Е.Б. Волков, А.А. Филимонов, В.Н. Бобырев, В.А, Кобяко
Межконтинентальные баллистические ракеты СССР (РФ) и США

(История создания, развития и сокращения)

Под ред. Е.Б. Волкова

© Ракетные войска стратегического назначения, 1996

Наш адрес: ruzhany@narod.ru

Межконтинентальная баллистическая ракета 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. осберга, 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 научно-технических 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 авиационно-баллистических 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 переходников;
• 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. 3.4).

МБР УР-100 первоначально предполагалось использовать в качестве универсального (унифицированного) носителя специальных боевых зарядов как стратегического назначения, так и 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.

		головная часть; приборный отсек; бак окислителя II ступени; промежуточное днище топливного отсека II ступени; бак горючего II ступени; маршевая двигательная установка II ступени; бак окислителя I ступени; промежуточное днище топливного отсека I ступени; бак горючего I ступени; хвостовой отсек I ступени; маршевая двигательная установка I ступени.
Рис. 3.4. Межконтинентальная баллистическая ракета УР-100

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.

Основные характеристики ракеты:

Ракета эксплуатировалась совместно с герметичным транспортно-пусковым 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. Создание малогабаритной ракеты в комплексе с контейнером позволило максимально улучшить условия ее эксплуатации. Ракета полностью собиралась и устанавливалась в контейнер на заводе-изготовителе и в контейнере доставлялась в район расположения стартового комплекса.

Длительное хранение ракеты в состоянии боевой готовности обеспечивалось:

• применением конструкционных материалов, компонентов топлива и всего оборудования ракеты, отвечающих условиям длительного хранения;
• ампулизацией ракеты и контейнера;
• эксплуатацией ракеты в комплекте с герметичным контейнером;
• дистанционным автоматическим контролем за состоянием ракеты с пунктов управления.

Важнейшим нововведением при создании ракеты УР-100, обеспечившим возможность длительного (в течение нескольких лет) ее хранения в заправленном компонентами топлива состоянии и в готовности к пуску, была ампулизация ракеты.

Ампулизация ракеты заключалась в осуществлении комплекса конструктивно-технологических мероприятий, обеспечивавших максимальную изоляцию ее от внешней среды. Эти мероприятия предусматривали:

• полную, герметизацию топливных баков и магистралей для исключения контакта компонентов топлива с внешней средой путем применения только сварных соединений;
• исключение контакта агрегатов двигателей и пневмогидравлической системы с компонентами топлива и их парами благодаря применению мембран и уменьшению количества агрегатов, находящихся в баках;
• исключение влияния атмосферных факторов на ракету (колебания температуры, влажность, пыль) путем герметизации контейнера и шахты;
• заправку ракеты компонентами топлива, насыщенными азотом до равновесного состояния, что обеспечивало поддержание требуемого давления в баках в течение всего срока хранения.

Важнейшим элементом, обеспечивающим функционирование ракеты на всех этапах эксплуатации вплоть до пуска, являлся транспортно-пусковой контейнер.

Контейнер представлял собой герметичную металлическую конструкцию цилиндрической формы. Корпус контейнера состоял из отдельных секций, сваренных между собой. Отдельные участки корпуса, в которых находились люки для обслуживания ракеты, изготавливались из листов, усиленных с внутренней стороны шпангоутами и стрингерами. Материал контейнера – сплав АМГ6.

Основные характеристики контейнера:

Для предохранения контейнера от теплового воздействия газовых струй при пуске ракеты на его наружную поверхность наносилось теплозащитное покрытие. По верхнему и нижнему торцам контейнер закрывался герметизирующими диафрагмами.

В верхней части контейнера имелись четыре опорных узла, с помощью которых контейнер вывешивался на опорные кронштейны ствола шахтной пусковой установки. В нижней части контейнера располагались четыре горизонтальные опоры с пружинными подкосами, исключавшие возможность горизонтальных перемещений контейнера при пуске ракеты и воспринимавшие боковые нагрузки при опускании контейнера с ракетой в пусковую установку.

В контейнере размещались ракета и устройства, необходимые для ее установки, амортизации и пуска, а также магистрали пневмогидравлической системы, механизмы отвода блоков разъемов ПГС и расстыковки блоков электроразъемов, агрегаты электрооборудования и кабельная сеть.

Одной из характерных особенностей конструктивно-компоновочной схемы размещения МБР УР-100 в транспортно-пусковом контейнере явилось наличие системы амортизации, предназначенной для обеспечения сохранности ракеты при воздействии на нее нагрузок, возникающих в результате ядерного взрыва. При этом контейнер жестко закреплялся в пусковой установке и возникающие нагрузки передавались на ракету через амортизационные связи между контейнером и ракетой.

Исходя из характера нагружения и конструктивных особенностей была принята двухпоясная схема системы амортизации ракеты. Верхний пояс амортизации предназначался для уменьшения горизонтальных, а нижний – горизонтальных и вертикальных нагрузок на ракету, возникающих при ядерном взрыве. Система амортизации отслеживала горизонтальные и вертикальные смещения ракеты относительно контейнера и возвращала ее в исходное положение. Для верхнего и нижнего поясов системы амортизации ракет использовались амортизаторы пружинного типа.

Внутри контейнера по всей его длине, диаметрально противоположно, устанавливались две направляющие, по которым скользили бугели ракеты, обеспечивавшие ее безударный выход из ТПК при пуске.

В процессе проектирования и разработки МБР УР-100 были реализованы научно-технические конструкторские идеи и решения, которые позволили создать уникальную для того времени ракету, значительно отличавшуюся от конструкций межконтинентальных ракет, как. принятых на вооружение, так и находившихся в стадии разработки.

Конструкторским коллективом ОКБ-52 под руководством В.Н. Челомея были разработаны и практически реализованы принципы плотной компоновки отсеков ракеты, которые обеспечивали значительное уменьшение габаритов, а также снижение массы конструкции ракеты.

Ракета УР-100 (рис. 3.4) конструктивно состояла из первой и второй ступеней и моноблочной головной части.

Первая ступень ракеты включала в себя корпус, маршевую двигательную установку, пневмогидравлическую систему, систему опорожнения баков и приборы системы управления.

Цельнометаллический корпус первой ступени был выполнен по несущей схеме, т.е. воспринимал все нагрузки, действующие на ракету, и конструктивно состоял из трех отсеков: хвостового, топливного и переднего. Все отсеки изготавливались из алюминиево-магниевого сплава АМгб.

Топливный отсек являлся основой силовой конструкции ступени, располагался между передним и хвостовым отсеками и представлял собой единый неразъемный блок, состоящий из бака окислителя и бака горючего. Полости баков разделялись двойным днищем. Такая конструкция баков позволяла максимально использовать внутренние объемы и уменьшить габариты ракеты.

Баки являлись емкостями для компонентов топлива. В верхней части топливного отсека находился бак окислителя, а в нижней – бак горючего. Благодаря такой компоновке центр масс ракеты был смещен вперед, а условия стабилизации ракеты в полете улучшены.

Корпус бака горючего – сварной конструкции, состоял из обечайки цилиндрической формы и приваренных к ней нижнего и верхнего сферических днищ. Вследствие того, что бак горючего подвергается значительному осевому сжатию, для него применялась обечайка вафельного типа, которая изготавливалась механическим фрезерованием из нагартованных алюминиево-магниевых листов.

Вафельный тип панелей повышает устойчивость обечайки и более выгоден в весовом отношении, чем простое увеличение толщины листов. Нижнее днище бака – сферической формы, облегченное химическим фрезерованием. Верхнее днище — несиловое. Оно служило для дополнительной изоляции компонента.

Корпус бака окислителя – сварной конструкции, состоял из обечайки цилиндрической формы и приваренных к ней нижнего и верхнего днищ. Обечайка бака – гладкая, для облегчения конструкции химически отфрезерована. Нижнее днище силовое, сферической формы. Верхнее днище бака окислителя было выполнено в виде усеченного конуса, обращенного вершиной внутрь бака. При стыковке ступеней в объеме конического днища размещалось сопло основного двигателя маршевой двигательной установки второй ступени, что также уменьшало габариты ракеты.

Таким образом, неразъемный топливный отсек первой ступени разделялся общим двойным днищем, состоявшим из нижнего силового (принадлежавшего баку окислителя) и верхнего герметизирующего (принадлежавшего баку горючего). Верхнее днище бака горючего под действием давления газов наддува прижималось к выпуклому нижнему днищу бака окислителя и частично разгружало его.

Хвостовой отсек предназначался для размещения маршевой двигательной установки первой ступени. Отсек состоял из корпуса, клепаной конструкции, рамы для крепления двигателей и защитного экрана. На наружной поверхности отсека размещались тормозные пороховые ракетные двигатели, обеспечивавшие надежное разделение ступеней, бугели для устойчивого движения ракеты по направляющим контейнера во время пуска и блоки пневмогидроразъемов. Защитный экран служил для герметизации хвостового отсека и предохранения агрегатов и автоматики маршевого двигателя от воздействия высокой температуры при работе двигателей. Хвостовой отсек соединялся с топливным отсеком болтами.

Передний отсек предназначался для соединения ступеней ракеты. Он представлял собой цилиндрическую оболочку сварной конструкции, подкрепленную силовыми элементами. Передний отсек стыковался с хвостовым отсеком второй ступени разрывными болтами и направляющими штырями. На внешней поверхности отсека устанавливались бугели. Во внутреннем объеме отсека размещались приборы системы управления, обеспечивавшие функционирование систем первой ступени в полете.

Вторая ступень, так же как и первая, включала в себя корпус, маршевую двигательную установку, пневмогидравлическую систему, систему опорожнения баков и приборы системы управления.

Корпус второй ступени – цилиндрический, состоял из трех отсеков: хвостового, топливного и приборного. Отсеки изготавливались из алюминиевых сплавов.

Аналогично конструктивной схеме первой ступени топливный отсек второй ступени состоял из баков горючего и окислителя, образующих единый неразъемный блок. Полости баков отделены одна от другой двойным днищем.

Каждый бак состоял из цилиндрической обечайки и двух днищ сферической формы. Верхнее днище бака горючего – несиловое и служило для дополнительной герметизации полостей топливного отсека. Все элементы баков и баки между собой сварены. Для облегчения конструкции топливного отсека толщины исходного материала, из которого изготавливались обечайки и днища, уменьшены химическим фрезерованием. К нижнему днищу бака горючего была приварена конусообразная штампованная рама для крепления маршевого двигателя второй ступени.

Хвостовой отсек служил для размещения камер сгорания рулевого двигателя двигательной установки второй ступени. На отсеке устанавливались тормозные пороховые ракетные двигатели и блоки гидропневморазъемов, которые связывали магистрали второй ступени с магистралями контейнера. Камера сгорания двигателя и тормозные двигатели закрывались обтекателями.

Корпус хвостового отсека – сварной конструкции, состоял из обечайки и торцевого шпангоута. К торцевому шпангоуту крепился защитный экран, предохранявший днище бака горючего второй ступени и агрегаты маршевого двигателя от воздействия высоких температур, возникающих при его работе. Экран представлял собой чехол конусообразной формы из теплостойкой ткани.

Хвостовой отсек сваркой крепился к топливному отсеку.

Приборный отсек предназначался для размещения приборов системы управления ракеты. Отсек имел форму усеченного конуса. Корпус отсека представлял собой клепаную конструкцию, в обшивку которой монтировались блоки отрывных электроразъемов. К верхнему торцевому шпангоуту с помощью разрывных пироболтов стыковалась головная часть ракеты.

Двигательные установки первой и второй ступеней ракеты являлись автономными и работали независимо друг от друга.

Маршевая двигательная установка первой ступени предназначалась для создания тяги и управляющих усилий при полете ракеты на активном участке траектории. Она состояла из четырех автономных двигателей с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, выполненных по замкнутой схеме с дожиганием генераторного газа в камерах сгорания. МБР УР-100 была первой ракетой, на которой применялись двигатели подобной схемы. Это позволило увеличить удельный импульс тяги по сравнению с двигателями открытой схемы, в которых отработанный турбинный газ выбрасывается в атмосферу (двигательные установки ракет Р-16, Р-9А, Р-36).

Конструктивная схема и основные параметры автономных жидкостных ракетных двигателей, входящих в состав маршевой двигательной установки первой ступени, были одинаковы, но на одном из двигателей располагались дополнительные агрегаты для бортового наддува баков ракеты.

Суммарная тяга четырех двигателей первой ступени составляла величину 784 кН у Земли и 876 кН в пустоте. Давление в камерах сгорания достигало 15 МПа, а удельный импульс каждого двигателя 2744 м/с у Земли и 3067 м/с в пустоте. Турбина работала на продуктах сгорания основных компонентов топлива с избытком окислителя. Мощность турбины 3,5 МВт, число оборотов 31000 1/мин.

Для управления полетом ракеты каждый автономный двигатель отклонялся в одной плоскости от нейтрального положения специальным гидравлическим рулевым приводом, работавшим на горючем, отбираемом из магистрали высокого давления за насосами турбонасосного агрегата.

На двигателе устанавливались регулятор тяги, работавший в системе регулирования кажущейся скорости, и дросельное устройство, являвшееся исполнительным механизмом системы опорожнения баков. Автоматика двигательной установки обеспечивала регулирование величины тяги автономного двигателя в пределах ±7% от ее номинального значения путем изменения расхода горючего, поступавшего в газогенератор. Это приводило к изменению мощности турбины и, соответственно, расходу горючего и окислителя в камере сгорания.

Автономный ЖРД первой ступени состоял из камеры сгорания, газогенератора, турбонасосного агрегата с двумя центробежными насосами и центростремительной одноступенчатой турбины. В целях снижения давления наддува баков и обеспечения бескавитационной работы насосов ТНА на входе в них устанавливались струйные преднасосы – эжекторы окислителя и горючего. Компоненты топлива к турбонасосным агрегатам каждого двигателя подводились по автономным магистралям.

При хранении ракеты в заправленном состоянии агрегаты двигателя отделялись от полости баков разделительными мембранными клапанами, которые являлись важнейшими элементами системы внутренней ампулизации ракеты. Это позволяло обеспечить длительное хранение ракеты и надежную работу двигателя. Открытие мембран клапанов пуска, раскрутка роторов турбонасосного агрегата, а также закрытие отсечных клапанов осуществлялись с помощью пиротехнических средств.

Бортовой наддув бака горючего осуществлялся от специального газогенератора наддува, а бака окислителя – генераторным газом, который вырабатывался в основном газогенераторе двигателя, а затем охлаждался в смесителе. Заметим, что на ракете не устанавливались системы предстартового наддува баков окислителя и горючего. Наддув баков перед стартом осуществлялся сжатыми азотом (бак горючего) и воздухом (бак окислителя) из наземной системы высокого давления, которая располагалась в пусковой установке.

Маршевая двигательная установка второй ступени состояла из неподвижно установленного основного однокамерного и четырехкамерного рулевого двигателей.

Основной двигатель ступени предназначался для создания тяги в полете. Рулевой четырехкамерный ЖРД служил для обеспечения управления полетом второй ступени.

Оба двигателя имели турбонасосную систему подачи компонентов топлива и были выполнены по открытой схеме. Тяга основного и рулевого двигателей ступени составляла соответственно 134 кН и 15 кН в пустоте. При давлениях в камерах сгорания 12 МПа и 4,7 МПа удельные импульсы достигали величины 3200 м/с и 2980 м/с в пустоте.

Каждая камера сгорания рулевого двигателя закреплялась на выходном валу соответствующего рулевого привода. Камеры сгорания рулевого двигателя отклонялись в одной плоскости от нейтрального положения на угол ± 45° для управления полетом второй ступени. В полете рулевой двигатель не регулировался.

Запуск маршевого и рулевого двигателей (раскрутка роторов ТНА и прорыв мембран пусковых клапанов) производился пиростартерами. Рулевой двигатель начинал работать до разделения ступеней. В целях уменьшения нагрева агрегатов неподвижно установленного основного двигателя камеры сгорания рулевого двигателя устанавливались под небольшим углом (в нейтральном положении) к продольной оси ракеты.

Камера сгорания основного двигателя с помощью силовой конической рамы жестко крепилась к сферическому днищу бака горючего. Продольные оси камеры сгорания и ступени совпадали.

Особенностью компоновки маршевой двигательной установки второй ступени являлось размещение на основном двигателе как собственных агрегатов, так и агрегатов, обеспечивавших функционирование рулевого двигателя.

Бортовой наддув второй ступени осуществлялся газогенераторным газом, который вырабатывался в специальных газогенераторах наддува рулевого двигателя. Наддув баков окислителя и горючего второй ступени осуществлялся аналогично наддуву баков первой ступени из наземной системы высокого давления.

Разделение ступеней ракеты осуществлялось с помощью пороховых ракетных двигателей, установленных на первой ступени, отделение головной части – пороховыми ракетными двигателями, размещенными на второй ступени.

На ракете УР-100 использовалась автономная инерциальная система управления, обеспечивавшая движение ракеты по заранее рассчитанной программной траектории. В систему управления помимо бортовой аппаратуры входили устройства, размещенные на пусковой установке. Бортовая аппаратура обеспечивала угловую стабилизацию ракеты на активном участке траектории, управление движением центра масс для выдерживания заданной траектории, требуемое значение вектора кажущейся скорости на активном участке траектории, заданную последовательность работы всех систем ракеты, выполнения требуемых разворотов по тангажу и вращению, управления работой маршевых двигательных установок ступеней, а также процесс разделения ступеней и отделение головной части. Для выполнения этих функций в бортовой аппаратуре имелись: система угловой стабилизации; системы стабилизации (нормальной и боковой) движения центра масс; системы регулирования кажущейся скорости и опорожнения баков; программный токораспределитель, обеспечивавший выдачу  определенной последовательности команд; генератор программированных импульсов; автомат управления дальностью, механизм азимутального разворота; источники питания (ампульная батарея); бортовая кабельная сеть. Основным элементом автомата угловой стабилизации была трехосная гироскопическая платформа. Система управления обеспечивала автоматизированную подготовку пуска и пуск ракеты, дистанционный непрерывный и периодический контроль состояния ракеты с пункта управления боевым ракетным комплексом.

При пуске ракеты из состояния полной боевой готовности по команде от аппаратуры подготовки пуска начинался наземный предстартовый наддув баков окислителя, а затем – баков горючего и задействование системы рулевого привода поворотных камер сгорания маршевых двигателей первой ступени.

Запуск двигательной установки первой ступени начинался после срабатывания пироклапанов пуска. При этом мембраны клапанов прорывались, и компоненты топлива под давлением наддува и гидростатического столба заполняли полости насосов турбонасосного агрегата, магистрали за насосами и полости газогенераторов. Рабочий процесс в газогенераторе начинался с момента поступления в него обоих компонентов топлива. Полученный в газогенераторе газ с большим избытком окислителя подавался на турбину турбонасосного агрегата, а затем – в камеру сгорания.

В камере сгорания газогенераторный газ смешивался с горючим, которое, пройдя тракты охлаждения камеры сгорания, подавалось в нее через форсуночную головку и начинался процесс горения. Таким образом, в камерах сгорания двигателей первой ступени была реализована эффективная схема смешения компонентов топлива "газ – жидкость".

При превышении тягой двигателей стартового веса ракеты начиналось ее вертикальное движение по направляющим внутри транспортно-пускового контейнера.

Управление работой двигательных установок в полете осуществлялось системой регулирования кажущейся скорости, которая изменяла скорость полета ракеты в соответствии с ее программным значением за счет изменения тяги двигателей. Как уже отмечалось, наддув баков горючего и окислителя в полете производился специальными агрегатами – газогенератором и смесителем, расположенными на одном из автономных двигателей.

Разделение ступеней ракеты осуществлялось по команде от системы управления в заданный момент времени. По этой команде вначале запускался рулевой двигатель второй ступени, а затем выключался маршевый двигатель первой ступени. Первоначальная раскрутка турбонасосного агрегата и прорыв мембран клапанов горючего и окислителя рулевого двигателя обеспечивались специальными пиростартерами. После выхода двигателя на номинальный режим работы система управления выдавала команду на разделение ступеней и включение основного двигателя второй ступеней. По этой команде подрывались разрывные болты, соединяющие ступени, и включались тормозные двигатели первой ступени. Одновременно с помощью пиростартера начиналась раскрутка турбонасосного агрегата основного двигателя второй ступени и прорывались мембранные клапаны пуска. В камере сгорания и газогенераторе начинался рабочий процесс. Регулирование работы двигательной установки второй ступени производилось аналогично работе систем на первой ступени.

При достижении второй ступенью ракеты скорости, близкой к расчетной, автомат управления дальностью выключал (предварительная команда) основной двигатель маршевой двигательной установки ступени. При достижении ракетой заданной скорости выключался (главная команда) рулевой двигатель, после чего подрывались разрывные болты, связывающие головную часть со второй ступенью ракеты, и включались пороховые ракетные двигатели, обеспечивавшие торможение и увод отработавшей ступени. Головная часть ракеты продолжала полет по программной траектории.

Стартовый комплекс для ракеты УР-100 состоял из 10 рассредоточенных боевых стартовых позиций, на каждой из которых размещалась одна шахтная пусковая установка (рис. 3.5). Вблизи одной из боевых стартовых позиций размещался командный пункт боевого ракетного комплекса, связанный кабельными линиями системы боевого управления и связи со всеми стартовыми позициями.

Контейнер с размещенной внутри него ракетой подвешивался в шахтном стволе на силовых кронштейнах и фиксировался в нижней части радиальными опорами. В кольцевом оголовке пусковой установки размещались наземное проверочно-пусковое оборудование, система обеспечения ПУ и ракеты сжатыми газами, система автономного энергоснабжения, а также оборудование технических систем. Ствол ШПУ перекрывался плоским защитным устройством сдвижного типа с пневмоприводом.

		вход в пусковую установку; тамбур; защитное устройство; оголовок ШПУ; ствол ШПУ; ракета УР-100; транспортно-пусковой контейнер; газоотражательное устройство.
Рис. 3.5. Шахтная ПУ “ОС" межконтинентальной баллистической ракеты УР-100

МБР УР-100 была для своего времени одной из наиболее совершенных жидкостных межконтинентальных ракет. Боевые возможности и совершенство технического облика ракеты УР-100 определялись:

1. Возможностью значительного увеличения числа МБР в группировке Ракетных войск в связи с разработкой ракеты, сочетавшей перспективную (для дальнейшего развития) конструктивно-компоновочную схему, современные технологии производства и шахтную пусковую установку упрощенной (по сравнению с существовавшими ШПУ) конструкции.
   Отметим, что в отдельные годы общее число МБР УР-100 и ее модификаций достигало в группировке РВСН 1000, тогда как число МБР типов Р-16 (Р-16У) и Р-36 не превышало 200-300 единиц.
2. Способностью ракеты длительное время находиться в состоянии полной боевой готовности и малым временем подготовки к пуску, что достигалось конструктивными и технологическими мероприятиями по ампулизации ракеты, высокой степенью автоматизации предпусковых операций, постоянным контролем за параметрами пусковой установки и ракеты.
3. Повышением живучести ракетных комплексов с ракетой УР-100 в связи с разработкой структуры комплексов только на основе шахтных пусковых установок типа "ОС", а также размещением ракеты в контейнере на специальной системе амортизации, снижающей уровень сейсмических нагрузок.
4. Максимальным упрощением эксплуатации ракеты. Впервые в практике ракетостроения для МБР использовалась универсальная конструкция транспортно-пускового контейнера, который обеспечивал эксплуатацию ракеты на всех этапах вплоть до пуска.
5. Созданием универсальной ракеты с возможностью использования различных типов боевого оснащения – "легких" и "тяжелых" головных частей. МБР УР-100 имела наименьшую стартовую массу и минимальные габариты из всех существовавших на то время МБР на жидком топливе. Показатель энергомассового совершенства ракеты достигал величины 0,02.
6. Использованием на ракете эффективных и конструктивно совершенных двигательных установок с дожиганием генераторного газа в камере сгорания двигателей. Отметим, что подобные двигатели впервые применялись на МБР, разработанных и принятых на вооружение в СССР.
7. Значительным упрощением конструкции ракеты, по сравнению с существовавшими МБР, путем исключения из конструктивно-компоновочной схемы агрегатов и систем, обеспечивающих подготовку к пуску и пуск ракеты, размещением их в оголовке пусковой установки и на транспортно-пусковом контейнере, использованием в конструкции первой и второй ступеней УР-100 аналогичных конструктивно-технологических и схемных решений, а также простотой и, соответственно, высокой надежностью систем разделения ступеней и отделения головной части, запуска и выключения маршевых двигательных установок, систем наддува баков (предстартового и в полете), топливных и других систем.

Таким образом, в процессе разработки в конструкцию МБР УР-100 были заложены значительные потенциальные возможности, определившие в перспективе направления модификации и модернизации и обеспечившие улучшение тактико-технических характеристик и повышение в целом боевой эффективности как ракеты, так и боевого ракетного комплекса.

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 тактико-технических характеристик, существенно влияющих на боевую эффективность ракетного комплекса и самой ракеты, но принципиально не затрагивала структуру ракетного комплекса, конструкцию шахтной пусковой установки, транспортно-пускового 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.И. 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.

Основные характеристики ракеты:

Ступени ракеты имели одинаковый диаметр. Схема МБР РС-10 представлена на рис. 3.6.

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, схемно-конструктивным 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.

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.

		головная часть; приборный отсек; бак окислителя II ступени; промежуточное днище топливного отсека II ступени; бак горючего II ступени; маршевая двигательная установка II ступени; бак окислителя I ступени; промежуточное днище топливного отсека I ступени; бак горючего I ступени; хвостовой отсек I ступени; маршевая двигательная установка I ступени.
Рис. 3.6. Межконтинентальная баллистическая ракета РС-10

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, корпус ГЧ (боевого блока) обладал радиопоглощающими свойствами. уменьшавшими радиолокационную видимость головной части и облегчавшими 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 и углов входа при полете в атмосфере.

Разделяющаяся головная часть (РГЧ) комплектовалась тремя боевыми блоками и средствами преодоления ПРО противника. Боевые блоки размещались на специальной приставке (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 гиростабилизатора;
• 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 транспортно-пусковой 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 схемно-конструктивных 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 превышающей стартовую массу РС-10.

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.

Межконтинентальная баллистическая ракета РС-12

Одновременно с разработкой ракет больших дальностей с ЖРД в СССР были начаты работы по созданию ракет с двигателями на твердом топливе. Ракета РС-12 была первой отечественной МБР на твердом топливе, принятой на вооружение. 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:

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. Сопловые блоки РДТТ устанавливались неподвижно. Заряды твердого топлива представляли собой цилиндрические одноканальные пороховые шашки с бронировкой по внутренним и внешним поверхностям. 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. 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.

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. Жуковым и Я.Ф. Савченко (топливо), М.Ю. Цирульниковым к П.А. Тюриным (двигатели). Многочисленные проблемы, связанные с приоритетной для нашей страны разработкой межконтинентальной твердотопливной ракеты, были успешно решены.

Первоначально для ракеты РС-12 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. 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. 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:

Общий вид ракеты приведен на рис. 3.7. 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.

		головная часть; соединительный отсек; приборный отсек; 9. 15. кабельный желоб, маршевый РДТТ III ступени; III ступень; хвостовой отсек III ступени; 13. соединительные фермы; маршевый РДТТ II ступени; II ступень; хвостовой отсек II ступени; опорно-ведущий пояс; маршевый РДТТ I ступени; I ступень; хвостовой отсек I ступени; аэродинамические стабилизаторы; поддон с опорно-ведущим поясом.
Рис. 3.7. Межконтинентальная баллистическая ракета РС-12

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 при горении заряда газов.

В качестве исполнительных органов управления 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.

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 неустойчивости 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. После выхода ракеты из ШПУ поддон и бандаж сбрасывались.

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 наносился методом намотки 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. 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 ступеней, 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.

При пуске МБР РС-12 получил техническую реализацию оригинальный динамо-реактивный принцип старта ракеты из "глухого" пускового стакана. Начальная движущая сила создавалась тягой двигателя ракеты и давлением на ее донную часть продуктов сгорания маршевого двигателя первой ступени ракеты. В нижней части пускового стакана размещалась емкость с водой, предназначавшаяся для охлаждения газовой струи ракетного двигателя при пуске ракеты. Этим соответственно снижалось высокотемпературное тепловое воздействие работавшего РДТТ на конструкцию пускового стакана и донную часть ракеты.

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 3.2), что жидкостные МБР по основному показателю энергомассового совершенства – отношению массы полезной нагрузки (забрасываемого веса) к стартовой массе ракеты – значительно превосходили отечественные твердотопливные МБР.

Таблица 3.2

Сравнительные характеристики ракет СССР и США

В таблице приводятся характеристики и 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 ^мМинитмен-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 имела самую большую дальность полета боеголовки. Если бы ее дальность была равна дальности ракеты РС-12, 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.

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. 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:

Общий вид ракеты РТ-20 представлен на рис.  3.8. На ракете предусматривалась возможность использования ГЧ двух типов: "тяжелой" – с массой 1410 кг и "легкой" – с массой 545 кг. Ракета с "легкой" ГЧ должна 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.

		транспортно-пусковой контейнер; сбрасываемый наконечник головной части; головная часть; приборный отсек; демпфирующий конус; бак окислителя II ступени; демпфирующая перегородка; бак горючего II ступени; маршевый ЖРД II ступени; переходник с газозащитным экраном; пороховой двигатель конечной ступени тяги; маршевый РДТТ I ступени; поворотные сопла РДТТ I ступени; стартовый пороховой аккумулятор давления.
Рис. 3.8. Межконтинентальная баллистическая ракета РТ-20 (в транспортно-пусковом контейнере)

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. 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. В целом переход к "комбинированной" схеме ракеты каких-либо решающих преимуществ не давал, что и послужило основой для прекращения работ над МБР РТ-20.