маршевого ЖРД первой ступени. При этом горячие газы истекали через

ферменную конструкцию переходника. Из-за того, что в момент разделения ЖРД

второй ступени работал только на 50 % номинальной тяги и короткая вторая

ступень была аэродинамически неустойчива, рулевые сопла не могли справиться

с возмущающими моментами. Для устранения этого недостатка конструкторы

установили аэродинамические щитки на поверхности сбрасываемого обтекателя

хвостового отсека второй ступени.

С появлением систем засечки пусков МБР у США, короткий участок работы

первой ступени стал достоинством <девятки>, так как стартующие ракеты

засекались по мощному факелу от работающих маршевых двигателей.

На ракете устанавливалась комбинированная система управления, имевшая

инерциальную систему и канал радиокоррекции. Ее приборы были <врезаны> в

обечайку межбакового отсека. Круговое вероятное отклонение точки падения

головной части от точки прицеливания при стрельбе на дальности свыше 12000

км составляло 1,6 км. Со временем от радиотехнической подсистемы

отказались, оставив только инерциальную подсистему. Система управления

позволяла обеспечить дистанционный контроль параметров ракеты.

Для МБР Р-9А были разработаны два варианта моноблочных головных

частей. Первая мощностью 4 Мт могла быть доставлена на дальность свыше

13500 км. Вторая мощностью до 6 Мт - на дальность 12500 км. ГЧ крепилась к

переходнику второй ступени с помощью двух пирозамков. Ее отделение

осуществлялось пневмотолкателем после выключения маршевого ЖРД второй

ступени.

В результате применения ряда прогрессивных технических решений, ракета

получилась компактной, что было важно при размещении ее в ШПУ. Для быстрой

заправки баков окислителя (бак горючего заправлялся после установки ракеты

в шахту) была разработана система скоростной заправки. Техническая

готовность Р-9А составляла 10 минут. На одной стартовой позиции

оборудовалось две шахтные пусковые установки, подземный командный пункт с

системами управления ракетами, пункт радиоуправления и технологическое

оборудование, необходимое для поддержания запаса жидкого кислорода. Старт

ракет можно было осуществить только последовательно, так как

радиотехническая система обеспечивала наведение только одной ракеты.

Подготовка и проведение пуска ракеты Р-9А протекали автоматически, с

дистанционным контролем каждой команды.

Несмотря на ряд достоинств, к моменту постановки первого ракетного

полка на боевое дежурство, <девятка> уже не в полной мере удовлетворяла

комплексу требований к боевым стратегическим ракетам. Это и не удивительно,

так как она относилась к МБР первого поколения. Превосходя по боевым,

техническим и эксплуатационным характеристикам американские <Титан-1> и

<Атлас-F>, которые к этому времени уже снимались с вооружения, и советские

Р-7А и Р-16У она уступала новейшим <Минитменам> по показателям живучести,

точности стрельбы и времени подготовки к пуску. Последний критерий стал

одним из определяющих для МБР. К тому же ракетные комплексы с Р-9А

оказались достаточно дорогими в эксплуатации, что не могло сказаться на

масштабах их развертывания (всего на боевое дежурство было поставлено 26

единиц). Р-9А стала последней боевой ракетой в группировке РВСН на

кислородно-керосиновом топливе. Она состояла на вооружении до середины 70-х

годов.

Межконтинентальная баллистическая ракета Р-36.

МБР второго поколения Р-36, поступившая на вооружение РВСН в середине

60-х годов, стала родоначальницей советских тяжелых ракет и постоянной

головной боли американских стратегов. Постановлением Правительства

Советского Союза от 12 мая 1962 года конструкторскому бюро академика М.К.

Янгеля поручалось создать ракету <тяжелого> класса, способную поднять

сверхмощный термоядерный заряд. Она предназначалась для поражения важнейших

стратегических объектов противника, защищенных мощной системой ПРО. В

техническом задании предусматривалось разработка ракеты в двух вариантах: с

наземным (от него быстро Во время парада отказались) и с шахтным стартами.

Ракета разрабатывалась с двумя типами системы управления: комбинированной с

каналом радиокоррекции и чисто инерциальной. При проектировании широко

использовались отработанные на ракете Р-16 конструктивные решения и

технологии.

При разработке стартового комплекса особое внимание уделялось

упрощению стартовых позиций при одновременном повышении их надежности,

исключения из пускового цикла процесса заправки ракеты компонентами и ряду

других факторов. Это существенно повышало боевую готовность комплекса.

Испытания проводились на полигоне Байконур. 28 сентября 1963 года

состоялся первый пуск, который завершился неудачно. В ходе первой серии

испытаний разработчиков преследовал ряд неудач. Но тем не менее

руководитель и члены государственной комиссии признали эту ракету

перспективной и в конечном успехе не сомневались. Постепенно

конструкторскому коллективу удалось устранить все недостатки. Одновременно

велась подготовка к серийному производству ракет, строились стартовые

позиции, что, в конечном счете, позволило быстро развернуть новый БРК в

войсках.

В конце мая 1966 года весь цикл испытаний был завершен, а 21 июля 1967

ракетный комплекс с МБР Р-36 был принят на вооружение РВСН. 5 ноября 1966

года в г. Ужуре началась постановка на боевое дежурство первого ракетного

полка с ракетами этого типа.

Двухступенчатая Р-36 выполнена по схеме <тандем> с последовательным

разделением ступеней. Первая ступень обеспечивала разгон ракеты. Она

состояла из переходника, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего

и хвостового отсека. Ее двигательная установка состояла из шестикамерного

маршевого и четырехкамерного рулевого жидкостных ракетных двигателей.

Маршевый ЖРД собирался из трех одинаковых двухкамерных блоков и имел тягу

на земле 274 т. Рулевой двигатель имел поворотные камеры сгорания. В

хвостовом отсеке устанавливались четыре тормозных пороховых ракетных

двигателя, срабатывавших при отделении второй ступени.

Вторая ступень обеспечивала разгон до скорости, соответствующей

заданной дальности стрельбы. Она состояла из приборного, топливного и

хвостового отсеков. Топливные баки имели совмещенное днище и выполнялись по

несущей схеме. Двигательная установка состояла из двухкамерного маршевого и

четырехкамерного жидкостных ракетных двигателей. Они имели высокую степень

унификации с двигателями первой ступени. Для питания всех ЖРД

использовалось двухкомпонентное самовоспламеняющееся топливо: окислитель -

азотный тетраксид (АТ), горючее - НДМГ. Наддув всех баков в полете

осуществлялся продуктами сгорания основных компонентов топлива. На каждой

ступени, для уменьшения гарантийных запасов топлива, устанавливалась своя

система одновременного опорожнения баков.

Еще в ходе летных испытаний от комбинированной системы управления

отказались. Инерциальная СУ вполне обеспечивала заданную точность стрельбы.

Это позволило значительно снизить затраты на развертывание БРК. Элементы

системы управления размещались в приборных отсеках на первой и второй

ступенях.

Р-36 могла оснащаться двумя типами головных частей: моноблочной

термоядерной головной частью с одним из двух возможных зарядов мощностью 18

Мт или 25 Мт и разделяющейся типа <MRV> с простым разбросом боевых блоков.

Сочетание мощного заряда с довольно высокой точностью попадания (КВО -1300

м) и надежным комплексом средств преодоления системы ПРО гарантировало

выполнение боевой задачи.

Пуск ракеты проводился автоматически из ШПУ типа <ОС> после получения

пусковой команды с командного пункта. Ракета хранилась в заправленном

состоянии в течение нескольких лет. В верхней части стартового сооружения

размещались источники электроснабжения, аппаратура технологических и

технических систем, обеспечивавшая дистанционные контроль технического

состояния систем ракеты и проведение операций по подготовке к пуску и пуск

ракеты. Время подготовки и проведение дистанционного пуска МБР Р-36

составляло 5 минут.

БРК с шестью пусковыми установками МБР Р-36 обладал уникальными

боевыми возможностями и значительно превосходил американский РК

аналогичного назначения с ракетой <Титан-2>, прежде всего по мощности

термоядерного заряда, точности стрельбы и защищенности. Его появление

произвело большое впечатление на зарубежных специалистов.

Кроме Р-36 в конце 60-х на боевое дежурство в ограниченном количестве

была поставлена ее модификация Р-36орб, отличавшаяся способом наведения

головной части на выбранную цель. Всего до 1972 года включительно было

развернуто 288 ШПУ для ракет этого типа. Р-36 стояла на боевом дежурстве до

конца семидесятых годов, после чего была заменена на более совершенную

ракету.

Межконтинентальная баллистическая ракета УР-100.

Первой поступившей на оснащение РВСН МБР второго поколения стала

ракета УР-100, разработанная под руководством академика В.Н. Челомея.

Задание на разработку <легкой> ампулизированной ракеты, пригодной для

крупносерийной постройки, было выдано постановлением Правительства от 30

марта 1963 года. Кроме головного ОКБ-52 привлекалось значительное число

смежных организаций, что позволило отработать все системы создаваемого

ракетного комплекса в короткие сроки. Весной 1965 года на полигоне Байконур

начались летные испытания ракеты. 19 апреля состоялся пуск с наземной

пусковой установки, а 17 июля - первый пуск из шахты. Первая серия

испытаний показала недоведенность двигательной установки и системы

управления. Однако устранение этих недостатков много времени не заняло. 27

октября 1966 года всю программу испытаний удалось успешно завершить. 24

ноября этого же года БРК с ракетой УР-100 был принят на вооружение РВСН. В

этот день три первых ракетных полка были развернуты в Красноярске, Бершети

и Дровяной.

УР-100 была выполнена по схеме <тандем> с последовательным разделением

ступеней и плотной компоновкой отсеков. Ракета конструктивно состояла из

первой и второй ступеней и головной части. Разделение ступеней ракеты

осуществлялось с помощью пороховых ракетных двигателей, установленных на

хвостовом отсеке первой ступени.

Первая ступень включала в себя корпус, маршевую двигательную

установку, пневмогидравлическую систему, систему опорожнения баков и

приборы системы управления. Корпус был выполнен по несущей схеме и состоял

из трех отсеков: хвостового, топливного и переднего. Топливный отсек

представлял собой неразъемный блок, состоящий из бака окислителя и бака

горючего, которые разделялись общим совмещенным двойным днищем.

Двигательная установка первой ступени, размещенная в хвостовом отсеке,

состояла из четырех маршевых ЖРД с поворотными камерами сгорания,

выполненных по замкнутой схеме с дожиганием генераторного газа в камерах

сгорания. Двигатели имели высокий удельный импульс тяги, что позволило

ограничить время работы первой ступени. Их суммарная тяга на земле

составила 74 т. Для управления полетом ракеты каждый двигатель отклонялся в

одной плоскости гидравлическим рулевым приводом.

Вторая ступень по конструкции аналогична первой, но меньших размеров.

Ее корпус состоял из хвостового, топливного и приборного отсеков. На ней

устанавливали маршевый однокамерный ЖРД и четырехкамерный рулевой ракетный

двигатель. Они развивали тягу в пустоте 13,4 т и 1,5 т соответственно. В

качестве компонентов топлива применялись самовоспламеняющиеся при взаимном

контакте азотный тетроксид и несимметричный диметилгидразин.

Все топливные баки имели наддув. Перед стартом они наддувались сжатым

азотом и воздухом из баллонов, установленных в шахтной пусковой установке,

а в полете - продуктами газогенерации.

На ракете устанавливалась автономная инерциальная система управления,

обеспечивавшая управление полетом на активном участке траектории в

соответствии с заранее рассчитанной программой полета, а также обеспечивала

Страницы: 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13