|
Приложения
Баллистическая ракета
дальнего действия Р-1 (8А11)
(SS-1. Scunner)
...
Ракета Р-1 — одноступенчатая тактическая баллистическая ракета (баллистическая ракета дальнего действия). Разработана в НИИ-88 под руководством С.П. Королева. Главный конструктор — А.П. Щербаков. Разработка начата 14 апреля 1948 года. Испытания на полигоне Капустин Яр проводились с 17 сентября 1948 года по октябрь 1949 года. Комплекс принят на вооружение 25 ноября 1950 года.
Маршевый однокамерный ЖРД РД-100 (8Д51) создан в ОКБ-456 под руководством В.П. Глушко. Компоненты топлива — этиловый спирт и жидкий кислород. Комплекс наземных средств разработан в ГСКБ Спецмаш под руководством В.П. Бармина. Стартовое устройство — стационарный наземный стол. Способ старта — газодинамический (старт осуществлялся за счет маршевого двигателя). Система управления — автономная, инерциальная. Разработана в НИИ-885 под руководством Н.А. Пилюгина и в НИИ-944 под руководством В.И. Кузнецова. Транспортные агрегаты ракетного комплекса спроектированы Московским КБТМ под руководством А. Гуревича. Установщик ракеты разработан в ЦКБ тяжелого машиностроения под руководством Н. Лейкина. Топливные баки подвесные (ненесущие). Органы управления — воздушные и газоструйные рули. Ракета имела моноблочную неядерную неотделяемую в полете головную часть.
В состав ракетного комплекса Р-1 входили двадцать транспортных единиц, агрегатов и систем наземного оборудования. Перед пуском ракеты в бак с перекисью водорода подавался катализатор. В результате реакции образовывался парогаз, под давлением поступавший в турбонасос двигателя. Раскручиваясь, турбонасос подавал в камеру сгорания компоненты топлива — этиловый спирт и жидкий кислород. Воспламенение образовавшейся топливной смеси осуществлялось с помощью пиротехнического устройства.
Для работы ракеты требовались четыре жидких компонента — этиловый спирт (горючее), жидкий кислород (окислитель), перманганат натрия (катализатор) и перекись водорода (пусковое горючее). Ракета не могла храниться в заправленном состоянии, и необходимо было размещать емкости для жидких пожароопасных веществ неподалеку от боевых стартовых позиций.
Комплекс Р-1 имел техническую и стартовую позиции. На технической позиции ракета могла храниться в палатке или легком защитном сооружении. Общее время подготовки ракеты к старту — 6 часов. Из них 2 часа занимала подготовка на технической позиции и 4 часа — на стартовой позиции. Радиус разрушения городских зданий при попадании ракеты не превышал 25 метров. Круговое вероятное отклонение Р-1 от цели при полете на максимальную дальность составляло 1 500 метров.
Первые ракеты Р-1 изготавливались на Опытном заводе НИИ-88 в Подлипках. Серийное производство ракет Р-1 и двигателей РД-100 было развернуто в ноябре 1952 года на Государственном союзном заводе № 586 в Днепропетровске.
Тактико-технические характеристики
| Максимальная дальность стрельбы, км
|
270 |
| Максимальная стартовая масса, т
|
13,4 |
| Сухая масса ракеты, т
|
4 |
| Масса головной части, т
|
1 |
| Масса боевого заряда обычного взрывчатого
вещества, кг
|
785 |
| Масса топлива, т
|
8,5 |
| Длина ракеты, м
|
14,6 |
| Максимальный диаметр корпуса, м
|
1,65 |
| Тяга маршевого двигателя у земли, тс
|
27 |
| Тяга маршевого двигателя в пустоте, тс
|
31 |
| Удельный импульс тяги маршевого двигателя у
земли, кгс•с/кг
|
199 |
| Удельный импульс тяги маршевого двигателя в
пустоте, кгс•с/кг
|
232
|
| Время работы маршевого двигателя, с
|
206 |
| Масса маршевого двигателя, кг
|
885 |
Одноступенчатая баллистическая ракета
дальнего действия Р-2. 8Ж38
(SS-2 Sibling)
Ракета Р-2 — оперативно-тактическая баллистическая ракета, создана в НИИ-88 под руководством С.П. Королева. Разработка начата 14 апреля 1948 года. Испытания проводились на полигоне Капустин Яр с 21 сентября 1949 года по июль 1951 года. Комплекс принят на вооружение 27 ноября 1951 года.
Маршевый однокамерный ЖРД РД-101 (8Д52) разработан в ОКБ-456 под руководством В.П. Глушко. Компоненты топлива — этиловый спирт и жидкий кислород. Комплекс наземных средств создан в ГСКБ Спецмаш под руководством В.П. Бармина. Стартовое устройство — стационарный наземный пусковой стол. Способ старта — газодинамический. Транспортные агрегаты ракетного комплекса разработаны Московским КБТМ под руководством А. Гуревича. Установщик разработан в ЦКБ тяжелого машиностроения под руководством Н. Лейкина. Автономная инерциальная система управления разработана в НИИ-885 под руководством Н.А. Пилюгина и в НИИ-944 под руководством В.И. Кузнецова. Система радиокоррекции спроектирована под руководством главного конструктора М. Борисенко. Органы управления ракеты — воздушные и газоструйные рули. Бак горючего — несущий, бак окислителя — подвесной. Ракета имела моноблочную неядерную отделяемую в полете головную часть.
Серийное производство ракет Р-2 и двигателей РД-101 развернуто на Государственном союзном заводе № 586 в Днепропетровске в июне 1953 года.
Тактико-технические характеристики
| Максимальная дальность стрельбы, км |
600 |
| Максимальная стартовая масса, т |
20,4 |
| Масса головной части, т |
1,5 |
| Масса боевого заряда обычного взрывчатого вещества, кг |
1008 |
| Масса топлива, т |
14,5 |
| Длина ракеты, м |
17,7 |
| Максимальный диаметр корпуса, м |
1,65 |
| Тяга маршевого двигателя у земли, тс |
37 |
| Тяга маршевого двигателя в пустоте, тс |
41 |
| Удельный импульс тяги маршевого двигателя у земли, кгс•с/кг |
210 |
| Удельный импульс тяги маршевого двигателя в пустоте, кгс•с/кг |
237 |
| Масса маршевого двигателя, кг |
1178 |
Одноступенчатая баллистическая ракета
средней дальности
Р-5М 8К51
(SS-3, Shyster)
Р-5М — (баллистическая ракета дальнего действия). Разработана в ОКБ-1 под руководством С.П. Королева. Ведущий конструктор Д.И. Козлов. Разработка начата 10 апреля 1954 года. Испытания проходили на полигоне Капустин Яр с 20 января 1955 года по февраль 1956 года. Ракета принята на вооружение 21 июня 1956 года.
Маршевый однокамерный двигатель РД-103М создан в ОКБ-456 под руководством В.П. Глушко. Наземный стартовый комплекс разработан в ГСКБ Спецмаш под руководством В.П. Бармина. Транспортные агрегаты разработаны в КБТМ под руководством В. Петрова. Установщик ракеты спроектирован в ЦКБ ТМ под руководством Н.А. Кривошеина. Автономная инерциальная система управления разработана в НИИ-885 под руководством М.С. Рязанского и Н.А. Пилюгина, и в НИИ-944 под руководством В.И. Кузнецова. Система радиоуправления разработана в НИИ-20 под руководством Б.М. Коноплева. Органы управления — воздушные и газоструйные рули. Ракета имела моноблочную ядерную отделяемую в полете головную часть. Атомный боезаряд разработан в Арзамасе-16 под руководством С.Г. Кочарянца. Средства подрыва атомного боезаряда созданы в Московском Филиале № 1 (ныне — ВНИИ автоматики имени Н.Л. Духова) КБ-11 (Арзамас-16) под руководством Н.Л. Духова и В. Зуевского.
Тактико-технические характеристики
|
Максимальная дальность стрельбы, км
|
1200 |
|
Максимальная стартовая масса, т.
|
29,1 |
|
(по другим данным, т).
|
28,61 |
|
Точность стрельбы (КВО), м
|
3700 |
|
(предельное отклонение)
|
6000 |
|
Вероятное отклонение от цели, км |
|
|
— по дальности
|
±1,5 |
|
— боковое
|
±1,25 |
|
Тип головной части
|
ядерная,8К62,
в последующ.
термоядер. |
|
Мощность ядерного боезаряда, Мт |
|
|
— вариант 1
|
0,04-0,05 |
|
— вариант 2
|
0,3 |
|
— вариант 3
|
1,0 |
|
Масса головной части, т
|
1,35-1,4 |
|
Масса незаправленной ракеты, т
|
4,39 |
|
Стартовая масса, т
|
28,4-28,61 |
Масса топлива,
перекиси водорода
и сжатого воздуха, т
|
24,9 |
|
в том числе: масса жидкого кислорода, т
|
13,99 |
|
масса этилового спирта, т
|
10,01 |
|
Длина ракеты, м
|
20,75-20,8 |
|
Максимальный диаметр корпуса, м
|
1,652 |
|
Размах стабилизаторов, м
|
3,452 |
Скорость ракеты в момент
выключения двигателя, м/с
|
3016 |
|
Вершина траектории, км
|
304 |
|
Время полета до цели, с
|
637 |
|
Тяга маршевого двигателя у земли, тс
|
43,86-44,0 |
|
Тяга маршевого двигателя в пустоте, тс
|
51 |
Удельный импульс тяги
маршевого двигателя у земли, кгс•с/кг
|
219 |
Удельный импульс тяги
маршевого двигателя в пустоте, кгс•с/кг
|
243 |
|
Давление в камере сгорания, кг/см²
|
24,4 |
|
Время работы двигателя, с
|
115,4 |
|
Масса маршевого двигателя, кг
|
870
|
Стратегический ракетный комплекс
средней дальности с ракетой Р-12 (8К63)
(SS-4, Sandal)
Р-12 — одноступенчатая баллистическая ракета средней дальности для наземных стартовых комплексов. Разработана в ОКБ-586 под руководством М.К. Янгеля. Разработка в НИИ-88 начата в 1951 г. и передана в Днепропетровск 13 февраля 1953 года. Работа в ОКБ-586 под его руководством продолжена с 9 июля 1954 года. Постановление правительства о разработке ракеты принято 13 августа 1955 года. Испытания на полигоне Капустин Яр проходили с 22 июня 1957 года по 27 декабря 1958 года. Комплекс принят на вооружение 4 марта 1959 года. В сентябре 1959 года произведен первый испытательный пуск ракеты из экспериментальной ШПУ на полигоне Капустин Яр. Комплекс поставлен на боевое дежурство 15 мая 1960 года.
Тактико-технические характеристики
| Максимальная дальность, км |
2100 |
| Точность стрельбы (КВО), км |
1,1-2,4 |
| (предельное отклонение) |
5,0-5,4 |
| Мощность ядерного б/заряда, Мт |
|
| — легкий боевой блок |
1,0-1,3 |
| — тяжелый боевой блок |
2,0-2,3 |
| Стартовая масса ракеты, т |
41,7-42,2 |
| Сухая масса ракеты без ГЧ, т |
3,15 |
| Масса головной части, т |
|
| — легкая ГЧ |
1,3-1,4 |
| — тяжелая ГЧ |
1,63 |
| Забрасываемая масса, т |
1,63 |
| Масса системы управления, кг |
430 |
| Масса топлива, т |
37 |
| — горючего (ТМ-185) |
7,3 |
| — окислителя (АК-27И) |
29,065 |
| Длина ракеты, м |
|
| — полная |
22,1-22,77 |
| — без головной части |
18,4-18,6 |
| Наибольший диаметр ракеты, м |
1,652 |
| Тяга двигателя у земли, тс |
65 |
| Тяга двигателя в пустоте, тс |
73 |
Удельный импульс тяги
маршевого двигателя у земли, кгс•с/кг |
230 |
Удельный импульс тяги
маршевого двигателя в пустоте, кгс•с/кг |
259 |
| Давление в камерах сгорания, атм |
44,5 |
| Время работы двигателя, с |
140 |
| Масса маршевого двигателя, кг |
645 |
Ракета Р-12 (Р-12У) была оснащена ядерным зарядом и предназначена для поражения стратегических объектов на средних дальностях с высокой эффективностью поражения слабозащищенных целей площадью 100 км².
Ракета Р-12 (Р-12У) одноступенчатая, топливные баки несущей конструкции. В целях улучшения стабилизации ракеты в полете впервые бак окислителя был расположен впереди бака горючего и разделен на две части промежуточным днищем для первоначальной выработки окислителя из нижней его части. Наддув бака окислителя осуществлялся парогазом, образующимся от разложения перекиси водорода, а бак горючего и перекиси — сжатым воздухом из торового баллона ракеты.
Способ старта газодинамический. В ракете Р-12 было применено высококипящее несамовоспламеняющееся топливо (окислитель — азотная кислота и углеводородное горючее, для начального воспламенения топлива — пусковое горючее ТГ-02). Ракета имела моноблочную ядерную отделяемую в полете головную часть. Отделение головной части ракеты осуществлялось с помощью пневматического толкателя после разрыва пироболтов.
Двигательная установка Р-12 была выполнена в виде блока из четырех камер ЖРД с одним турбонасосным агрегатом (ТНА). Рабочее тело ТНА — парогаз от разложения перекиси водорода (продукт 030) под действием катализатора. Обороты ТНА — регулируемые с помощью гидроредуктора. Маршевый ЖРД-214 (8Д59), спроектирован ОКБ-456 главным конструктором В.А. Витка под руководством В.П. Глушко. Система управления ракеты — автономная аналогового типа, с использованием приборов нормальной и боковой стабилизации центра масс, системы регулирования кажущейся скорости и автомата управления дальностью на основе электролитического интегратора.
Приборный состав системы управления ракеты:
автомат стабилизации центра масс (угловой, нормальной и боковой стабилизации): гироприборы (гирогоризонт 8Л251, гировертиканты 8Л252 и 8Л253), усилитель-преобразователь 8Л254, измеритель-преобразователь нормального ускорения 8Л317 (2 шт.), усилитель нормальной стабилизации 8Л318, измеритель-преобразователь бокового ускорения 1В-142 (установлены на внешних рамках гировертикантов 8Л252 и 8Л253) — 2 шт., рулевые машинки 8Л242 (4 шт.), бортовой щиток регулировок потенциометров обратной связи 8Л127;
система регулирования кажущейся скорости: датчик регулятора скорости (ДРС) 8Л316, релейный усилитель 8Л319, привод импульсный регулятора скорости (ПИРС) 8Л61 с точным воздушным редуктором;
автомат управления дальностью: 5 комплектов приборов 8Л320. 8Л320 состоял из измерительно-преобразовательной головки 8Л321, усилителя 8Л322, и блока электролитических элементов 8Л323;
система аварийного подрыва АПР: высотное реле 8В56 (8В511) — 2 шт., программный распределитель команд 8В513, блок подрыва 8В512;
система питания: бортовая аккумуляторная батарея 8Л045м (2 шт.), умформеры УФ-111м — 4 шт., умформер УФ-6м (для системы РКС) — 1 шт., главный распределитель 8Л214, силовой распределитель 8Л125, программный токораспределитель команд 8Л123 (2 шт.), бортовая кабельная сеть 8Л126.
Прицеливание ракеты осуществлялось оптическими приборами связи с базовым направлением путем поворота стартового стола.
Ракета имела четыре стабилизатора. Управление ракетой в полете осуществлялось с помощью газовых графитовых рулей, устанавливаемых в соплах.
Стартовое устройство — наземная пусковая установка — разработано в ГСКБ Спецмаш под руководством В.П. Бармина.
|
