компонентов ракетного топлива.

Рис. 3.1. РС-10

Кроме этого, на ракете РС-10 в топливных отсеках первой и второй ступеней были установлены силовые промежуточные днища вафельной конструкции, что обеспечивало возможность безопасного (не вызывающего разрушения конструкции) увеличения перепада давления между баками окислителя и горючего. В связи с увеличением длины топливного отсека первой ступени в баке окислителя были установлены продольные демпфирующие перегородки, обеспечивавшие улучшение устойчивости полета ракеты.

Для стыковки второй ступени ракеты с моноблочной и разделяющейся головными частями использовались специально разработанные для каждого типа ГЧ передние отсеки. Передние отсеки являлись силовыми элементами корпуса ракеты и имели клепаную конструкцию. Во внутренних объемах отсеков располагались средства преодоления противоракетной обороны противника – ложные цели. Выброс ложных целей производился по команде от системы управления ракетой в конце активного участка траектории полета перед отделением головной части.

Боевые возможности МБР РС-10 были значительно расширены использованием различной комплектации боевого оснащения ракеты, включавшей моноблочные головные части («легкий» и «тяжелый» моноблоки) и разделяющуюся ГЧ типа «MRV». Конструкция головных частей предусматривала размещение в герметичном объеме боевого заряда, специальной автоматики и источников питания, а также датчиков, обеспечивавших высотный и наземный подрыв зарядов.

Корпус головной части защищал боевой заряд и элементы автоматики от тепловых и аэродинамических нагрузок в полете, кроме того, поверхность корпус ГЧ (боевого блока) обладала радиопоглощающими свойствами, что уменьшало радиолокационную видимость головной части и облегчало прорыв противоракетной обороны противника. Головная часть представляла собой тело вращения, образованное двумя коническими поверхностями с передним сферическим притуплением. Такая форма ГЧ обеспечивала статическую устойчивость во всем диапазоне возможных скоростей к углов входа при полете в атмосфере, минимизацию уноса и обгара теплозащитного покрытия.

Разделяющаяся головная часть (РГЧ) комплектовалась тремя боевыми блоками и средствами преодоления ПРО противника. Боевые блоки размещались на специальной проставке (платформе) и закрывались аэродинамическим обтекателем, а средства преодоления – ложные цели – во внутреннем объеме переднего отсека ракеты. Аэродинамический обтекатель, защищал боевые блоки от нагрева и аэродинамических нагрузок на активном участке полета ракеты и состоял из двух полуоболочек (створок), состыкованных с помощью пироболтов и шарнирно соединенных с проставкой. Сброс створок обтекателя обеспечивался специальными пружинными толкателями после прохождения ракетой плотных слоев атмосферы. Разброс боевых блоков осуществлялся механизмом разброса – пиротолкателем. После отделения боевых блоков корпус второй ступени ракеты с помощью пороховых ракетных двигателей разворачивался и уводился в сторону от программной траектории полета.

На МБР РС-10 использовалась автономная инерциальная система управления, по структуре и приборному составу почти не отличавшаяся от системы управления МБР УР-100. Она обеспечивала устойчивое движение ракеты на активном участке полета по заданной траектории, разделение ступеней, включение и выключение двигателей, отделение головной части в момент выброса ложных целей, разворот и увод с траектории полета корпуса второй ступени.

Вместе с тем, система управления ракеты РС-10 обладала качественно новыми свойствами, влияющими на боевую эффективность как ракеты, так и ракетного комплекса в целом. В отличие от системы управления УР-100 она позволяла:

• существенно сократить время технической готовности ракеты к пуску за счет форсированного разгона гироблоков гиростабилизированной платформы;
• дистанционно выбрать с командного пункта полетное задание для стрельбы по заранее намеченной цели и ввести данные в бортовую аппаратуру СУ.

Кроме того, применение новой конструкции гиростабилизированной платформы (гироблоков) позволило отказаться от системы термостатирования, что упрощало эксплуатацию ракеты, а использование усовершенствованных чувствительных элементов системы НС и БС улучшало точность стрельбы.

Шахтные ПУ с ракетами РС-10 имели увеличенный срок автономности системы наземного электроснабжения, причем аккумуляторные батареи повышенной емкости позволяли в режиме автономии осуществить смену полетного задания и провести пуски ракет.

Таким образом, в результате мероприятий по модификации и модернизации ракетного комплекса с ракетой УР-100 по существу, была создана единая инфраструктура комплекса, обеспечивавшая эксплуатацию и боевое применение ракет УР-100М и РС-10. Использование аналогичных по конструкции шахтной ПУ и транспортно-пускового контейнера, общих конструкторских и технологических решений по ракете, без сомнения, определили снижение стоимости массового производства и развертывания МБР УР-100М и РС-10 при одновременном повышении (в основном за счет расширения возможностей системы управления и разнообразной комплектации боевого оснащения) боевой эффективности группировки этих ракет.

Одна из последних модернизаций МБР РС-10 предусматривала проведение комплекса мероприятий, направленных на повышение живучести ракетной системы в условиях объективно существующей тенденции улучшения точностных характеристик стрельбы межконтинентальных ракет вероятного противника. Модернизация не изменяла структуры боевых ракетных комплексов, но обеспечивала увеличение степени защищенности шахтной ПУ «ОС» с размещенной в ней ракетой.

Летные испытания модернизированного РК с МБР РС-10 проводились в 1971-1973 гг., а в декабре 1974 г. он был принят на вооружение.

Главным содержанием работ по модернизации комплекса были создание новой конструкции шахтной ПУ и совершенствование системы амортизации (подвески) пускового контейнера с ракетой, обеспечивавшие сохранность ракеты в условиях повышенных динамических нагрузок.

Стартовый комплекс, шахтная пусковая установка и транспортнопусковой контейнер были разработаны коллективом специального филиала ОКБ-52 под руководством заместителя Генерального конструктора В.М. Барышева.

Шахтная пусковая установка состояла, из монолитного железобетонного ствола с жестко присоединенным к нему стальным аппаратурным отсеком. Ствол шахты перекрывался мощным защитным устройством распашного типа с газогидравлическим приводом открытия.

Транспортно-пусковой контейнер с размещенной в ней ракетой РС-10 вывешивался (в отличие от ТПК с ракетой УР-100) на двух кронштейнах в районе верхнего торца и амортизировался при помощи горизонтальных амортизаторов, установленных на нижнем торце контейнера. Таким образом, получила конструктивную реализацию оригинальная маятниковая система амортизации с двухточечной схемой подвески контейнера (внешняя система амортизации «ШПУ-ТПК») в отличие от жестко фиксированной подвески контейнера с ракетой УР-100.

Внутренняя система амортизации «ТПК-ракета» состояла из нескольких поясов, которые обеспечивали уменьшение сейсмических и ударных нагрузок на ракету при ядерном взрыве, отслеживали горизонтальные и вертикальные смещения ракеты и возвращали ее в исходное положение. Кроме традиционно использовавшихся пружинных амортизаторов (ШПУ МБР УР-100, УР-100М, РС-10) впервые в отечественной практике для шахтной пусковой установки повышенной защищенности были разработаны и дополнительно установлены в системе внутренней амортизации «ТПК – ракета» пневмогидравлические амортизаторы.

Создание усовершенствованного РК с МБР РС-10 повышенной защищенности позволило поднять уровень защищенности ракеты (по давлению во фронте воздушной ударной волны) более чем на порядок и, соответственно, повысить живучесть ракет, размещенных в ШПУ.

Отметим также, что на транспортно-пусковом контейнере устанавливалась газозащитная проставка, которая перемещаясь вверх по роликам под действием пневмогидротолкателей обеспечивала стыковку ТПК с газоотводящей решеткой шахтной ПУ, чем улучшались газодинамические условия пуска ракеты. Перед пуском система внешней амортизации выключалась, и контейнер стопорился.

Отличительной особенностью последовательного процесса создания комплексов с МБР УР-100, УР-100М, РС-10 и РС-10 повышенной защищенности являлась взаимная преемственность не только отдельных схемноконструктивных решений, но и широкое использование ранее разработанных конструкций в целом – ракет, ТПК и ШПУ. На этапах проектирования боевого ракетного комплекса закладывалась возможность дальнейшего наращивания его боевых свойств, показательно, что не стала исключением и разработка ШПУ повышенной защищенности МБР РС-10, через несколько лет в этих шахтных ПУ начали размещать межконтинентальную ракету нового поколения РС-18 со стартовой массой, вдвое превышающую стартовую массу РС-10.

Ракета УР-100 благодаря поддержке Н.С. Хрущева (с 1958 г. заместителем В.Н. Челомея работал Сергей Хрущев) была разработана всего за 3 года и выпущена самой большой серией среди отечественных стратегических ракет – 1030 единиц.

Межконтинентальные баллистические ракеты УР-100, РС-10 и их модифицированные варианты находились на боевом дежурстве более 25 лет. На момент заключения Договора СНВ-1 (1991 г.) в составе группировки Ракетных войск ракетная система МБР РС-10 была максимальной по количественному составу и состояла из 326 ШПУ с ракетами, что составляло более 23% всех межконтинентальных ракет наземного базирования СССР.

3.2. Межконтинентальная баллистическая ракета РС-12 (8К98, 8К98П)

Одновременно с разработкой ракет больших дальностей с ЖРД в СССР были начаты работы по созданию ракет с двигателями на твердом топливе. Еще в 1959 г. в конструкторском бюро возглавляемом С.П. Королевым началась разработка ракеты средней дальности с РДТТ. Ракета, получившая обозначение РТ-1, не отличалась высоким уровнем технических характеристик. Ее создание носило прежде всего экспериментальный характер и было направлено на решение многих сложных и новых для отечественной науки и промышленности проблем.

Основные характеристики ракеты приведены в табл.3.2:

Таблица 3.2

РТ-1 представляла собой трехступенчатую управляемую баллистическую ракету с последовательным соединением ступеней и отделяемой головной частью. Каждая ступень ракеты состояла из четырех односопловых РДТТ, связанных в единый блок и работавших на баллиститном твердом топливе. Все четыре двигателя были объединены газовой связью через специальные газоходы, что позволяло уменьшить разброс давлений по двигателям, выровнять их тяговые характеристики и тем самым уменьшить значения возмущающих моментов, действующих на ракету в полете. Баллиститные топлива (фактически порох) менее технологичны чем смесевые на основе каучука, поскольку к ним нельзя применять технологию литья заряда под давлением. Сопловые блоки РДТТ устанавливались неподвижно. Заряды твердого топлива представляли собой цилиндрические одноканальные пороховые шашки с бронировкой по внешней поверхности. Это позволяло отказаться от нанесения на внешнюю часть корпуса теплозащитного покрытия (ТЗП). Управление полетом ракеты обеспечивалось поворотными автономными рулевыми РДТТ на первой и третьей ступенях и аэродинамическими рулями, расположенными на второй ступени. Корпуса РДТТ – несущей конструкции, имели стеклотекстолитовые обечайки и стальные днища. Днища полусферической формы соединялись с цилиндрической стеклотекстолитовой обечайкой резьбовым сочленением. Для этого верхняя и нижняя часть обечайки армировались специальными металлическими вставками. При давлениях в камерах сгорания не более 4.5 МПа значения пустотных удельных импульсов двигателей не превышали 2400 м/с.

Проектные материалы и результаты летной отработки ракеты РТ-1 показали, что при использовании подобных конструктивных схем и баллиститных твердых топлив для маршевых двигательных установок создать твердотопливную межконтинентальную ракету не представляется возможным. Ракета на вооружение не принималась.

Основные трудности заключались в том, что необходимо было разработать рецептуры смесевых твердых топлив с достаточно высокими энергетическими возможностями, технологии изготовления зарядов таких размеров, которые до того в стране не производились, отработать эффективные и надежные органы управления полетом ракеты, создать систему управления, значительно отличавшуюся от той, что была освоена для ракет с ЖРД.

Рис. 3.3.

В 1961 г. по результатам проведенных разработок принимается решение о создании нового ракетного комплекса с МБР РС-12 на твердом топливе. Помимо КБ С.П. Королева, являвшегося головным, в создании комплекса участвовали организации, возглавляемые Н.А. Пилюгиным (система управления), В.В. Чернецким (стартовый комплекс), Б.П. Жуковыми, Я.Ф. Савченко (топливо), М.Ю. Цирульниковым и П.А. Тюриным (двигатели). Многочисленные проблемы, связанные с приоритетной для нашей страны разработкой межконтинентальной твердотопливной ракеты, были успешно решены.

Ракета РС-12 была первой отечественной МБР на твердом топливе, принятой на вооружение. Первоначально для нее разрабатывались проекты двух типов шахтных стартовых комплексов – группового и одиночного, а также железнодорожного стартового комплекса. В процессе разработки был выбран вариант размещения МБР РС-12 в шахтных ПУ типа «ОС». РК состоял из 10 рассредоточенных пусковых установок и отдельно расположенного командного пункта. Летные испытания комплекса проводились в 1966-1968 гг. сначала на полигоне Капустин Яр (Волгоградская обл.) с полями падения в районе озера Балхаш, а затем с полигона Плесецк с точками прицеливания на боевом поле «Кура» (Камчатская обл.). После успешного завершения ЛКИ боевой ракетный комплекс с МБР РС-12 в декабре 1968 года был принят на вооружение. К 1972 г. были проведены отработка и испытания усовершенствованной ракеты РС-12, которая имела более высокую боевую эффективность и улучшенные эксплуатационные характеристики. В частности на третьей ступени использовалась стеклопластиковая обмотка, что позволило уменьшить толщину стального листа обечайки. Ракетный комплекс с ракетой РС-12 отличался простотой эксплуатации, сравнительно небольшим количеством агрегатов наземного технологического оборудования, отсутствием средств заправки компонентов ракетного топлива.

Основные характеристики ракеты приведены в табл 3.2 (см.выше).

Общий вид ракеты приведен на рис. 3.3. МБР РС-12 – межконтинентальная твердотопливная трехступенчатая ракета с последовательным расположением ступеней, двигателями на смесевом твердом топливе, автономной инерциальной системой управления и моноблочной головной частью. Ракета оснащалась средствами преодоления противоракетной обороны противника.

Каждая ступень ракеты состояла из моноблочного РДТТ и хвостового отсека. Кроме того, первая и вторая ступени имели соединительную ферму, предназначавшуюся для стыковки ступеней ракеты и обеспечивавшую свободный выход продуктов сгорания двигателей верхней ступени в окружающее пространство при «огневом» разделении ступеней. Между третьей ступенью ракеты и головной частью располагались приборный отсек и переходник, предназначенный для крепления головной части.

Маршевые двигательные установки РДТТ с зарядами из смесевого твердого топлива первой и второй ступеней имели одинаковую конструктивную схему и состояли из стальных цилиндрических корпусов (сваренных из отдельных секций) с эллиптическими задними и передними днищами. На задних днищах каждого РДТТ располагались по четыре разрезных управляющих сопла. На передних днищах размещались воспламенители зарядов твердого топлива, срабатывание которых происходило от пиропатронов по командам от системы управления.

Корпуса двигательных установок вместе с передними и задними днищами образовывали камеры сгорания, на внутреннюю поверхность которых наносилось теплозащитное покрытие, предохраняющее конструкцию РДТТ от теплового воздействия образующихся газов при горении заряда.

В качестве исполнительных органов управлений полетом ракеты использовались разрезные управляющие сопла РДТТ. Сопло состояло из неподвижной и подвижной (сверхзвуковой) частей и соединительных деталей. В конструкции сопла широко применялись термостойкие материалы на основе графита, металлокерамики, а также молибденовые и титановые сплавы.

Отклонение подвижной части сопла в процессе работы ДУ осуществлялось специальным рулевым приводом, что позволяло получать достаточные управляющие моменты при незначительных углах отклонения, причем управляющие усилия возникали не за счет изменения направления газового потока, а за счет возникновения скачка уплотнения в сверхзвуковом потоке.

Заряды РДТТ первой и второй ступеней изготовлялись из смесевого твердого топлива на основе бутилкаучука и перхлората аммония с добавлением порошкообразного алюминия непосредственным формованием топливной массы под давлением в корпус двигателя с последующей полимеризацией. Заряд прочно скреплялся с корпусом РДТТ. Конструкция заряда представляла собой одноканальный щелевой моноблок с равнорасположенными по окружности канала щелями, геометрия которого обеспечивала получение постоянного значения тяги и необходимую прочность.

Хвостовые отсеки являлись силовыми элементами первой и второй ступени, имели форму усеченного конуса и клепаную конструкцию, подкрепленную торцевыми стыковочными шпангоутами и стрингерами. Хвостовые отсеки предназначались для размещения разрезных управляющих сопел, рулевого привода и части приборов СУ, а также защищали эти агрегаты от теплового воздействия работающих двигателей и скоростного напора при полете ракеты. Коническая форма отсеков обеспечивала требуемый уровень статической устойчивости при полете ракеты, дополнительно этой же цели служили четыре раскрывающихся решетчатых стабилизатора, расположенных на хвостовом отсеке первой ступени.

Кроме того, на внешней поверхности первой ступени устанавливались два опорно-обтюрирующих устройства (поддон и бандаж) с упругими опорными элементами, которые воспринимали поперечные нагрузки при сейсмическом воздействии, при движении ракеты по пусковому стакану ШПУ и предотвращали прорыв газа в пространство между корпусом ракеты и стенками пускового стакана при ее старте.

В конструкции МБР РС-12 получил техническую реализацию динамо-реактивный принцип старта ракеты из «глухого» пускового стакана с использованием оригинальной методики, являвшейся по существу прототипом использовавшегося впоследствии «минометного старта» с использованием ПАДов. В специальный приямок (емкость на дне стартового сооружения – ЗУМПФ) наливалось примерно 1 т воды, а бандаж и поддон обеспечивали замкнутость подракетного пространства шахты. При запуске маршевого двигателя образующаяся в подракетном пространстве парогазовая смесь выталкивала ракету из шахты как поршень. После выхода ракеты из ШПУ поддон и бандаж сбрасывались. Кроме того такая конструкция выполняла еще одну функцию -охлаждение газовой струи ракетного двигателя при пуске ракеты. Этим соответственно снижалось высокотемпературное тепловое воздействие работавшего РДТТ на конструкцию пускового стакана и донную часть ракеты.

Третья ступень ракеты РС-12 по компоновочной схеме была аналогична первым двум, но имела следующие конструктивные отличия:

• обечайка корпуса маршевого РДТТ выполнялась комбинированной и изготавливалась из стального листа, снаружи на металл корпуса методом намотки наносился стеклопластик. Для защиты корпуса от аэродинамического нагрева на его наружной поверхности имелось теплозащитное покрытие;
• на переднем днище маршевого РДТТ располагались узлы отсечки тяги (ступенчатого регулирования тяги), которые заканчивались специальными раструбами для сброса продуктов сгорания двигателя в окружающее пространство. Следует заметить, что в конструкции были применены именно узлы отсечки, а не сопла противотяги. Ступенчатое регулирование тяги осуществлялось путем последовательного срабатывания узлов отсечек, располагавшихся в плоскостях II-IV и I-III. Вскрытие узлов отсечки производилось подрывом детонирующих удлиненных зарядов по предварительной и главной команде от СУ ракеты. При этом на новом режиме работы двигателя возникала отрицательная результирующая тяга, которая обеспечивала торможение корпуса третьей ступени;
• заряд смесевого твердого топлива представлял собой щелевой моноблок с передним и задним расположением щелей. Переднерасположенные щели находились в плоскостях стабилизации и обеспечивали возможность срабатывания узла отсечки тяги после нескольких секунд работы маршевого двигателя;
• хвостовой отсек ступени служил для защиты размещенных в нем соплового блока и рулевого привода. Он являлся силовым элементом конструкции ступени, и воспринимал нагрузки от осевых сжимающих сил, изгибающих моментов и аэродинамического давления. Крепление хвостового отсека к корпусу двигателя осуществлялось разрывными болтами. Для уменьшения массы конструкции третьей ступени хвостовой отсек сбрасывался после разделения второй и третьей ступени, что положительным образом сказывалось на увеличении дальности полета ракеты.

Приборный отсек цилиндрической формы предназначался для размещения основной части приборов системы управления ракетой. Отсек представлял собой клепанную конструкцию, силовая часть которой состояла из шпангоутов и стрингеров. Обшивка отсека изготавливалась из листового дюралюминия, на внешнюю поверхность которого наносилось теплозащитное покрытие.

Переходник служил для соединения головной части с приборным отсеком. Он имел форму усеченного конуса и представлял собой клепаную конструкцию, имевшую силовой набор (шпангоуты и стрингеры) и обшивку. На торцевой поверхности переднего шпангоута устанавливались пружинные толкатели, обеспечивавшие надежное отделение головной части, и разрывные болты связи головной части с переходником.

На боевую стартовую позицию ракета доставлялась в контейнерах транспортно-загрузочных машин – отдельно первая ступень, и состыкованные между собой вторая и третья ступени. Ступени поочередно опускались в пусковой стакан, установленный на амортизационной подвеске в шахтной ПУ, затем пристыковывалась головная часть. Для обеспечения заданного температурно-влажностного режима хранения ракеты и головной части пусковой стакан герметизировался.

Создание к концу 60-х годов ракеты РС-12 подтвердило возможность разработки МБР с РДТТ, имеющих удовлетворительные показатели эффективности. Однако сравнение характеристик этой ракеты с характеристиками жидкостной МБР РС-10, созданной примерно в те же годы, показывает (таблица 3.3), что жидкостные МБР по основному показателю энергомассового совершенства – отношению массы полезной нагрузки (забрасываемого веса) к стартовой массе ракеты – значительно превосходили отечественные твердотопливные МБР.

Таблица 3.3

Сравнительные характеристики ракет СССР и США

В таблице приведены также характеристики МБР США «Минитмен-2». Сравнение их с характеристиками ракеты РС-12 говорит о том, что уровень характеристик отечественной твердотопливной МБР существенно уступал уровню характеристик МБР США «Минитмен-2» и был близок к характеристикам ракет «Минитмен-1» (m_ПН = 0.015...0.019). К этому следует добавить, что из перечисленных в таблице ракет ракета РС-10 несла самую большую дальность полета боеголовки. Если бы ее дальность была равна дальности ракеты РС-12, то относительный забрасываемый вес составил бы величину более 0,03.

Комплексы с модернизированной ракетой РС-12 входили в группировку МБР РВСН до начала 90-х годов, т. е. в течение почти 20 лет со времени постановки их на боевое дежурство. Вместе с тем на момент заключения Договора СНВ-1 (1991 г.) в составе группировки Ракетных войск ракетная система МБР РС-12 была весьма незначительной по количественному составу и состояла из 40 ШПУ с ракетами, что составляло не более 3% всех межконтинентальных ракет наземного базирования СССР.

3.3. Межконтинентальная баллистическая ракета РТ-20

Ракета РТ-20 не числится и никогда не числилась среди образцов, принятых на вооружение. Ее разработка была прекращена в конце 60-х годов на стадии летных испытаний. Такая судьба постигла не только ракету РТ-20 – и в СССР и в США начиналась и затем прекращалась разработка и других МБР. Однако ракета РТ-20 заслуживает особого внимания потому, что в ее конструкции предполагалось реализовать целый ряд оригинальных технических решений, а ее проект показывает, каким широким было поле поисков оптимальных путей улучшения характеристик МБР. Ракета РТ-20 разрабатывалась в КБ «Южное» под руководством М.К. Янгеля в 1964-1968 гг. Основная особенность конструктивно-компоновочной схемы ракеты заключалась в том, что первая ступень имела двигатель на твердом топливе, вторая ступень – двигатель на жидких высококипящих компонентах. В задании на комплекс с ракетой РТ-20 указывалось, что он должен быть создан в трех вариантах - подвижном грунтовом (на базе, тяжелого танка Т-10М), железнодорожном и шахтном (ПУ типа “ОС”). В соответствии с этим в эскизном проекте отмечалось, что «разработка конструкции проведена исходя из требований обеспечения ее транспортировки и нахождения в боевой готовности в заправленном состоянии, что обусловило выполнение конструкции топливного отсека и элементов системы питания ДУ второй ступени в ампульном варианте». Особое внимание уделялось обеспечению прочности ракеты при минимальном ее весе и повышению надежности. Основные характеристики ракеты приведены в табл 3.2.

На ракете предусматривалась возможность использования ГЧ двух типов: «тяжелой» – с массой 1410 кг и «легкой» – с массой 545 кг. Ракета с «легкой» ГЧ долина была иметь межконтинентальную дальность полета, общий запас топлива на ракете составлял 25.4 т, т.е. примерно 85% от стартовой массы ракеты. Относительная масса полезной нагрузки характеризовалась величиной 0.018.

Двигательная установка первой ступени работала на смесевом твердом топливе и имела четыре поворотных сопла, чем обеспечивалось управление полетом ракеты до отделения первой ступени. Маршевая ДУ состояла из основного моноблочного ракетного двигателя и твердотопливного двигателя конечной ступени. Режим конечной ступени с требуемым законом изменения тяги обеспечивался в конце работы основного двигателя переключением на твердотопливный двигатель конечной ступени и уменьшением величины тяги до 1 т. Корпус двигателя изготавливался либо из стали, либо из стеклопластика (окончательный выбор сделан не был). Вес конструкции первой ступени составлял около 2450 кг.

На второй ступени применялся однокамерный ЖРД с тягой 14 т, работавший на высококипящих компонентах ракетного топлива: окислитель – азотный тетраксид, горючее – несимметричный диметилгидразин. Система подачи топлива – турбонасосная. В качестве рабочего тела турбины использовались продукты сгорания основного топлива с большим избытком горючего. Запуск двигателя производился с помощью специального порохового газогенератора, приводившего в действие турбину. Наддув баков осуществлялся от двух газогенераторов, подававших в баки газ с избытком соответствующего компонента, управление ракетой по тангажу и рысканию производилось вдувом газа после турбины в закритическую часть сопла двигателя, по крену – с помощью специальных четырех сопел, работавших на отбросном турбогазе. Удельный импульс двигателя в пустоте был равен 3290 м/с.

Система управления ракетой – автономная инерциальная, общая масса приборов СУ 250 кг. Характеристики по времени приведения гироприборов в рабочий режим были резко повышены по сравнению с образцами, существовавшими ранее. Точность работы СУ была улучшена за счет применения новых высокоточных гироблоков и гироинтеграторов на воздушном подвесе и разработки рациональной конструкции ГСП на базе использования новых конструкционных материалов (в частности, бериллий). Предусматривался дистанционный ввод полетного задания в систему управления.

Ракета размещалась в транспортно-пусковом контейнере, который обеспечивал транспортировку, длительное хранение ракеты в состоянии боевой готовности и ее «минометный» (с помощью специального порохового аккумулятора давления) старт.

Приведенные сведения об особенностях МБР РТ-20 показывают, что ее создатели пытались реализовать в системах ракеты самые перспективные для того времени решения. Если бы ракета была создана, она была бы самой «легкой» МБР из существующих при вполне удовлетворительном (1,8%) значении отношения массы полезной нагрузки к стартовой массе. Вместе с тем разработка ракеты «комбинированной» (ЖРД и РДТТ) схемы подтвердила, что ее характеристики будут промежуточными между характеристиками ракет жидкостных и твердотопливных. Так, например, для МБР РТ-20 удалось ограничиться двумя ступенями (для твердотопливной ракеты это невозможно), но если бы обе ступени ракеты были жидкостными, массу полезной нагрузки при той же стартовой массе можно было бы увеличить. Использование на первой ступени РДТТ в какой-то мере упрощало эксплуатацию комплекса, но если бы РДТТ применялись на всех ступенях, эксплуатация РК была бы еще проще.

По программе летных испытаний было проведено 9 экспериментальных пусков, но целом переход к «комбинированной» схеме ракеты каких-либо решающих преимуществ не давал, что и послужило основой для прекращения работ над МБР РТ-20.

3.4. Схемы, основные характеристики и конструктивные особенности МБР СССР РС-16, РС-18 и РС-20

Межконтинентальные баллистические жидкостные ракеты стационарного базирования РС-16, РС-18 и РС-20 разрабатывались с разделяющимися головными частями (РГЧ), обеспечивающими прицельное последовательное разведение неуправляемых ББ (РГЧ типа MIRV). Их создание в СССР в 70-х годах проводилось прежде всего как ответная мера на резкое увеличение числа ББ в группировках МБР и БРПЛ США.

Ракеты РС-16 и РС-20 и соответствующие комплексы были созданы кооперацией исполнителей, возглавляемой КБ под руководством В.Ф. Уткина, заменившего М.К. Янгеля. Головной организацией, разрабатывавшей ракету РС-18 и комплекс с этой МБР, было КБ под руководством В.Н. Челомея. Летные испытания первых модификаций всех трех типов ракет проводились в 1972-1975 гг. на полигоне Байконур. В 1975-1981 гг.. ракетные комплексы принимались на вооружение и ставились на боевое дежурство. В 1977-1979 гг. была проведена модернизация ракет и комплексов, позволившая улучшить ряд их тактикотехнических характеристик.

МБР РС-16, РС-18 и РС-20 относятся к двухступенчатым ракетам с ЖРД с последовательным расположением ступеней (схемы ракет приведены на рис. 3.4, 3.5, 2.6). При разработке ракет соответствующие КБ и организации использовали опыт создания предшествующего поколения ампулизированных жидкостных ракет на компонентах топлива НДМГ+АТ, размещенных в шахтных ПУ (в первую очередь, ракет РС-10 и Р-36). Наряду с принципиальным новшеством – применением РГЧ типа MIRV к новым техническим решениям комплексов этого поколения следует отнести:

• применение в ракетах автономной системы управлеиия с БЦВМ,
• размещение ракет и пункта управления боевым ракетным комплексом в сооружениях высокой защищенности,
• возможность дистанционного переприцеливания перед пуском,
• наличие на ракетах более совершенных средств преодоления ПРО,
• более высокую боевую готовность, применение более совершенной системы боевого управления, повышенную живучесть комплексов.

Были резко повышены характеристики боевой эффективности за счет увеличения точности ракет и общей мощности их боевого оснащения.

Каждая из ракет РС-16 и РС-18 имеет две модификации (А и Б), которые отличаются главным образом конструктивно-технологическими решениями и соответствующими характеристиками автономной системы управления, для ракеты РС-20 различают три модификации: РС-20А, РС-20Б и РС-20В. Эти модификации отличаются типом и конструкцией головных частей, характеристиками системы управления, а для ракеты РC-20В – и рядом конструктивно-схемных решений по ракете в целом и ее ТПК.

Основные характеристики последних модификаций ракет РС-16, РС-18 и РС-20 представлены в таблице 3.4 (значения дальности полета ББ, мощности их зарядов и точности попадания в цели приведены по открытым зарубежным источниками и являются приближенными).

Таблица 3.4

Для всех трех ракет характерны высокие значения коэффициента энергомассового совершенства (порядка 0.04), что свидетельствует, прежде всего, о рациональных конструктивно-схемных решениях и высоких удельных параметрах двигательных установок ракет. На всех ракетах в качестве компонентов топлива использовались несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и четырехокись азота (АТ), ставшие к этому моменту штатными компонентами для жидкостных МБР, размещаемых в ШПУ. Несколько меньшее значение коэффициента энергомассового совершенства для ракеты РС-16 по сравнению с двумя другими рассматриваемыми здесь МБР объясняется в основном особенностями принятых проектных решений, а также тем, что при меньшей стартовой массе ракеты труднее получить высокое значение mПН при одинаковых условиях (масштабный фактор).

После принятия из вооружение МБР РС-16, РС-18 и РС-20 их число в группировке РВСН быстро росло. В 1991 г. оно составляло: 47 – для РС-16, 300 – для РС-18 и 308 – для РС-20. Эти ракеты на боевом дежурстве имели более 5000 боевых блоков, т.е. свыше 75% от общего числа боевых блоков в группировке МБР бывшего СССР.

3.5. Межконтинентальная баллистическая ракета РС-16

МБР РС-16 (рис. 3.4) проектировалась под существовавшие ШПУ ракет РС-10, т.е. при ограничении на геометрические характеристики (диаметр и длину) ее транспортно-пускового контейнера, а следовательно, и ракеты в целом. Свой отпечаток на ракету наложили и ограниченные сроки разработки, не позволившие реализовать ряд первоначальных проектных решений, в частности, по двигательной установке первой ступени (не удалось обойтись без специального рулевого двигателя).

Двухступенчатая ракета РС-16 выполнена в двух диаметрах: корпус первой ступени имеет диаметр равный 2,25 м, второй – 2,1 м. Ступени соединяются между собой слабоконическим соединительным отсеком, который при разделении ступеней разрушается удлиненным кумулятивным зарядом, опоясывающим соединительный отсек в его средней части. В состав корпуса первой ступени ракеты входят также хвостовой и топливный отсеки. Топливный отсек, состоящий из верхней емкости (для окислителя) и нижней (для горючего), – сварной конструкции из алюминиево-магниевого сплава. Емкости (баки) окислителя и горючего разделены сферическим промежуточным днищем. Нижнее сферическое днище бака горючего направлено выпуклостью вовнутрь бака, образуя вместе с хвостовым отсеком полость для размещения двигательной установки ступени.

Рис. 3.4.

Двигательная установка первой ступени ракеты РС-16 состоит из двух двигателей: основного (маршевого) и рулевого. Однокамерный маршевый ЖРД с турбонасосной системой подачи топлива выполнен по замкнутой схеме и закреплен на ступени неподвижно. В состав рулевого двигателя входят четыре поворотные (шарнирно закрепленные) камеры сгорания и один турбонасосный агрегат. В рулевом двигателе реализована открытая схема процесса сгорания компонентов топлива.

Двигательная установка второй ступени ракеты РС-16 состоит из однокамерного, неподвижно закрепленного на корпусе ступени ЖРД с турбонасосной подачей компонентов топлива и замкнутой схемой. Этот двигатель имеет целый ряд оригинальных решений по рабочим процессам: по системе охлаждения камеры сгорания, по процессу газогенерации и другим, которые в конечном счете позволили получить рекордную величину удельного импульса тяги для ЖРД такого класса (3300 м/с в пустоте). Оригинален и способ создания управляющих сил и моментов при полете второй субракеты (ступени): управление по тангажу и рысканию обеспечивается вдувом газа в закритическую часть сопла ЖРД, а по крену – четырьмя небольшими соплами, рабочее тело для которых вырабатывается в газогенераторе ТНА двигателя.

К корпусу второй ступени ракеты РС-16 с помощью разрывных болтов крепится разделяющаяся головная часть типа MIRV с четырьмя боевыми блоками, прикрытая обтекателем с изменяемой геометрией. Верхняя часть обтекателя выполнена двухстворчатой, шарнирно соединенной с неподвижной частью обтекателя. Такая конструкция позволяет уменьшить геометрические размеры ракеты. После выхода из ТПК створки обтекателя соединяются, чем и обеспечивается необходимая аэродинамическая форма на АУТ. Из-за наличия такой конструктивной особенности РС-16 получила на Западе прозвище «Spanker» («Щелкунчик»). В состав РГЧ входит герметичный приборный отсек, в котором размещается система управления ракетой, и твердотопливная двигательная установка разведения боевых блоков. Применение РДТТ для разведения ББ на жидкостных ракетах является оригинальным, но труднообъяснимым решением.

Для ракеты РС-16 одной из первых в СССР была практически реализована так называемая «минометная» схема старта, при которой двигательная установка первой ступени запускается после выхода (выброса) ракеты из транспортнопускового контейнера под давлением газов, вырабатываемых специальными пороховыми газогенераторами. Для обеспечения минометного старта на нижнюю часть ракеты РС-16 устанавливается поддон с опорно-обтюрирующим поясом, а на корпус ракеты – опорные пояса (бандажи), которые сбрасываются после выхода ракеты из ТПК. При минометном старте ракеты газы, вырабатываемые в пороховом аккумуляторе давления, поступают в объем между верхним и нижним днищами поддона. В момент старта принудительно разрывается механическая связь между днищами, и под давлением газов, действующих на верхнее днище поддона, ракета вместе с днищем выбрасывается из ТПК. Нижнее днище поддона с закрепленными на нем пороховыми аккумуляторами давления остается в контейнере.

3.6. Межконтинентальная баллистическая ракета РС-18

Рис. 3.5.

Жидкостная двухступенчатая ракета РС-18 (изделия 15А30 и 15А35) (рис.3.5) может считаться классической по конструктивно-компоновочной схеме и весьма совершенной по основным техническим характеристикам для МБР этого типа. Выполнена ракета в одном диаметре (калибре). Ступени ракеты соединены между собой с помощью разрывных болтов. В систему разделения ступеней и отделения головной части входят тормозные пороховые ракетные двигатели (ПРД).

Корпус первой ступени РС-18 имеет в своем составе хвостовой отсек, топливный отсек и переходник, изготовленные из легких алюминиевых сплавов. Корпус второй ступени состоит из короткого хвостового отсека и топливного отсека. Топливные отсеки сварной конструкции, емкости (баки) горючего и окислителя разделены промежуточными днищами. Цилиндрическая обечайка бака горючего первой ступени выполнена из вафельных панелей. В верхней части бака окислителя первой ступени имеются продольные перегородки, демпфирующие колебания жидкости при полете ракеты.

Пневмогидравлические системы контейнера и ракеты, имеющие в своем составе соответствующие трубопроводы, заправочные, дренажнопредохранительные клапаны и другие элементы автоматики, позволяют производить заправку и слив компонентов топлива после установки ракеты с ТПК в шахтную ПУ с помощью подвижных заправочных средств (емкостей, насосных станций и т.д.).

Двигательная установка первой ступени ракеты РС-18 состоит из четырех поворотных однокамерных ЖРД, имеющих турбонасосную систему подачи компонентов топлива в камеру сгорания и газогенератор, и выполненных по замкнутой схеме (с дожиганием генераторного газа в камере сгорания). Каждый двигатель (камера сгорания, ТНА, газогенератор и т.д.) закреплен шарнирно на раме в хвостовом отсеке и может отклоняться от нейтрального положения в соответствующей плоскости по сигналам системы управления с помощь гидравлических рулевых машин, рабочим телом для которых служит один из компонентов топлива. Тем самым обеспечивается управление полетом ракеты по каналам тангажа, рыскания и крена (вращения).

Двигательная установка второй ступени ракеты РС-18 состоит из двух ЖРД: однокамерного основного (маршевого), неподвижно закрепленного на корпусе второй ступени, и четырехкамерного рулевого с поворотными камерами сгорания. Основной ЖРД имеет турбонасосную систему подачи компонентов топлива при замкнутой схеме организации рабочего процесса. Камеры сгорания рулевого двигателя закреплены шарнирно, компоненты топлива в них подаются одним ТНА, закрепленным на корпусе хвостового отсека ступени. Рулевой двигатель выполнен по открытой (разомкнутой) схеме с отводом генераторного газа после турбины за борт ракеты. Запускается рулевой двигатель до разделения ступеней ракеты, для этих целей переходник первой ступени имеет специальные газоходы.

Ракета РС-18 отличается простотой конструкции и высокой надежностью целого ряда систем: системы разделения, системы наддува баков, подачи топлива и др.

К верхней обечайке корпуса второй ступени ракеты РС-18 разрывными болтами крепится агрегатно-приборный блок разделяющейся головной части, в котором размещаются приборы автономной инерциальной системы управления. (гиростабилизированная платформа, БЦВМ, преобразователи, ампульные батареи питания и др.) и жидкостная двигательная установка разведения шести боевых блоков с необходимым запасом компонентов топлива. Боевые блоки, прикрытые сбрасываемым обтекателем, размещаются на специальной платформе, стыкуемой с агрегатно-приборным блоком. Вся сборка образует РГЧ типа MIRV.

Ракета РС-18 имеет газодинамическую схему старта, при которой ракета выходит из ТПК, размещенного в ШПУ, под действием силы тяги ДУ первой ступени. Для реализации такой схемы внутри ТПК имеются направляющие, а на корпусе ракеты установлены сбрасываемые в полете бугели (башмаки). ШПУ имеет специальную систему отвода в атмосферу газов при старте ракеты.

3.7. Межконтинентальная баллистическая ракета РС-20 (15А14, 15А18, 15А18М)

Последняя модификация ракеты РС-20 заканчивает многолетний период разработки и совершенствования тяжелых жидкостных МБР в СССР, начало которому было положено ракетами Р-16 и Р-36. На сегодняшний день ракета РС-20В является самой мощной в мире МБР и вполне объективно отражает высокий уровень развития ракетостроения в бывшем СССР.

Конструктивно-компоновочная схема ракет РС-20А (15А14) (рис.3.5а), РС-20Б (15А18) (рис. 3.56) и РС-20В (15А18м) (рис. 3.5в) аналогична схеме ракеты РС-18, несмотря на то, что эти ракеты разрабатывались различными КБ. Две разгонные ступени ракеты РС-20 имеют одинаковый диаметр (3 м) и соединяются между собой разрывными болтами. В состав корпуса первой ступени входят (сверху вниз): переходной отсек, топливный отсек, боковая защита двигательной установки и поддон. Корпус второй ступени имеет в своем составе переходной отсек, топливный отсек и теплозащитный экран. Топливные отсеки ступеней изготовлены методом сварки из листов алюминиево-магниевого сплава, подвергнутых механической обработке и химическому травлению. Емкости (баки) окислителя и горючего разделены промежуточным совмещенным днищем. Вдоль корпуса ракеты проходят трубопроводы пневмогидравлической системы и бортовая кабельная сеть, защищенные желобом.

Пневмогидравлическая система (ПГС) ракеты обеспечивает заправку (слив) и хранение компонентов топлива в процессе боевого дежурства, а также подачу их к двигательным установкам при полете ракеты. функционально ПГС состоит из систем окислителя и горючего, системы наддува, системы заправки и слива компонентов топлива, а также газореактивных систем торможения ступеней.

Для повышения эффективности использования запасов топлива на первой и второй ступенях ракеты РС-20 имеется система управления расходом топлива. Она обеспечивает одновременное расходование компонентов топлива путем изменения в заданных пределах коэффициента соотношения расходов окислителя и горючего через двигатели и полную выработку рабочих запасов топлива на обеих ступенях.

В состав двигательной установки первой ступени ракеты РС-20 входят четыре автономных однокамерных ЖРД, имеющих турбонасосную систему подачи топлива, выполненных по замкнутой схеме и шарнирно закрепленных на раме в хвостовой части ступени. Отклонение двигателей в соответствующих плоскостях по командам системы управления обеспечивает управляемый полет ракеты. Четыре ЖРД первой ступени развивают суммарную тягу при работе в пустоте около 5000 кН при удельном импульсе 3120 м/с. При этом общий массовый расход компонентов топлива через ДУ первой ступени составляет более 1500 кг/с. Двигательную установку второй ступени образуют два ЖРД: основной и рулевой. Основной двигатель ракеты РС-20В (однокамерный с турбонасосной подачей компонентов топлива и замкнутой схемой рабочего процесса) размещен («утоплен») в емкости горючего второй ступени, размещение основного двигателя в баке горючего относится к одному из способов повышения плотности заполнения объема ракеты топливом.

Рис. 3.6.

В состав рулевого двигателя второй ступени входят четыре поворотных камеры сгорания, один ТНА, система газогенерации и др. В рулевом двигателе реализована открытая схема рабочего процесса. Основные агрегаты рулевого двигателя (камеры сгорания, ТНА и т.д.) закреплены на нижнем днище бака горючего второй ступени. Запускается двигатель до разделения ступеней ракеты.

В ракете РС-20 практически реализован целый ряд оригинальных идей и новых технических решений: так называемый химический наддув баков (путем впрыска окислителя в бак горючего и горючего – в бак окислителя), торможение отделяемой ступени за счет истечения газов наддува, цельный обтекатель с расположенным в передней части пороховым двигателем увода и др.

Агрегатно-приборный отсек ракет РС-20Б,В в котором размещаются основные приборы автономной системы управления и двигательная установка, обеспечивающие последовательное прицельное разведение десяти боевых блоков, функционально входит в состав ГЧ и стыкуется со второй ступенью разрывными болтами. Десять боевых блоков, прикрытые сбрасываемым в полете обтекателем, размещены на специальной раме в два яруса. Двигательная установка разведения представляет собой четырехкамерный ЖРД с поворотными камерами сгорания, которые выдвигаются в рабочее положение в полете. Вся сборка (агрегатно-приборный отсек, боевые блоки, рама и т. д. ) образует РГЧ типа MIRV.

Ракета РС-20 снабжена транспортно-пусковым контейнером (ТПК), который предназначен для длительного хранения, перегрузки, транспортировки, приведения ракеты в готовность к боевому применению, сохранения ее боеготового состояния на протяжении всего срока эксплуатации и проведения пуска из шахтной ПУ.

ТПК состоит из корпуса, переходника, верхней пленочной крышки и нижней крышки. Корпус и переходник выполнены из стеклопластика. В состав контейнера входит ряд технических систем, к основным из которых относятся пневмогидравлическай система, система старта ракеты из ТПК, система газового контроля, отвода тепла и др. На ТПК устанавливаются также приборы и узлы системы прицеливания, управления и т.д.

Ракета РС-20 имеет «минометную» схему старта, позволяющую в первую очередь уменьшить геометрические размеры ПУ. Для этих цепей снизу к первой ступени крепится специальный поддон, состоящий из цилиндрической обечайки и двух сфрических днищ: верхнего и нижнего. На нижнем днище поддона закреплены пороховые аккумуляторы давления. При старте ракеты образующиеся в них газы, действуя через верхнее днище поддона, выбрасывают ракету из ТПК. После выхода ракеты из ПУ обечайка и верхнее днище поддона сбрасываются с помощью пружинных толкателей и уводятся в сторону от ПУ пороховыми ракетными двигателями. В нижней части поддона находятся ПАД предварительного наддува промежуточной мембраны и основной ПАД. При этом вес поддона составляет около 4 т, в том числе уводимая часть поддона 1.5 т. Для амортизации в поперечном направлении и безударного выхода ракеты из ТПК на ее корпусе устанавливаются поперечные опоры (кольца), сбрасываемые после выхода ракеты из ПУ.

Шахтная пусковая установка, внутри которой в системе амортизации размещается герметичный транспортно-пусковой контейнер с ракетой РС-20, представляет собой мощное инженерное подземное сооружение, железобетонный ствол которого имеет внутренний диаметр 5.9 м и глубину 39 м.