На главную сайта   Все о Ружанах

 

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

Приложение 2
Характеристики межконтинентальных баллистических ракет, ракет средней и малой дальности США

Ракета "Редстоун" PGM-11А

  1. Головная фирма – разработчик:
    Douglas Aiercraft Co.
  2. Тип ракеты:
    малой дальности, одноступенчатая, жидкостная.
  3. Способ старта:
    газодинамический.
  4. Способ базирования, тип ПУ:
    стационарный, наземная ПУ. 5. Начало разработки: 1951 г.
  5. Летно-конструкторские испытания:
    1954 г,
  6. Принята на вооружение:
    1956 г.
Основные ТТХ
1. Максимальная дальность, км до 500
2. Стартовая масса, т 18,1
3. Масса полезной нагрузки, кг около 1000
4. Масса топлива, т  
5. Дпина ракеты, м 19,2
6. Максимальный диаметр, м 1,78
7. Тип головной части (ГЧ) Моноблочная, ядерная
8. nББ x qББ , ЧИСЛО x Мт 1 х 1,0
9. Тип системы управления Автономная, инерциальная
10. Точность стрельбы
(предельное отклонение), км		 1,0
11. Топливо:  
  – горючее Этиловый спирт
  – окислитель Жидкий кислород
12. Номинальная тяга МД, кН:  
  – на Земле 340
  – в пустоте  
13. Удельный импульс тяги, м/с:  
  – на Земле  
  – в пустоте  
14. Органы управления ракеты Поворотные газоструйные
и аэродинамические рули

Ракета "Top" PGM-17А

  1. Головная фирма – разработчик:
    Douglas Aiercraft Co.
  2. Тип ракеты:
    средней дальности, одноступенчатая, жидкостная.
  3. Способ старта:
    газодинамический.
  4. Способ базирования, тип ПУ:
    стационарный, наземная ПУ.
  5. Начало разработки:
    1955 г.
  6. Летно-конструкторские испытания:
    1957 г.
  7. Принята на вооружение:
    1958 г.
Основные ТТХ
1. Максимальная дальность, км 2800
2. Стартовая масса, т 45, 4
3. Масса полезной нагрузки, кг около 1000
4. Масса топлива, т  
5. Длина ракеты, м 19,8
6. Максимальный диаметр, м 2,44
7. Тип головной части (ГЧ) Моноблочная, ядерная
8. nББ x qББ , ЧИСЛО x Мт 1 х 1,0
9. Тип системы управления Автономная, инерциальная
10. Точность стрельбы
(предельное отклонение), км		 3,0
11. Топливо:  
  – горючее Керосин RP-1
  – окислитель Жидкий кислород
12. Номинальная тяга МД, кН:  
  – на Земле 680
  – в пустоте 750
13. Удельный импульс тяги, м/с:  
  – на Земле 2500
  – в пустоте 3090
14. Органы управления ракеты Маршевый ЖРД в
кардановом подвесе и
верньерные ЖРД крена

Ракета "Юпитер" PGM-19А

  1. Головная фирма – разработчик:
    Douglas Aiercraft Co.
  2. Тип ракеты:
    средней дальности, одноступенчатая, жидкостная.
  3. Способ старта:
    газодинамический.
  4. Способ базирования, тип ПУ:
    стационарный, наземная ПУ.
  5. Начало разработки:
    1955 г.
  6. Летно-конструкторские испытания:
    1957 г.
  7. Принята на вооружение:
    1958 г.
Основные ТТХ
1. Максимальная дальность, км 3200
2. Стартовая масса, т 49.9
3. Масса полезной нагрузки, кг 1000
4. Масса топлива, т  
5. Длина ракеты, м 18,3
6. Максимальный диаметр, м 2,67
7. Тип головной части (ГЧ) Моноблочная
8. nББ x qББ , ЧИСЛО x Мт 1 х 1,0
9. Тип системы управления Автономная, инерциальная
10. Точность стрельбы
(предельное отклонение), км.		 3,0
11. Топливо:  
  – горючее Керосин КР-1
  – окислитель Жидкий кислород
12. Номинальная тяга МД, кН:  
  – на Земле 680
  – в пустоте  
13. Удельный импульс тяги, м/с:  
  – на Земле 2450
  – в пустоте  
14. Органы управления ракеты Маршевый ЖРД в
кардановом подвесе и
поворотные сопла крена

Ракета "Атлас-D" CGM-16D

  1. Головная фирма – разработчик:
    Convair
  2. Тип ракеты:
    межконтинентальная, полутороступенчатая, жидкостная.
  3. Способ старта:
    газодинамический.
  4. Способ базирования, тип ПУ:
    стационарный, наземная ПУ.
  5. Начало разработки:
    1954 г.
  6. Летно-конструкторские испытания:
    1957 г.
  7. Принята на вооружение:
    сентябрь 1959 г.
Основные ТТХ
1. Максимальная дальность, км 11000
2. Стартовая масса, т 115,7
3. Масса полезной нагрузки, кг 1500...2800
4. Масса топлива, т 109,0
5. Длина ракеты, м 26,0
6. Максимальный диаметр, м 4,9
7. Тип головной части (ГЧ) Моноблочная, ядерная
8. nББ x qББ , ЧИСЛО x Мт 1 x 3,0
9. Тип системы управления Радиоинерциальная
10. Точность стрельбы
(предельное отклонение), км		 3,0
11. Топливо:  
  – горючее Керосин RP-1
  – окислитель Жидкий кислород
12. Номинальная тяга МД, кН: I ступень II ступень
  – на Земле 1480 270
  – в пустоте    
13. Удельный импульс тяги, м/с: I ступень II ступень
  – на Земле 2500 —
  – в пустоте 3090  
14. Органы управления ракеты Маршевый и стартовые
ЖРД в кардановом подвесе
и верньерные ЖРД крена

Ракета "Атлас-Е" CGM-16E

  1. Головная фирма – разработчик:
    Convair
  2. Тип ракеты:
    межконтинентальная, полутороступенчатая, жидкостная.
  3. Способ старта:
    газодинамический.
  4. Способ базирования, тип ПУ:
    стационарный, наземная ПУ.
  5. Начало разработки:
    1954 г.
  6. Летно-конструкторские испытания:
    1960 – 1961 гг.
  7. Принята на вооружение:
    1961 г.
Основные ТТХ
1. Максимальная дальность, км 11000
2. Стартовая масса, т 118,0
3. Масса полезной нагрузки, кг 1500...2800
4. Масса топлива, т 109,0
5. Длина ракеты, м 26,0
6. Максимальный диаметр, м 4,9
7. Тип головной части (ГЧ) Моноблочная, ядерная
8. nББ x qББ , ЧИСЛО x Мт 1 х 3,0
9. Тип системы управления Автономная, инерциальная
10. Точность стрельбы
(предельное отклонение), км		 3,0
11. Топливо:  
  – горючее Керосин RP-1
  – окислитель Жидкий кислород
12. Номинальная тяга МД, кН: I ступень II ступень
  – на Земле 1480 270
  – в пустоте    
13. Удельный импульс тяги, м/с: I ступень II ступень
  – на Земле 2500 —
  – в пустоте 3090 —
14. Органы управления ракеты Маршевый и стартовые
ЖРД в кардановом
подвесе и верньерные
ЖРД крена

Ракета "Атлас-F" HGM-16F

  1. Головная фирма – разработчик:  
    Convair
  2. Тип ракеты:
    межконтинентальная, полутороступенчатая, жидкостная.
  3. Способ старта:
    газодинамический.
  4. Способ базирования, тип ПУ:
    стационарный шахтного хранения, наземная ПУ.
  5. Начало разработки:  
    1954 г.
  6. Летно-конструкторские испытания:
  7. Принята на вооружение:  
    1962 г.
Основные ТТХ
1. Максимальная дальность, км 11000
2. Стартовая масса, т 118,0
3. Масса полезной нагрузки, кг 1500...2800
4. Масса топлива, т 109,0
5. Длина ракеты, м 26,0
6. Максимальный диаметр, м 4,9
7. Тип головной части (ГЧ) Моноблочная, ядерная
8. nББ x qББ , ЧИСЛО x Мт 1 х 3,0
9. Тип системы управления Автономная, инерциальная
10. Точность стрельбы
(предельное отклонение), км		 3,0
11. Топливо:  
  – горючее Керосин RP-1
  – окислитель Жидкий кислород
12. Номинальная тяга МД, кН: I ступень II ступень
  – на Земле 1480 270
  – в пустоте    
13. Удельный импульс тяги, м/с: I ступень II ступень
  – на Земле 2500 —
  – в пустоте 3090 —
14. Органы управления ракеты Маршевый и стартовые
ЖРД в кардановом подвесе
и верньерные ЖРД крена

Ракета "Титан-1" HGM-25А

  1. Головная фирма – разработчик:
    Martin
  2. Тип ракеты:
    межконтинентальная, двухступенчатая, жидкостная.
  3. Способ старта:
    газодинамический.
  4. Способ базирования, тип ПУ:
    стационарный шахтного хранения, наземная ПУ.
  5. Начало разработки:
    октябрь 1955 г.
  6. Летно-конструкторские испытания:
    1959 г.
  7. Принята на вооружение:
    1960 г.
Основные ТТХ
1. Максимальная дальность, км 10200
2. Стартовая масса, т 100,0
3. Масса полезной нагрузки, кг 1500...2700
4. Масса топлива, т  
5. Длина ракеты, м 30,0
6. Максимальный диаметр, м 3,05
7. Тип головной части (ГЧ) Моноблочная, ядерная
8. nББ x qББ , ЧИСЛО x Мт 1 х 3,0
9. Тип системы управления Радиоинерциальная
10. Точность стрельбы
(предельное отклонение), км		 3,0
11. Топливо:  
  – горючее Керосин RP-1
  – окислитель Жидкий кислород
12. Номинальная тяга МД, кН: I ступень II ступень
  – на Земле 1360 360
  – в пустоте 1600 —
13. Удельный импульс тяги, м/с: I ступень II ступень
  – на Земле 2450 —
  – в пустоте 2744 —
14. Органы управления I ступени Маршевые ЖРД в
кардановом подвесе
и сопла крена

Ракета "Титан-2" LGM-25C

  1. Головная фирма – разработчик:
    Martin
  2. Тип ракеты:
    межконтинентальная, двухступенчатая, жидкостная, ампулизированная.
  3. Способ старта:
    газодинамический.
  4. Способ базирования, тип ПУ:
    стационарный, шахтная ПУ.
  5. Начало разработки:
    1960 г.
  6. Летно-конструкторские испытания:
    1961 г.
  7. Принята на вооружение:
    1962 г.
Основные ТТХ
1. Максимальная дальность, км 10200
2. Стартовая масса, т 150,0
3. Масса полезной нагрузки, кг 3000
4. Масса топлива, т 139,0
5. Длина ракеты, м 31,4
6. Максимальный диаметр, м 3,05
7. Тип головной части (ГЧ). Моноблочная, ядерная
8. nББ x qББ , ЧИСЛО x Мт 1 х 10,0
9. Тип системы управления Автономная, инерциальная
10. Точность стрельбы
(предельное отклонение), км		 2,5
11. Топливо:  
  – горючее Аэрозин-50
  – окислитель Четырехокись азота
12. Номинальная тяга МД, кН: I ступень II ступень
  – на Земле 1960 —
  – в пустоте 2170 455
13. Удельный импульс тяги, м/с: I ступень II ступень
  – на Земле 2650 —
  – в пустоте 2840 3100
14. Органы управления I ступени Маршевые ЖРД в
кардановом подвесе

Ракета "Минитмен-1А" LGM-30A

  1. Головная фирма – разработчик:
    Boeing
  2. Тип ракеты:
    межконтинентальная, трехступенчатая, твердотопливная.
  3. Способ старта:
    газодинамический.
  4. Способ базирования, тип ПУ:
    стационарный, шахтная ПУ.
  5. Начало разработки:
    февраль 1957 г.
  6. Летно-конструкторские испытания:
    1961 г.
  7. Принята на вооружение:
    декабрь 1962 г.
Основные ТТХ
1. Максимальная дальность, км 9300
2. Стартовая масса, т 29,7
3. Масса полезной нагрузки, кг 450
4. Длина ракеты, м 16,4
5. Максимальный диаметр, м 1,68
6. Тип головной части (ГЧ) Моноблочная, ядерная
7. nББ x qББ , ЧИСЛО x Мт 1 х 0,5...1,0
8. Тип системы управления Автономная, инерциальная
9. Точность стрельбы
(предельное отклонение), км		 3,7
10. Топливо Смесевое твердое
11. Номинальная тяга МД, кН: I ст. II ст. III ст.
  – на Земле 800 — —
  – в пустоте — 250 160
12. Удельный импульс тяги, м/с: I ст. II ст. III ст.
  – на Земле 2310 — —
  – в пустоте 2720 2740 2840
13. Органы управления:  
  – I ступени Поворотные сопла
  – II ступени Поворотные сопла
  – III ступени Поворотные сопла

Ракета "Минитмен-1В" LGM-30B

  1. Головная фирма – разработчик:
    Boeing
  2. Тип ракеты:
    межконтинентальная, трехступенчатая, твердотопливная.
  3. Способ старта:
    газодинамический.
  4. Способ базирования, тип ПУ:
    стационарный, шахтная ПУ.
  5. Начало разработки:
  6. Летно-конструкторские испытания:
  7. Принята на вооружение:
    1963 г.
Основные ТТХ
1. Максимальная дальность, км 10200
2. Стартовая масса, т 31,3
3. Масса полезной нагрузки, кг 600
4. Длина ракеты, м 16,9
5. Максимальный диаметр, м 1,68
6. Тип головной части (ГЧ) Моноблочная, ядерная
7. nББ x qББ , ЧИСЛО x Мт 1 x 1,0
8. Тип системы управления Автономная, инерциальная
9. Точность стрельбы
(предельное отклонение), км		 3,0
10. Топливо Смесевое твердое
11. Номинальная тяга МД, кН: I ст. II ст. III ст.
  – на Земле 800 — —
  – в пустоте — 250 160
12. Удельный импульс тяги, м/с: I ст. II ст. III ст.
  – на Земле 2310 — —
  – в пустоте 2720 2740 2840
13. Органы управления:  
  – I ступени Поворотные сопла
  – II ступени Поворотные сопла
  – III ступени Поворотные сопла

Ракета "Минитмен-2" LGM-30F

  1. Головная фирма – разработчик:
    Boeing
  2. Тип ракеты:
    межконтинентальная, трехступенчатая, твердотопливная.
  3. Способ старта:
    газодинамический.
  4. Способ базирования, тип ПУ:
    стационарный, шахтная ПУ.
  5. Начало разработки:
    1962 г.
  6. Летно-конструкторские испытания:
    1964 г.
  7. Принята на вооружение:
    1965 г.
Основные ТТХ
1. Максимальная дальность, км 11200
2. Стартовая масса, т 32,7
3. Забрасываемый вес. кг 800
4. Длина ракеты, м 17/68
5. Максимальный диаметр, м 1,68
6. Тип головной части (ГЧ) Моноблочная, ядерная
7. nББ x qББ , ЧИСЛО x Мт 1 х 1,8
8. Тип системы управления Автономная, инерциальная
9. Точность стрельбы
(предельное отклонение), км		 1,2
10. Топливо Смесевое твердое
11. Номинальная тяга МД, кН: I ст. II ст. III ст.
  – на Земле 800 — —
  – в пустоте — 330 160
12. Удельный импульс тяги, м/с: I .ст. II ст. III ст.
  – на Земле 2310 — —
  – в пустоте 2720 2800 2840
13. Органы управления:  
  – I, III ступеней Поворотные сопла
  – II ступени Впрыск жидкого фреона
в закритическую часть
сопла и автономные
сопла крена

Ракета "Минитмен-3" LCM-30G

  1. Головная фирма – разработчик:
    Boeing
  2. Тип ракеты:
    межконтинентальная, трехступенчатая, твердотопливная.
  3. Способ старта:
    газодинамический.
  4. Способ базирования, тип ПУ:
    стационарный, шахтная ПУ.
  5. Начало разработки:
    1965 г.
  6. Летно-конструкторские испытания:
    август 1968 – май 1970 г.
  7. Принята на вооружение:
    ноябрь 1970 г.
Основные ТТХ
1. Максимальная дальность, км 10000
2. Стартовая масса, т 35,0
3. Забрасываемый вес, кг 1150
4. Длина ракеты, м 18,2
5. Максимальный диаметр, м 1,68
6. Тип головной части (ГЧ) Разделяющаяся ГЧ
типа "MIRV"
7. nББ x qББ , ЧИСЛО x Мт 3 х 0,17...0,3
8. Масса боевого блока (ББ), кг 180,0
9. Район разведения ББ, км 400 x 200
10. Тип системы управления Автономная, инерциальная
11. Точность стрельбы
(предельное отклонение), км		 0,5
12. Топливо Смесевое твердое
13. Номинальная тяга МД, кН: I ст. II ст. III ст.
  – на Земле 800 — —
  – в пустоте — 330 160
14. Удельный импульс тяги, м/с: I ст. II ст. III ст.
  – на Земле 2310 — —
  – в пустоте 2720 2800 2850
15. Органы управления:  
  – I ступени Поворотные сопла
  – II, III ступеней Впрыск жидкого фреона
в закритическую часть
сопла и автономные
сопла крена

Ракета "Минитмен-3A" LGM-30G

  1. Головная фирма – разработчик:
    Boeing
  2. Тип ракеты:
    межконтинентальная, трехступенчатая, твердотопливная.
  3. Способ старта:
    газодинамический.
  4. Способ базирования, тип ПУ:
    стационарный, шахтная ПУ.
  5. Начало разработки:
  6. Летно-конструкторские испытания:
  7. Принята на вооружение:
    1980 г.
Основные ТТХ
1. Максимальная дальность, км 9500
2. Стартовая масса, т 35,0
3. Забрасываемый вес, кг 1150
4. Длина ракеты, м 18,2
5. Максимальный диаметр, м 1,68
6. Тип головной части (ГЧ) Разделяющаяся ГЧ
типа "MIRV"
7. nББ x qББ , ЧИСЛО x Мт 3 х 0,35...0,5
8. Масса боевого блока (ББ), кг 195,0
9. Район разведения ББ, км 400 х 200
10. Тип системы управления Автономная, инерциальная
11. Точность стрельбы
(предельное отклонение), км		 0,5
12. Топливо Смесевое твердое
13. Номинальная тяга МД, кН: I ст. II ст. III ст.
  – на Земле 800 — —
  – в пустоте — 330 160
14. Удельный импульс тяги, м/с: I ст. II ст. III ст.
  – на Земле 2310 — —
  – в пустоте 2720 2800 2850
15. Органы управления :  
  – I ступени Поворотные сопла
  – II, III ступеней Впрыск жидкого фреона
в закритическую часть
сопла и автономные
сопла крена

Ракета "Пискипер" (MX) LGM-118А

  1. Головная фирма – разработчик:
    Martin Marietta
  2. Тип ракеты:
    межконтинентальная, трехступенчатая, твердотопливная.
  3. Способ старта:
    активно-реактивный (минометный).
  4. Способ базирования, тип ПУ:
    стационарный, шахтная ПУ.
  5. Начало разработки:
    1973 г.
  6. Летно-конструкторские испытания:
    1983 – 1986 гг.
  7. Принята на вооружение:
    1986 г.
Основные ТТХ
1. Максимальная дальность, км 10000
2. Стартовая масса, т 88,5
3. Забрасываемый вес, кг 3950
4. Масса топлива, т  
5. Длина ракеты, м 21,5
6. Максимальный диаметр, м 2,4
7. Тип головной части (ГЧ) Разделяющаяся ГЧ
типа "MIRV"
8. nББ x qББ , ЧИСЛО x Мт 10 х 0,6
9. Масса боевого блока (ББ), кг 210,0
10. Район разведения ББ, км 800 x 400
11. Тип системы управления Автономная, инерциальная
12. Точность стрельбы
(предельное отклонение), км		 0,3
13. Топливо Смесевое твердое
14. Номинальная тяга МД, кН: I ст. II ст. III ст.
  – на Земле 2215 — —
  – в пустоте — 1333 335
15. Удельный импульс тяги, м/с: I ст. II ст. III ст.
  – на Земле — — —
  – в пустоте 2740 2920 2980
16. Органы управления І, II, III ступени Поворотные
управляющие сопла

Ракета "Миджитмен" MGM-134А

  1. Головная фирма – разработчик:
    Martin Marietta
  2. Тип ракеты:
    межконтинентальная, трехступенчатая, твердотопливная.
  3. Способ старта:
    активно-реактивный (минометный).
  4. Способ базирования, тип ПУ:
    мобильный, подвижно-грунтовая ПУ.
  5. Начало разработки:
    1981 г.
  6. Летно-конструкторские испытания:
    не проводились.
  7. Принята на вооружение:
    не принята.
Основные ТТХ
1. Максимальная дальность, км 11000
2. Стартовая масса, т 16,8
3. Масса полезной нагрузки, кг 550
4. Масса топлива, т  
5. Длина ракеты, м 13,5
6. Максимальный диаметр, м 1,17
7. Тип головной части (ГЧ) Моноблочная, ядерная
8. nББ x qББ , ЧИСЛО x Мт 1 х 0,6
9. Тип системы управления Автономная, инерциальная
10. Точность стрельбы
(предельное отклонение), км		 0,4
11. Топливо Смесевое твердое
12. Номинальная тяга МД, кН: I ст. II ст. III ст.
  – на Земле      
  – в пустоте      
13. Удельный импульс тяги, м/с: I ст. II ст. III ст.
  – на Земле      
  – в пустоте      
14. Органы управления I, II, III ступени Поворотные
управляющие сопла

Яндекс.Метрика