Г.И. Смирнов (сост.)

РАКЕТНЫЕ СИСТЕМЫ РВСН
От Р-1 - к «ТОПОЛЮ-М» 1946 - 2006 гг.

Сборник материалов о развитии ракетного оружия в СССР и РФ

Смоленск 2002 г.
Наш адрес: ruzhany@narod.ru

Боевой ракетный комплекс 15П015 (МР-УР-100)
с ракетой 15А15 (РС-16А) (SS-17,Spanker) ^[121]

МР-УР-100 – двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета. Оснащалась РГЧ ИН с четырьмя боевыми блоками или моноблочной ГЧ. Создана в КБ «Южное» под руководством М.К. Янгеля и В.Ф. Уткина. Разработка проекта начата в 1967 году. Летно-конструкторские испытания проводились с 26 декабря 1972 года по 17 декабря 1974 года на полигоне Байконур. Комплекс принят на вооружение 30 декабря 1975 года. Поставлен на боевое дежурство 6 мая 1975 года.

Первая ступень оснащена маршевым однокамерным неподвижно установленным ЖРД РД-268, выполненным по замкнутой схеме. Рулевой двигатель имел четыре поворотных камеры сгорания. Вторая ступень оснащена однокамерным неподвижно установленным двигателем 15Д169. Управление второй ступенью обеспечиваюсь вдувом газа в закритическую часть сопла и четырьмя рулевыми соплами. Компоненты топлива – НДМГ и азотный тетраоксид. Разведение боевых блоков осуществлялось с помощью твердотопливного ракетного двигателя.

Система управления автономная, инерциальная с применением 3-х канальной бортовой цифровой вычислительной машины БЦВМ. Разработана в НИИ АЛ под руководством Н.А. Пилюгина. Гироскопические приборы разработаны в НИИ прикладной механики под руководством В.И. Кузнецова. Твердотопливные заряды пороховых аккумуляторов давления созданы под руководством главного конструктора ЛНПО «Союз» Б.П. Жукова.

Пусковая установка спроектирована в Ленинградском КБ специального машиностроения под руководством А.Ф. Уткина. Способ старта – минометный. Унифицированный КП повышенной защищенности шахтного типа разработан в ЦКБ ТМ под руководством Н.А. Кривошеина и Б.Р. Аксютина.

Ракета оснащена комплексом средств преодоления ПРО, разработанным в ЦНИРТИ. Для ракетных комплексов МР-УР-100, Р-36М и УР-100Н Ленинградским НПО «Импульс» была разработана унифицированная автоматизированная система боевого управления.

Серийное производство ракет развернуто на Южном машиностроительном заводе в 1973 году.

Тактико-технические характеристики

Двухступенчатая МБР легкого класса тандемной схемы МР-УР-100 была выполнена в двух диаметрах, увеличенных по сравнению с УР-100: диаметр первой ступени составлял 2,25м, второй 2,1м. Ступени были соединены между собой коническим переходным отсеком, который при разделении ступеней разрушался удлиненным кумулятивным зарядом (УКЗ), опоясывающим переходной отсек в середине. Такая схема была применена впервые в разработках КБ «Южное». На обеих ступенях баки горючего и окислителя были объединены в единые топливные емкости, промежуточные днища в которых выполнялись из триметаллического листа (АМг6+АД1+АМг6) с вторичной герметизацией сварных швов. Для изготовления оболочек топливных баков использовались более прочные вафельные обечайки, технология изготовления которых впервые была освоена применительно к ракете Р-36М.

На ракете МР-УР100 использовался так называемый «химический» предварительный наддув топливных баков, а также заборные устройства оригинальной конструкции с дестратификаторами («мешалками»), обеспечивавшими минимальные остатки незабора топлива в баках. Топливная система ракеты была полностью ампулизирована, что исключаю необходимость пневмоиспытаний в местах эксплуатации.

Торможение корпуса второй ступени при отделении ГЧ производилось газореактивной системой путем стравливания давления наддува из полостей топливного отсека. Вскрытие сопел противотяги производилось удлиненными кумулятивными зарядами УКЗ. На ракете была применена новая система управления расходованием топлива (СУРТ) для обеспечения одновременного опорожнения топливных баков и оптимального использования запасов топлива, в результате чего была существенно повышена энергетика ракеты.

На первой ступени устанавливался маршевый однокамерный двигатель (разработки КБЭМ) второй ступени ракеты Р-36М и управляющий четырехкамерный двигатель 15Д167, разработанный КБ-4 КБЮ на базе серийных двигателей 8Д68 и 8Д612. ЖРД 15Д167, выполненный по открытой схеме без дожигания, обеспечивал для первой ступени, кроме своей основной функции, также наддув бака горючего восстановительным газом, питание окислителем и горючим агрегата наддува бака окислителя и питание горючим системы гидроприводов, а для второй ступени – питание компонентами топлива систем предварительного наддува баков. Камера сгорания ЖРД 15Д167 с соплом трубчатой конструкции была спроектирована с максимальной степенью унификации с двигателем 8Д612 тормозной ДУ ОГЧ ракеты 8К69. Для размещения маршевого двигателя бак горючего первой ступени был выполнен с вогнутым днищем.

Однокамерный маршевый ЖРД второй ступени 15Д169 замкнутой схемы размещался в тороидальной полости бака горючего. Управление вектором тяги осуществлялось путем вдува генераторного газа в закритическую часть сопла. Для управления по крену использовались четыре сопла, работающих от газогенератора ТНА. ЖРД 15Д169 обеспечивал также наддув бака окислителя второй ступени газом, вырабатываемым газогенератором наддува, и бака горючего – восстановительным генераторным газом, отбираемым после ТНА. Двигатель был разработан на базе ЖРД 15Д512 второй ступени ракеты 8К99 с некоторыми усовершенствованиями для повышения надежности и увеличения ресурса.

Для разведения ББ РГЧ использовалась твердотопливная ДУ 15Д171, разработанная КБ «Южное» и НПО «Алтай», конструктивно-компоновочная схема которой аналогична схеме ДУ 15Д161 и 15Д221 РГЧ ракеты 15А14, а отличие в основных характеристиках (рабочий запас топлива, суммарный импульс тяги, время работы) обусловлено меньшим числом ББ. Программирование тяги осуществлялось за счет выбора формы заряда твердого топлива торцевого горения в коническом корпусе. Уменьшение поперечного сечения горящей поверхности заряда по времени обеспечивало плавное снижение величины тяги.

Система управления автономная, инерциальная разработана на базе ЦВМ с автоматизированным измерением погрешностей командных приборов и автоматическим вводом соответствующих поправок в полетное задание за минимальное время после получения команды на пуск. Применение БЦВМ значительно расширило возможности системы управления ракетой и повышение точности выведения боевой ступени в заданную точку пространства. БЦВМ осуществляла по заданным алгоритмам обработку поступающей информации от измерительных приборов, преобразованной из аналоговых в дискретные значения, и выдавала релейные команды на все органы управления. Система управления позволяла также производить переприцеливание в процессе предстартовой подготовки. СУ была размещена в едином герметичном контейнере, отделяющемся от ракеты и обеспечивающим полет РГЧ. Это решение позволило отказаться от корпусов приборов, максимально сблизить их между собой, уменьшив их массу и массу кабельной сети, обеспечить лучшие условия для функционирования аппаратуры и существенно уменьшить габариты и массу приборного отсека. Герметичный приборный отсек ГПО стал объектом двойного использования: сначала в составе ракеты при полете первых ступеней, а затем, после отделения от ракеты совместно с РГЧ, обеспечивая ее полет и разведение ББ. После отстыковки вместе с приборным отсеком боевой ступени от ракеты, БЦВМ продолжала решать программу и выдавать соответствующие команды на сброс боевых блоков в заданных точках пространства, отстрел ложных целей системы преодоления ПРО и увод платформы с ГПО с траектории полета.

Жесткие ограничения по длине ракеты привели к необходимости еще одного новшества – был разработан специальный головной обтекатель со складывающимся наконечником из двух полуоболочек, которые после выхода ракеты из ШПУ складывались под действием пружинных приводов и образовывали острый конус.

Разработанная РГЧ для ракеты МР-УР-100 по уровню массового совершенства является непревзойденным образцом и поныне.

Боевое оснащение ракеты:

– разделяющаяся головная часть с 4 стойкими к поражающим факторам ядерного взрыва (ПФЯВ) боевыми блоками (ББ) с зарядом около 0,4 Мт каждый;

– моноблочная ГЧ со стойким к ПФЯВ ББ с зарядом 3,4 Мт.

Боевой ракетный комплекс (БРК) – стационарный, с защищенными от наземного ЯВ автоматизированными шахтными пусковыми установками и командным пунктом (КП). Старт – минометный, из ТПК с помощью ПАД. Боевое применение обеспечивалось в любое время года и суток, в любых метеоусловиях, а также после воздействия ЯВ (в пределах защищенности БРК). Прицеливание ракеты по азимуту полностью производилось автономной системой (без использования наземной геодезической сети), в системе прицеливания использовался автоматический гирокомпас и квантовый оптический гирометр, размещаемые в ПУ. Она обеспечивала первичное определение азимута, базового направления при постановке ракеты на боевое дежурство и хранение его в процессе боевого дежурства, в том числе при ядерном воздействии по пусковой установке, и восстановление азимута базового направления после ядерного взрыва. Наземная часть аппаратуры системы управления была навешена на наружную часть контейнера, установленного в корзину устройства амортизации, что повышало его защиту от сейсмического воздействия. Система измерения быстрых разворотов (СИБР) осуществляла измерение перемещения контейнера и стакана шахты относительно друг друга при воздействии ударной волны и вносила нужную поправку к азимуту базового элемента, относительно которого производилось прицелившие. После завершения колебательных процессов включался режим определения базового направления с помощью автоматического гирокомпаса.

В варианте модернизации ПУ «ОС-84», предложенном КБСМ (Главный конструктор Уткин А.Ф.), максимально сохранялась строительная часть ШПУ и предусматривалось индустриальное изготовление основных элементов модифицированной ШПУ 15П715 – защитного устройства поворотного (распашного) типа 15У93, силового металлического стакана 15У94 и пр., при этом защищенность сооружения увеличивалась не менее чем в 15 раз. Система амортизации – маятникового типа, горизонтальная – двухярусная с гидродемпферами, вертикальная помощью – с пневмогидравлических амортизаторов. Важной особенностью ШПУ 15П715 являлось то, что шахтная пусковая установка не имела энергопотребляющих систем температурно-влажностного режима и обеспечивала необходимый микроклимат за счет сплошной теплоизоляции по наружной поверхности металлоконструкции сооружения и защитной крыши, а также двойного резинового гермоконтура по периметру крыши. Внутри пусковой установки с ракетой находились лишь пассивные средства осушки воздуха – кассеты с сорбентом (хлористым кальцием), которые заменялись при регламенте. Шахта имела следующие размеры: диаметр силового стакана – 4,5 м, глубина стакана – 24,5 м, диаметр защитного устройства 6,3 м. Открытие крыши в боевом режиме осуществлялось пороховым аккумулятором давления, что обеспечивало сброс возможного завала крыши при воздействии ударной волны ядерного взрыва, при регламенте – с помощью специального гидропривода 15Т226, устанавливаемого у шахты краном на специальные фундаменты.

Пусковые команды могли быть доведены до пусковой установки как по кабельным каналам с двух направлений с помощью системы УСДУ, так и по радиоканалам системы РБУ. Для этого на пусковой установке имелось две подземных антенны – «Брусчатка» и «Турникетная».

Транспортно-пусковой контейнер для ракеты 15А15 представлял собой глухой сварной цилиндр размерами 2x20м из алюминиевого сплава АМг6 с рядом ребер по наружному диаметру и четырьмя поясами резинометаллической амортизации ракеты внутри ТПК. Размеры ТПК: наружный диаметр – 3,0 м, внутренний диаметр – 2,5м, длина – 21,6 м. Сложность изготовления ТПК таких больших габаритов заключалась в высокой точности обработки внутренней полости для обеспечения герметичности при выходе ракеты. Первоначально его изготовление предполагалось вести на Омском авиазаводе № 166 (впоследствии НПО «Полет»), однако впоследствии был назначен новый изготовитель ТПК – ждановский завод «Тяжмаш».

Общая сборка ракеты, загрузка в ТПК, комплексная проверка систем ракеты и наземного проверочно-пускового оборудования, установленного на ТПК, осуществлялась на заводе. Перегрузка ТПК с ракетой на всех этапах эксплуатации – бескрановым способом в любых метеоусловиях. Грунтовым транспортным средством повышенной проходимости ТПК с ракетой доставлялись к ПУ без проведения проверок на технической позиции. Загрузка ТПК с ракетой в НУ – с помощью унифицированного подъемно-транспортного оборудования.

Заправка ракеты топливом – с помощью унифицированных средств подвижного заправочного оборудования без присутствия личного состава в ПУ. Пристыковка к ракете полностью собранной и проверенной ГЧ – с помощью унифицированного для всех видов боевого оснащения транспортно-установочного оборудования.

В состав БРК входило:

– десять автоматизированных одиночных ПУ на базе существующих ПУ «ОС-84»;

– унифицированный КП шахтного контейнерного типа;

– унифицированная система боевого управления и внутреннего электроснабжения.

Расстояние между соседними ПУ, ПУ и УКП своего БРК, фланговыми ПУ соседних БРК – 6-8 км.

Из истории создания ракетного комплекса

Постановлением правительства СССР № 682-218 от 19 августа 1970 г. головным организациям – КБ «Южное» и ЦКБМ – была задана разработка проектов модернизации стратегического ракетного комплекса УР-100, стоящего на боевом дежурстве. В соответствии с этим постановлением КБ «Южное» поручалась разработка ракетного комплекса с межконтинентальной ракетой МР-УР-100 (15А15) с выходом на летно-конструкторские испытания в 1973 г.

Задача заключалась в модернизации комплекса УР-100 с минимальными сроками и затратами. Ракета УР-100 (8К84) легкого класса была разработана ЦКБМ, принята на вооружение РВСН в 1967 г., была сравнительно недорога и выпускалась в массовом количестве для скорейшего наращивания военного потенциала СССР в соревновании с США. Всего было развернуто около тысячи ракет. В связи с моральным старением ракеты УР-100 было необходимо в существующие шахтные сооружения установить новые, более современные и эффективные межконтинентальные ракеты. Разработка на конкурсной основе стимулировала соперничающие организации добиваться улучшения ТТХ комплекса и форсировать темпы работ.

Начало работ над комплексом 15П015 в КБ «Южное» совпало с работами по созданию стратегического ракетного комплекса «тяжелого» класса Р-36М (15П014) с ракетой 15А14. Интенсивную разработку этих двух новых комплексов третьего поколения конструкторский коллектив выполнял практически одновременно.

Комплекс с ракетой МР-УР100 создавался примерно на год позже, и это дало возможность заимствовать новые, перспективные конструкторские решения из комплекса Р-36М и тем самым сократить сроки его отработки. На обоих комплексах были применены схемы минометного старта из ТИК, разделяющиеся головные части (РГЧ), системы управления на основе БЦВМ, единый унифицированный боевой блок, аналогичные конструктивно-компоновочные схемы твердотопливных двигателей РГЧ.

Высокая степень преемственности способствовала ускоренным темпам отработки ракеты 15А15. Летные испытания ракет 15А14 и 15А15 начались практически одновременно.

С 1979 года началась замена части ракет 15А15 (МР-УР-100) в развернутых ракетных полках на модернизированный вариант – 15А16 (МР-УР-100УТТХ). Во второй половине 80-х годов было принято решение о постепенном выводе из боевого состава ракет этого семейства. К моменту подписания Договора СНВ-1 на боевом дежурстве их осталось всего 47 единиц, а в 1995 году последние из них были ликвидированы.

Для модернизируемых УР-100Н В.Н. Челомей предложил использовать традиционный – газодинамический (горячий) способ старта, а М.К. Янгель – использовать минометный (холодный) способ старта.

На сторону В.Н. Челомея встали главные конструкторы В.Г. Сергеев, В.П. Бармин, В.М. Барышев и В.И. Кузнецов. Их поддерживали министр обороны А.А. Гречко и министр общего машиностроения С.А. Афанасьев. За предложение М.К. Янгеля выступили директор ЦНИИ машиностроения Ю.А. Мозжорин, заместитель министра общего машиностроения Г.А. Тюлин, главные конструкторы В.П. Глушко и Н.А. Пилюгин. Эту группу поддерживали секретарь ЦК КПСС Д.Ф. Устинов и председатель ВПК Л.В. Смирнов.

Для решения вопросов была образована комиссия во главе с Президентом АН СССР М.В. Келдышем. Комиссии не удалось выработать окончательное решение, и вопрос был вынесен на заседание Политбюро ЦК КПСС, затем на Совет Обороны. Решением проблемы пришлось заняться лично Л.И. Брежневу. Итоговое совещание Совета Обороны СССР состоялось 28 августа 1969 года.

Было принято паллиативное решение. Разработка ракеты УР-100Н с газодинамическим стартом поручена коллективу В.Н. Челомея. Разработка ракеты МР-УР-100 с минометным стартом поручена коллективу М.К. Янгеля.

Постановление правительства о разработке ракетных комплексов Р-36М, МР-УР-100 и УР-100Н, оснащенных РГЧ ИН, вышло 2 сентября 1969 года Главным конструктором ракеты МР-УР-100 был назначен В.Ф. Уткин. Ракета, оснащенная четырьмя боевыми блоками, должна была иметь массу и габариты, близкие к моноблочной 8К84, и размещаться в шахтах этих ракет, созданных в ГСКБ Спецмант под руководством В.П. Бармина. ШПУ СМ-СП-30 ракеты МР-УР-100 разработана в Ленинградском КБ Спецмаш под руководством А.Ф. Уткина и Б.Г. Бочкова.

В августе 1970 года Совет обороны СССР одобрил предложение КБ «Южное» о модернизации ракетных комплексов и создании МР-УР-100 с последующим размещением в ШПУ повышенной защищенности. В сентябре 1970 года вышел приказ МОМ о разработке комплекса с МБР условно легкого класса МР-УР-100.

Вот что говорит о роли МБР легкого класса ведущий конструктор КБ «Южное» С.И. Ус:

«Параллельно в КБ «Южное» шли ракеты «легкого класса», тоже жидкостные – 15К15. Они также были оснащены разделяющимися головными частями. Но дальность у них средняя. Подобные ракеты создавались и в КБ Челомея. Таким образом, существовала конкуренция, точнее – конкурсность. Как всегда, шла борьба... Но, тем не менее, обе ракеты были приняты на вооружение, поставлены на боевое дежурство. Вместе «легкие» и «тяжелые» ракеты перекрывали все зоны ядерного поражения земного шара... Мы могли стрелять по морским целям, по промышленным целям, по портам, по ракетным полигонам, по зонам боевого дежурства американских ракет». ^[122]

Бросковые испытания ракеты с целью отработки минометного старта начаты в январе 1971 года. Было проведено пять пусков ракет МР-УР-100. Летно-конструкторские испытания ракеты МР-УР-100 начались на НИИИ-5 под руководством Госкомиссии, возглавляемой генерал-полковником Ф.П. Тонких и его заместителем, Главным конструктором КБЮ В.Ф. Уткиным, 26 декабря 1972 года. Испытания были завершены 17 декабря 1974 года.

Всего в ходе ЛКИ было проведено пусков – 40, из них: по району «Кура» – 32 по району «Акватория» – 7, на минимальную дальность (по району «Кзыл-Ту») – 1 количество аварийных пусков – 3 количество частично успешных пусков – 2

Общее количество произведенных пусков – 67, из них аварийных – 7. Успешных пусков – 89,5%.

В октябре 1974 года вышло постановление о сокращении типов боевого оснащения комплексов Р-36М и МР-УР-100. В 1973 году Южный машиностроительный завод развернул серийное производство ракет. 30 декабря 1975 года комплекс МР-УР-100 принят на вооружение в варианте, оснащенном РГЧ ИН с четырьмя боевыми блоками, а также в моноблочном варианте.
Первые полки, дислоцированные вблизи поселка Выползово Калининской области, заступили на боевое дежурство 6 мая 1975 года. Размещавшиеся здесь ранее МБР УР-100 были сняты с боевого дежурства.

Как и Р-36М, МР-УР-100 была первой шахтной МБР так называемого холодного или минометного старта. Маршевый двигатель первой ступени запускался в воздухе, после того как ракета выходила из шахты под действием избыточного давления, создаваемого пороховым аккумулятором давления.

Ракета оснащена маршевым однокамерным неподвижно установленным двигателем первой ступени РД-268, выполненным по замкнутой схеме. Двигатель разработан в КБ Энергомаш под руководством В.П. Глушко.

«Для ракеты МР-УР-100 был предложен двигатель РД-268, являющийся форсированным по тяге вариантом двигателя РД-263: тяга у земли – 117 тс, давление в камере сгорания – 230 атм, удельный импульс тяги у земли 296 кг•с/кг». ^[123]

С апреля по ноябрь 1977 года на стенде филиала Пермского моторостроительного завода имени Я.М.Свердлова была проведена доработка двигателя РД-268 с целью устранения причин выявленных высокочастотных колебаний при запуске. Последнее стендовое испытание проведено 19 августа 1980 года. Серийное производство двигателей РД-268 осуществлялось на Опытном заводе КБ Энергомаш.

Двигатель второй ступени – однокамерный, неподвижно установленный 15Д169 – разработан в КБ-4 КБ «Южное» под руководством главного конструктора И. Иванова. Это – модернизированный ЖРД 15Д12, который в свое время был установлен на второй ступени комбинированной ракеты РТ-20П. Управление второй ступенью обеспечивается вдувом газа в закритическую часть сопла ЖРД и четырьмя рулевыми соплами.

Для ступени разведения боевых блоков использованы РДП конструкции КБ «Южное». Первоначально было три боевых блока, затем удалось увеличить их количество до четырех.

КБТМ в 1970-1971 годах разработаны проекты двух наземных стартовых комплексов для обеспечения бросковых испытаний МБР Р-36М и МР-УР-100 на площадке № 67 полигона Байконур. Для этих целей использовалось основное оборудование комплекса 8П867. Монтажно-испытательный корпус построен на площадке № 42.

С конца 1976 года ракета 15А15 начала устанавливаться в шахты повышенной защищенности, пусковой установке был присвоен индекс 15П715П, Модернизации подверглись как строительная часть ПУ, так и защитное устройство 15У9311 и 15У94П.

Максимальное количество пусковых установок МР-УР-100, находившихся на вооружении, не превышало 150 единиц. В 1982 году началось сокращение ракет и их замена на МР-УР-100 УТТХ. К 1984 году последние МР-УР-100 были сняты с боевого дежурства.