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

Глава 4
СОЗДАНИЕ МБР С РГЧ В СССР И США В 70-Х ГОДАХ

4.1. Основные типы головных частей современных МБР

Основу головных частей (боевого оснащения) стратегических ракет составляют средства поражения – боевые блоки (ББ), имеющие в своем составе в качестве обязательных элементов ядерный (термоядерный) боевой заряд, автоматику (средства) подрыва заряда и корпус ББ, который обеспечивает доставку к цели, в том числе проникновение в соответствующую среду, и надежное функционирование (подрыв) боевого заряда. Как правило, современные ББ имеют также средства, повышающие точность попадания в цель, вероятность преодоления ПРО и скрытность от системы предупреждения о ракетном ударе (двигатели закрутки относительно продольной оси, устройства и средства снижения или искажения демаскирующих признаков и др.).

В зависимости от аэродинамической формы и траектории полета боевые блоки подразделяются на следующие основные типы:

• неуправляемые (баллистические);
• управляемые баллистические (самонаводящиеся и маневрирующие на конечном участке полета);
• управляемые планирующие (с аэродинамическим качеством, используемым на большей части траектории полета).

Управление полетом ББ может преследовать либо цель повышения точности попадания (самонаводящиеся ББ), либо цель повышения возможностей преодоления ПРО, в том числе с использованием специальных траекторий полета (маневрирующие ББ), либо обе указанные цели путем сочетания маневра с самонаведением. Управляемые ББ должны иметь в своем составе систему управления соответствующего типа и органы управления, обеспечивающие необходимое изменение траектории полета в соответствующей среде (в безвоздушном пространстве, в атмосфере и др.).

По числу ББ в составе боевого оснащения ракет головные части подразделяются на одноблочные и многоблочные (разделяющиеся).

В первых образцах и советских и американских МБР использовались одноблочные (моноблочные) неуправляемые ГЧ. Затем, в связи с наметившимися успехами в разработке активных средств ПРО, повышением точности попадания и удельных мощностей ядерных зарядов, появились многоблочные (разделяющиеся) ГЧ.

Многоблочные ГЧ в зависимости от принципа разведения ББ могут быть подразделены на следующие характерные группы (в скобках дается американская индексация ГЧ):

• многоблочные ГЧ с простым одновременным разведением ("разбросом") неуправляемых ББ (ГЧ типа MRV);
• многоблочные ГЧ с последовательным прицельным разведением неуправляемых ББ (ГЧ типа MIRV);
• многоблочные ГЧ с последовательным или с последовательно-параллельным разведением управляемых ББ (ГЧ типа MARV).

До освоения систем управления с БЦВМ многоблочные ГЧ выполнялись в виде разделяющихся (кассетных) ГЧ с одновременным разбросом ББ в конце активного участка траектории (типа MRV). Для разброса ББ использовались пиротехнические и пружинные толкатели, силы инерции и т.д. Такими устройствами и способами боевым блокам придавались дополнительные скорости в соответствующем направлении, что обеспечивало их конечное разведение, характеризуемое расстояниями между точками падения ББ в несколько километров или соответствующими интервалами следования в одну точку прицеливания. Головные части типа MRV были в свое время разработаны для советских МБР PC—10 и Р-36, а также для американской ракеты морского базирования "Поларис".

Основным типом боевого оснащения современных МБР является многоблочная ГЧ с прицельным последовательным разведением ББ в общем случае по различным объектам поражения (точкам прицеливания), отстоящим друг от друга на десятки и сотни километров (ГЧ типа MIRV). Головные части такого типа, имеющие в своем составе средства поражения (неуправляемые ББ), средства преодоления ПРО (ложные цели различных типов, станции активных помех и др.) и систему разведения (ракетную двигательную установку с запасом топлива, систему управления и т.д.), представляют собой, по сути дела, отдельную ступень ракеты, поэтому их часто называют боевыми ступенями ракет. Возможные конструкции боевых ступеней (РГЧ типа MIRV; могут отличаться типом двигательной установки разведения (ЖРД, РДТТ), направлением передачи усилий (тяги) от ДУ на боевые блоки (тянущего и толкающего типа и др.), количеством ярусов для размещения ББ и др.

Таким образом, ГЧ типа MIRV (боевая ступень) отличается от других типов головных частей МБР наличием в своем составе системы управления (единой для ракеты и РГЧ) и ракетной двигательной установки с запасом топлива, обеспечивающих последовательное наведение неуправляемых ББ и построение требуемых боевых порядков из ББ и средств преодоления ПРО противника. Наведение ББ в заданные точки прицеливания осуществляется в результате управляемой пространственной коррекции параметров движения центра масс ГЧ (боевой ступени) на восходящей ветви базовой траектории. Протяженность участка разведения может составлять сотни и тысячи километров.

Переход от одних вариантов ГЧ к другим в процессе развития стратегического ракетного вооружения обусловливался как научно-техническим прогрессом в ракетостроении и ядерной технике, сопровождавшимся, в частности, непрерывным повышением точностей, повышением удельной мощности ядерных зарядов, освоением систем управления с БЦВМ, так и расширением решаемых боевых задач (разработка систем ПРО, повышение защищенности стационарных объектов типа ШПУ и КП, необходимость решения задачи по поражению мобильных объектов некоторых классов и т.д.).

Все первые МБР имели одноблочные неуправляемые ГЧ без специальных средств преодоления ПРО. Затем, в связи с успехами в разработке средств ПРО, стали предусматривать мероприятия по повышению эффективности преодоления головными частями системы ПРО, одним из которых является переход от одноблочных к разделяющимся (многоблочным) ГЧ.

Частичный переход от одноблочных ГЧ к ГЧ с простым разделением ББ (типа MRV) преследовал, по сути дела, лишь одну цель – повысить эффективность боевого применения МБР в условиях противодействия ПРО, так как при отсутствии ПРО противника такой переход практического смысла не имеет. Последнее положение определяется, в первую очередь, тем, что замена одного ББ (одноблочной ГЧ) на несколько ББ, имеющих ту же суммарную массу, всегда ведет к существенному уменьшению суммарного тротилового эквивалента ядерных зарядов и только при значительной исходной общей массе ГЧ (порядка нескольких тонн) может привести к небольшому увеличению эффективности поражения ракетой площадной или точечной цели. Учитывая же необходимость выделения части массы полезной нагрузки на соответствующие конструктивные элементы при переходе к ГЧ типа MRV, а также возрастание стоимости многоблочной ГЧ по сравнению с одноблочной той же массы, можно сделать вывод, что когда объекты поражения не защищаются средствами ПРО, замена одноблочных ГЧ на многоблочные типа MRV нецелесообразна. Такая замена может повышать эффективность боевого применения МБР только в условиях противодействия ПРО.

Значительно больший смысл и содержание имеет переход от одноблочных неуправляемых ГЧ к многоблочным (разделяющимся) с прицельным разведением неуправляемых ББ (ГЧ типа MIRV), который был практически осуществлен в новых МБР США и СССР в 70-х годах. При таком решении также существенно снижается (при прочих равных условиях) суммарная мощность ядерных зарядов и возрастает суммарная стоимость ГЧ, но возможность прицельного разведения нескольких ББ на большие относительные расстояния позволяет существенно повысить эффективность использования полезной нагрузки, в особенности тяжелых ракет.

Преимущества РГЧ с прицельным разведением неуправляемых ББ объясняются, главным образом, тем, что:

• прицельное разведение ББ позволяет наилучшим образом распределить имеющиеся ББ по объектам поражения (между отдельными целями, по площадям крупных целей и т.д.), повышая возможности и обеспечивая гибкость планирования ракетно-ядерных ударов;
• РГЧ типа MIRV позволяют формировать эффективную пространственно-временную структуру ракетно-ядерных ударов, имея более широкие возможности по построению рациональных боевых порядков из ББ и элементов комплекса средств преодоления ПРО и др.;
• с использованием РГЧ типа MIRV достаточно просто решается проблема модернизации и универсализации стратегического ракетного вооружения по отношению к различным вариантам и условиям боевого применения МБР и др.

По указанным причинам разработка и переход на многоблочные ГЧ с прицельным разведением неуправляемых ББ могут быть оправданными не только при наличии у противника системы ПРО, но и при отсутствии ПРО. Целесообразность перехода на такие ГЧ возрастает с увеличением массы полезной нагрузки ракеты. Особое значение такой переход приобретает при наличии ограничений на общее число МБР (пусковых установок) в системе вооружения.

4.2. Схемы, основные характеристики и конструктивные особенности МБР США "Минитмен-3"

В середине 60-х годов б США начались работы по созданию нового класса ракет МБР и БРПЛ с разделяющимися головными частями. Первой ракетой с РГЧ стала американская БРПЛ "Поларис". Она могла оснащаться разделяющейся головной частью типа MRV. Очевидные недостатки головных частей этого типа привели к тому, что ракеты с ними не нашли широкого применения.

Следующим шагом в создании разделяющихся головных частей явилась разработка РГЧ типа MIRV.

Первой ракетой с разделяющейся головной частью типа MIRV была американская ракета "Минитмен-3".

В августе 1968 г. был осуществлен ее успешный пуск, а в 1970 г. первые ракеты "Минитмен-3" стали поступать на вооружение. Всего их было поставлено на боевое дежурство 550.

МБР "Минитмен-З" является трехступенчатой твердотопливной ракетой с последовательным соединением ступеней, оснащенной разделяющейся головной частью типа MIRV с тремя неуправляемыми боевыми блоками. Общий вид ракеты представлен на рис. 4.1.

Основные характеристики ракеты:

Первая и вторая ступени ракеты "Минитмен-З" практически идентичны соответствующим ступеням ракеты "Минитмен-2".

Первая ступень МБР "Минитмен-З" состоит из маршевого РДТТ и хвостового отсека.

Хвостовой отсек имеет форму усеченного конуса и представляет собой оболочку из алюминиевого сплава, подкрепленную силовым набором из стали. Внутри хвостового отсека размещается сопловой блок с гидроприводом.

		двигатель увода обтекателя; обтекатель головной части; платформа с ББ и СП ПРО; ступень разведения; сопло отсечки тяги; маршевый РДТТ III ступени; соединительный отсек III ступени; маршевый РДТТ II ступени; соединительный отсек II ступени; маршевый РДТТ I ступени; хвостовой отсек I ступени.
Рис. 4.1. Межконтинентальная баллистическая ракета “Минитмен-3"

РДТТ первой ступени включает корпус, сопловой блок, заряд твердого топлива и воспламенитель. Корпус изготовлен из высокопрочной стали Д6-АС. Обечайка корпуса имеет внешний диаметр 1,68 м. Переднее днище приварено к обечайке, сопловое днище соединяется с обечайкой с помощью конического резьбового соединения. На переднем днище установлен воспламенитель. Внутренняя поверхность корпуса РДТТ первой ступени имеет теплозащитное покрытие переменной толщины из стекловолокна, пропитанного фенольной смолой.

При изготовлении заряда РДТТ используется смесевое твердое топливо, в состав которого входят перхлорат аммония, сополимер бутадиена и акриловой кислоты, порошкообразный алюминий и эпоксидная смола.

Двигатель оснащен четырьмя поворотными соплами и имеет тягу у Земли около 800 кН, в пустоте – около 900 кН. Отклонение поворотных сопел осуществляется с помощью специального гидропривода, который включает блок управления (гидронасос и гидроаккумулятор) и гидротолкатели, являющиеся исполнительными органами гидропривода.

Управление вектором тяги на участке работы первой ступени осуществляется за счет отклонения поворотных сопел.

Вторая ступень включает маршевый РДТТ и переходной отсек.

Переходной отсек выполнен из алюминиевого сплава, снабжен стальным силовым набором и имеет форму усеченного конуса. Внешняя поверхность отсека покрыта теплозащитой из пробкового материала.

На второй ступени ракеты "Минитмен-З" установлен двигатель, корпус которого изготовлен из отдельных секций титанового сплава. Внешний диаметр корпуса двигателя 1,39 м. На переднем днище корпуса РДТТ смонтированы воспламенитель и узел аварийного выключения двигателя. На внешней и внутренней поверхностях корпуса нанесено теплозащитное покрытие переменной толщины.

Двигатель имеет одно центральное неподвижное сопло.

Управление вектором тяги на участке работы второй ступени по тангажу и рысканию осуществляется за счет впрыскивания жидкого фреона в закритическую часть сопла через четыре группы отверстий, расположенных в плоскостях стабилизации ракеты. Фреон хранится в тороидальном баке, размещенном на сопловом блоке двигателя. Для подачи фреона применяется вытеснительная система, использующая специальный пороховой аккумулятор давления.

Управление по крену осуществляется с помощью автономной газогенераторной системы с четырьмя неподвижными управляющими соплами, закрепленными на сопловом блоке. Для выработки рабочего тела (газа) используется пороховой аккумулятор давления.

РДТТ второй ступени имеет скрепленный с корпусом заряд смесевого твердого топлива, состоящего из перхлората аммония, полибутадиена с конечной карбоксильной группой и порошкообразного алюминия.

Третья ступень увеличена в габаритах по сравнению с ракетой "Минитмен-2" и оснащена твердотопливным двигателем, имеющим более высокие энергетические характеристики. Это позволило увеличить забрасываемый вес ракеты почти в полтора раза (до 1150 кг) при некотором увеличении стартовой массы ракеты и снижении дальности стрельбы.

Третья ступень "Минитмен-З" состоит из маршевого РДТТ, переходного и соединительного отсеков. Внешняя поверхность ступени имеет теплозащитное покрытие.

Переходный отсек слабоконической формы и соединительный отсек цилиндрической формы выполнены из алюминиевого сплава и подкреплены силовым набором.

Корпус маршевого РДТТ третьей ступени, включающий цилиндрическую обечайку, переднее и заднее днище, изготовлен из стеклопластика. На переднем днище устанавливается воспламенитель и имеются шесть отверстий для сопел отсечки тяги.

РДТТ третьей ступени имеет одно центрально закрепленное неподвижное сопло, частично утопленное в камеру сгорания.

В качестве топлива используется смесевое твердое топливо, включающее сополимер бутадиена и акрилонитрила, перхлорат аммония и порошкообразный алюминий. Масса топлива на ступени составляет более трех тонн и превосходит почти в два раза массу топлива третьей ступени ракеты "Минитмен-2".

Основные характеристики двигательных установок ракеты "Минитмен-3" приведены в Таблице 4.1.

Управление полетом ракеты "Минитмен-З" при работе двигателя третьей ступени по каналам тангажа и рыскания производится за счет впрыскивания жидкого фреона в закритическую часть сопла через четыре группы отверстий, расположенных в плоскостях стабилизации. Запас фреона хранится в сферическом баллоне. Система подачи фреона вытеснительная, с помощью специального порохового аккумулятора давления. Расход регулируется двумя клапанными блоками.

Управление полетом третьей ступени по крену осуществляется с помощью неподвижных управляющих сопел. Рабочее тело (газ) вырабатывается специальным пороховым аккумулятором давления.

Все перечисленные элементы системы управления вектором тяги размещены вокруг соплового блока и прикрыты теплозащитным чехлом.

Таблица 4.1

Первоначально ракета "Минитмен-З" оснащалась разделяющейся головной частью Mk-12, имеющей в своем составе три неуправляемых боевых блока W-62 мощностью по 0,17...0,3 Мт каждый, набор пассивных ложных целей и ступень разведения с двигательной установкой и автономной системой управления. Для улучшения аэродинамической формы головная часть прикрывается обтекателем, который уводится после прохождения плотных слоев атмосферы с помощью специального РДТТ, размещенного в носовой части обтекателя.

Основные характеристики РДТТ МБР "Минитмен-З"

Двигательная установка состоит из маршевого ЖРД, расположенного на продольной оси головной, части, и десяти ЖРД ориентации, размещенных по периферии. Маршевый ЖРД изготовлен из бериллия и установлен в кардановом подвесе. Его тяга 1360 Н. Вспомогательные двигатели, изготовленные из ниобия с силицидным покрытием, неподвижны. Шесть из них, имеющих тягу по 104 Н, обеспечивают ориентацию по тангажу и рысканию; четыре с тягой по 82 Н – по крену. Компонентами ракетного топлива, используемыми и в основном, и во вспомогательных двигателях, являются монометигидразин (горючее) и четырехокись азота (окислитель). Система подачи топлива вытеснительная. В системе используется сжатый гелий, который хранится в титановом шаровом баллоне. Для хранения топлива предназначены два двустенных стальных цилиндрических бака. Двигательная установка ампулизирована. Масса двигательной установки в заправленном состоянии составляет 220 кг.

Автономная система управления, установленная на головной части, обеспечивает управление полетом РГЧ Mk-12 по окончании активного участка траектории. Электронное оборудование этой системы защищено от поражающих факторов ядерного взрыва. В системе используются три гироскопа, акселерометры и БЦВМ, команды от которой поступают на двигательную установку боевой ступени, обеспечивающей потребное приращение скорости и заданную ориентацию головной части перед отделением каждого боевого блока.

В процессе автономного полета боевой ступени ракеты "Минитмен-3" управление вектором тяги осуществляется: при работающем основном ЖРД – по тангажу и рысканию отклонением основного двигателя, по вращению – четырьмя двигателями крена; при неработающем основном ЖРД – по всем каналам десятью двигателями ориентации.

Время разведения боевых блоков составляет около 1 мин. После окончания их разведения срабатывает система самоликвидации корпуса головной части, в результате чего он разрывается на десятки осколков, дезориентирующих радиолокаторы системы ПРО противника. Зона разведения боевых блоков характеризуется размерами 400x200 км². Каждый боевой блок снабжен небольшим РДТТ (масса менее 1 кг), сообщающим ему угловую скорость вращения относительно продольной оси при движении на пассивном, участке траектории, что приводит к повышению точности стрельбы.

На ракете "Минитмен-З" используется автономная инерциальная система управления, разработанная фирмой Autonetics. Она размещается под головной частью в цилиндрическом отсеке и обеспечивает управление полетом ракеты на активном участке траектории. В процессе боевого дежурства система управления находится, как и на предыдущих ракетах "Минитмен", в "горячем" режиме. Техническая готовность комплекса с МБР "Минитмен-З" составляет 30 с.

Система, использующая микромодули, включает в  себя два трехстепенных гироскопа на газовых подшипниках. В СУ применяется БЦВМ с высокими характеристиками быстродействия и большой емкостью памяти. Масса системы управления (вместе с приборным отсеком) составляет примерно 155 кг. Система управления ракеты "Минитмен-З" в большей степени защищена (имеет большую стойкость), чем СУ ракеты "Минитмен-2" от действия ПФЯВ: проникающей радиации, рентгеновского излучения и ЭМИ. Это достигается применением высокостойких, комплектующих элементов и экранированием приборов системы управления. Стойкость элементной базы БЦВМ к нейтронному потоку составляет 10¹³...10¹⁴ н/см², к мощности гамма-излучения – 10⁹...10¹⁰ р/с. Применяется структурно-алгоритмический способ защиты от проникающей радиации, основанный на отключении БЦВМ на 10 мкс по сигналам от датчиков уровня радиации.

Система управления ракеты была значительно модернизирована после того, как ракета была принята на вооружение. Целью доработок было повышение точности и надежности системы управления, а также обеспечение достаточно быстрой смены точек прицеливания. Первоначально предельное отклонение боеголовок ракеты "Минитмен-З" составляло около 1 км, однако модернизация системы управления позволила уменьшить эту величину вдвое. Заметно была повышена и надежность системы управления (и всего комплекса). Когда в 1959 г. начиналась установка на боевое дежурство комплексов с ракетой "Минитмен-1", среднее время наработки системы управления на отказ составляло 600 ч, в результате чего блоки системы управления приходилось менять примерно 15 раз в год. Ракета снималась с боевого дежурства в год на срок более 100 сут. К 1984 г. среднее время наработки на отказ было доведено до 10000 ч, что позволило резко упростить и удешевить эксплуатацию комплекса. Для снижения инструментальных погрешностей системы управления используются три режима калибровки комплекса командных приборов: полная калибровка точностных параметров через каждые 30 сут с понижением боеготовности, калибровка через каждые 7 сут без снижения боеготовности, постоянная калибровка уходов гироблоков и погрешностей гироинтеграторов. Результаты калибровки используются при вычислении навигационные параметров в процессе управления, полетом ракеты. Система боевого управления обеспечивает дистанционный контроль за состоянием ракеты и ПУ с пункта (поста) управления пусками, обслуживающего десять ПУ. В систему управления ракеты вводятся данные по нескольким плановым целям, смена этих целей может осуществляться в ходе циклограммы пуска, т.е. без снижения боеготовности. Для переприцеливания ракеты по неплановым целям ранее требовалось до 20 ч. Однако в начале 80-х годов боевые позиции ракеты были оснащены специальной системой, позволяющей дистанционно с пункта управления пуском вводить в ракету данные для прицеливания по любой точке.  Время замены полетного задания при этом существенно изменилось.

В процессе эксплуатации ракетного комплекса "Минитмен-З" на части ракет ГЧ Mk-12 были заменены на ГЧ Mk-12A, также имеющие в своем составе три неуправляемых боевых блока индивидуального наведения. Ракеты, оснащенные такой головной частью, получили наименование "Минитмен-ЗA" ("Минитмен-ЗУ").

Боевые блоки W-78 головной части Mk-12А внешне идентичны боевым блокам W-62 головной части Mk-12. Они имеют те же габариты, хотя мощность (тротиловый эквивалент) каждого из них увеличена до 0,35...0,5 Мт. Поэтому три боевых блока W-78 размещаются в таком же объеме, как и три боевых блока W-62, и размеры головной части Mk-12А совпадают с размерами головной части Mk-12. В настоящее время (1994 г.) в боевом составе стратегических сил США находятся 200 ракет "Минитмен-3" и 300 ракет "Минитмен-3A".

Основные характеристики ракеты "Минитмен-3A":

Ракеты "Минитмен-З", "Минитмен-3A" базируются в усовершенствованных шахтных пусковых установках, использовавшихся ранее для МБР "Минитмен" предыдущих поколений.

В 1970-1980 гг. была осуществлена широкая программа повышения живучести комплекса с ракетами "Минитмен-2" и "Минитмен-3" в условиях ядерного удара. Была усовершенствована система амортизации ракеты в шахте, усилена крыша ПУ, приняты меры по защите от ЭМИ, повышена надежность систем электроснабжения и др.

Комплекс с ракетой "Минитмен-3" в течение длительного времени был наиболее эффективным комплексом группировки МБР США. Он имел до середины 80-х годов самый высокий (около 0,03) из всех МБР с РДТТ коэффициент энергомассового совершенства, отличался высокими точностью и боеготовностью. Уже к 1975 г., т.е. после пяти лет с момента принятия комплекса с ракетой "Минитмен-3" на вооружение, в группировку МБР США входило 550 (из общего количества 1054) ракет "Минитмен-3". Это позволило увеличить число боеголовок в группировке вдвое.

4.3. Схемы, основные хараткеристики 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 тактико-технических характеристик.

МБР РС-16, РС-18 и РС-20 относятся к двухступенчатым ракетам с ЖРД с последовательным расположением ступеней (схемы ракет приведены на рис. 4.2, 4.3 и 4.4). 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 управления 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 глазным 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 РС-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 4.2 (значения дальности полета ББ, мощности их зарядов и точности попадания в цели приведены по открытым зарубежным источникам и являются приближенными).

Таблица 4.2

Основные характеристики ракет РС-16, РС-18 и РС-20

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 m̅_пн при одинаковых условиях (масштабный фактор).

После принятия на 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.

Межконтинентальная баллистическая ракета РС-16

МБР РС-16 (рис. 4.2) 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.

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.

		обтекатель головной части; боевой блок; приборный отсек; бак окислителя II ступени; бак горючего II ступени; маршевый двигатель II ступени; соединительный отсек; бак окислителя I ступени; транспортно-пусковой контейнер; опорно-обтюрирующий пояс; бак горючего I ступени; маршевый двигатель I ступени; хвостовой отсек; камера сгорания рулевого двигателя I ступени; верхнее днище поддона; нижнее днище поддона; пороховой аккумулятор давления.
Рис. 4.2. Межконтинентальная баллистическая ракета РС-16 ( в транспортно-пусковом контейнере)

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 PC-16 с помощью разрывных болтов крепится разделяющаяся головная часть, типа MIRV с четырьмя боевыми блоками, прикрытая обтекателем с изменяемой геометрией. 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 PC—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 транспортно-пускового контейнера под давлением газов, вырабатываемых специальными пороховыми газогенераторами. Для обеспечения минометного старта на нижнюю часть ракеты PC-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.

Межконтинентальная баллистическая ракета РС-18

Жидкостная двухступенчатая ракета РС-18 (рис. 4.3) 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).

		обтекатель головной части; боевые блоки; агрегатно-приборный блок; бак окислителя II ступени; бак горючего II ступени; маршевый двигатель II ступени; хвостовой отсек II ступени; камера сгорания рулевого двигателя II ступени; переходник; бак окислителя I ступени; транспортно-пусковой контейнер; бак горючего I ступени; вафельная обечайка бака горючего; хвостовой отсек I ступени; нижний бугель; маршевая двигательная установка I ступени
Рис. 4.3. Межконтинентальная баллистическая ракета РС-18 (в транспортно-пусковом контейнере)

Рис. 4.4а. Межконтинентальная баллистическая ракета РС-20А (в транспортно-пусковом контейнере)

Рис. 4.4б. Межконтинентальная баллистическая ракета РС-20В (в транспортно-пусковом контейнере)

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, дренажно-предохранительные 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 помощью 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.

Межконтинентальная баллистическая ракета РС-20

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 (рис. 4.4а) и PC-20В (рис. 4.46) 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.

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 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 пневмогидравлическая 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. Для этих целей снизу к первой ступени крепится специальный поддон, состоящий из цилиндрической обечайки и двух сферических 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. 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.