ГЛАВНАЯ СТРАНИЦА
НОВОСТИ/NEWS
ВОЕННО-ПОЛИТИЧЕСКИЕ И ВОЕННО-ТЕХНИЧЕСКИЕ НОВОСТИ
ПОЛИТИКА, ПРОГРАММЫ
ОБЩИЕ ТЕМЫ
СОБЫТИЯ ОПК
ВООРУЖЕНИЕ,ВОЕННАЯ ТЕХНИКА
ФОТО: ВООРУЖЕНИЕ, ВЫСТАВКИ, СОБЫТИЯ
ПРЕДПРИЯТИЯ И ОРГАНИЗАЦИИ ОБОРОННО-ПРОМЫШЛЕННОГО КОМПЛЕКСА
ВОЕННЫЕ ОКРУГА, ВИДЫ И РОДА, ОБЪЕДИНЕНИЯ, СОЕДИНЕНИЯ, ЧАСТИ ВС РФ
КОНСТРУКТОРЫ, УЧЕНЫЕ, ЛЮДИ ОБОРОННО-ПРОМЫШЛЕННОГО КОМПЛЕКСА
ЗНАМЕНАТЕЛЬНЫЕ, ПАМЯТНЫЕ ДАТЫ
РЕПОРТАЖИ, ЗАМЕТКИ, СООБЩЕНИЯ
НОВЫЕ ПУБЛИКАЦИИ
ИЗДАНИЯ ВТС «БАСТИОН» – А.В.КАРПЕНКО
ВТС "НЕВСКИЙ БАСТИОН"
ОВТ «ОРУЖИЕ ОТЕЧЕСТВА»
ВТС «БАСТИОН» на НАРОДе

КОНТАКТЫ/CONTACT

12+




РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС 8П767 С ТЯЖЕЛОЙ МБР Р-36 (8К67). MISSILE SYSTEM 8P767 HEAVY ICBM R-36 (8К67)



РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС 8П767 С ТЯЖЕЛОЙ МБР Р-36 (8К67)
MISSILE SYSTEM 8P767 HEAVY ICBM R-36 (8К67)

В первой половине 1961 года ОКБ-586 МОП выступило с предложением о создании на основе МБР Р-16 более мощной ракеты Р-36. Работы по комплексу заданы Постановлением СМ СССР “О создании образцов межконтинен-тальных баллистических и глобальных носителей тяжелых космических объектов” от 12 июня 1962 года, было определено МБР Р-36 предъявить на летные испытания в четвертом квартале 1963 года, орбитальную ракету Р-36 предъявить на летные испытания в третьем квартале 1964 года.
Ракетный комплекс с МБР Р-36 должен был иметь значительно сокращенное время на подготовку и пуск ракеты, повышенную надежность, точ­ность попадания боевых блоков в цель, улучшенные эксплуатационные качества. Основная проблема, которую требовалось разрешить для достижения высоких бое­вых и эксплуатационных характеристик комплекса и ракеты, была обеспечение длительного хранения ракеты в заправленном состоянии.
МБР Р-36 предназначалась для поражения важнейших стратегических объектов, а также наиболее крупных административно-политических и военно-промышленных центров противника. Особенностью боевого применения ракеты было использование в составе ее боевого оснащения средств преодоления противоракетной обороны противника.
При проектировании ракеты использовался ряд конструктивных решений, отработанных и прове-ренных на тяжелых ракетах первого поколения Р-16 и Р-16У, а также на ракете Р-26. Эскизный проект комплекса и ракеты Р-36 был разработан в 1962 году, стартовый вес ракеты не превышал 170 тонн. После проведения на полигоне Новая Земля в 1961-1962 годах ядерных испытаний мощных термоядерных зарядов, один из них был мощностью до 50 Мт, эскизный проект ракеты Р-36 был преработан и МБР получила более мощное оснащение. Стартовый вес ракеты был увеличен до 183,9 тонн.

МБР Р-36 представляла собой жидкостную ракету, выполненную по двухступенчатой схеме, с последовательным расположением сту­пеней и поперечным делением ступеней. Ракета оснащалась жидкостными маршевыми двигатель­ными установками, имела приборный отсек и головную часть. В ней применялись высококипя-щие самовоспламеняющиеся (не требую¬щие специальных зажигательных систем) компоненты ракетного топлива: горючее — несимметричный диметилгидразин (НДМГ), окислитель — азотный тетроксид на основе азотной кислоты. Топливные баки ракеты несущей конструкции выполнены из алюминиево-магниевого сплава АМГ-6. Корпуса баков окислителя и горючего первой ступени и нижней полости топлив¬ного отсека выполнялись из прессованных и химически фрезерованных панелей с продольными ребрами.
Топливный отсек второй ступени представлял собой единую емкость (впервые был внедрен единый топливный отсек), разделенную внутри промежуточным сферическим днищем. Верхняя часть топливного отсека служила баком окислителя, а нижняя — горючего. Конструкция обеспечивала плотную компоновку ракеты и уменьшение ее массы. Корпус верхней полости топливного отсека второй ступени выполнялся из гладких листов. В полости горючего 2-ой ступени была исключена тоннельная труба, а магистраль окислителя изготовлена из цельнопрессованной трубы с приваренными к ней спиральными сильфонами. Наддув топливных баков всех ступеней обеспечивался продуктами сгорания основных компонентов топлива, отбираемых из системы питания рулевых двигателей, с помощью специальных газогенераторов.
Наполнение топливных баков горючим и окислителем контролировалось системой контроля уровней. На обеих ступенях ракеты устанавливались системы одновременного опорожнения баков, уменьшающие гарантийные запасы и остатки компонентов топлива. Предохранение баков от вакуума и избыточного давления осуществлялось специальной системой. В состав ракты входила система дистанционного контроля загазованности отсеков ракеты парами компонентов топлива.
Одной из сложных при создании ракеты оказалась проблема обеспечения герметичности заправленных ракет на боевом дежурстве, которая была успешно решена специалистами ЦНИИмаш, Института сварки им. Патона, ВИАМ, ВИЛС, НИИПМ, ЮМЗ и др. Длительное хранение компонен¬тов топлива в баках ракеты обеспечивалось специальной гидравлической системой. При этом важнейшие элементы автоматики двигательной установки ракеты защищались от воздействия компонентов топлива и их паров специальными предохранительными мембранами и устройствами,
Переходник, приборные и хвостовые отсеки представляли собой клепаные оболочки, подкрепленные стрингерами и шпангоутами.
Первоначально ракета Р-36 проектировалась с комбинированной системой управления (инерциальная с радиокоррекцией). В 1962 году была испытана унифицированная фазовая система радиоуправления, созданная в НИИ-885 для ракет Р-9, Р-36 и УР-100. Но в ходе летных испытаний ракеты Р-36 было доказано, что созданная к этому времени автономная система управления (СУ) вполне обеспечивала заданную точность. Автономная инерциальная система управления была создана в НИИ-695 и обеспечивала подготовку и проведение пуска, а также функционирование ракеты на траектории полета до отделения голо¬вной части. Командные приборы СУ были разработаны в НИИ-944. С целью повышения боеготовности ракеты предусматривался форсированный разгон гироскопов гироблоков и гироинтеграторов путем подачи на гиромоторы повышенного напряжения электропитания. После выхода ракеты из шахты СУ производила ее наведение на цель по азимуту разворотом в плоскость стрельбы.
Основная часть аппаратуры системы управления устанавливалась в приборном отсеке, расположенном выше бака окислителя второй ступени. Между баками горючего и окислителя первой ступени размещался приборный отсек, где находилась часть приборов системы управления, которая обеспечивала функционирование ракеты на первом активном участке траектории. Часть аппаратуры размещалась в хвостовых отсеках обеих ступеней.
Система прицеливания ракеты Р-36 была создана в ЦКБ-784 (ЦКБ “Арсенал”) под руководством С.П.Парнякова, это была первая автоматическая система прицеливания 15Ш12. В ее составе был автоматический фотоэлектрический прибор управления, который определял угол разворота контрольного элемента на ГСП ракеты, и полученную информацию дистанционно передавал в систему управления ракеты в процессе проведения предстартовой подготовки.

Ракета оснащалась несколькими типами ядерных головных частей. В июне 1963 года разработан эскизный проект самой мощной в мире термоядерной головной части 8Ф675, предназначенной для размещения на ракетах Р-36. Такой заряд стал потом традиционным для ракет этого класса. Для ликвидации головной части при отклонении ракеты от курса она оборудовалась системой аварийного подрыва.

Р-36 была одной из первых межконтинентальных ракет, на которой устанавливались средства преодоления системы ПРО вероятного противника — система “Лист”. Она включала в себя три типа отстреливаемых от ракеты легких ложных целей и установленное на днище боевого блока (ББ) устройство искажения радиолокационных характеристик (РХЛ). Система обеспечивала требуемые показатели нераспознавания ББ среди ложных целей на внеатмосферном участке траектории.

Маршевая двигательная установка первой ступени состояла из основного и ру¬левого ЖРД с турбонасосными системами подачи компонентов топлива. Основной двигатель ракеты РД-251 открытой схемы (без дожигания генераторного газа), был создан в ОКБ-456 главного конструктора В.П.Глушко в 1961-1965 гг., представлял собой блок из трех автономных двухка¬мерных ЖРД РД-250 однократного включения. В двигатель РД-250 входили две камеры, один ТНА и газогенератор.

Маршевая двигательная установка второй ступени создана на базе двигателя первой ступени РД-250 и состояла из неподвижно ус¬тановленного двухкамерного ЖРД РД-252. Двигатель РД-252 анало­гичен по конструкции, двухкамерному блоку первой ступени, но имевшему боль¬шую высотность сопла и большее давле­ние в камере сгорания. Система подачи компонентов топлива в камеры сгорания двигателей второй ступени турбонасосная, в качестве рабочего тела ТНА использовались про­дукты сгорания основных компонентов топлива.
Для управления полетом в состав каждой ступени вводился свой четырехкамерный рулевой ЖРД, на нем качание каждой камеры производилось в одной плоскости. Рулевые двигатели РД-855 (8Д68М) и РД-856 (8Д69М) с ТНА были разработаны в КБ “Южное”, главный конструктор И.И.Иванов, они обеспечивали управление первой и второй ступеней ракеты по всем каналам стабилизации. Двигатели были выполнены по схеме без дожигания генерарного газа. Рабочее тело турбины ТНА — газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании компонентов топлива. Двигатели обеспечивали работу горячих систем наддува баков окислителя и горючего.

На активном участке траектории после выработки компонентов топлива соответствующей ступени использовалась систе­ма разделения ступеней и отделения го¬ловной части за счет торможения корпуса отработанной ступени при помощи поро¬ховых тормозных ракетных двигателей. Для исключения периода невесомости запуск маршевого двигателя 2-ой ступени производился при заранее включенном рулевом двигатели этой ступени.
На время своего создания ракета Р-36 обладала наиболее высоким энергомассовым совершенством (отношение массы полезной нагрузки, доставляемой на меж­континентальную дальность, к стартовой массе ракеты) среди всех жидкостных МБР, использующих высококипящие ком­поненты топлива.
Для ускорения работ 12 января 1964 года вышел Приказ ГКОТ «О развертывании работ по ракете Р-36», который определял ход дальнейших работ. Первоначально для Р-36 предполагалось разработать три варианта стартового комплекса: наземный автоматизированный, шахтный групповой унифицирован-ный (аналог комплекса «Шексна») и шахтный типа ОС. В 1964 году задание было скорректировано и в разработке остался только шахтный комплекс типа ОС. Комплексы предполагалось раз­мещать в позиционных районах с одиноч¬ными шахтными пусковыми установками (ШПУ типа «ОС»), разнесенными на такие расстояния, чтобы две пусковые установ­ки не могли быть поражены одним ядер­ным взрывом.
В начале 1962 года с новым предложением о создании защищенного наземного хранилища для ракеты Р-36 с автоматической компактной наземной стартовой системой вышел М.К. Янгель. НИИ-88 в своем заключении выступил против такого предложения, считая, что по этой схеме в дальнейшем нельзя построить достаточно стойких, с высокой боеготовностью, ракетных комплексов, было отмечено также, что применение для уменьшения высоты стартового стола нового двухскатного отражателя (предложение сотрудника НИИ-4 Я.И. Колтунова) будет примерно на порядок увеличивать силовые и тепловые нагрузки на кормовую часть ракеты.

Разработку наземного стартового комплекса 8П867 с двумя автоматизированными пусковыми установками для испытаний ракеты Р-36 (8К67) вело ГСКБ (КБТМ). В состав комплекса наземного оборудования, созданного в ГСКБ (КБТМ), вошли 26 вновь разработанных и 8 серийно выпускаемых агрегатов. В основу технологии стартового комплекса был заложен перенос на технологическую позицию основной части работ по подготовке и проверкам ракеты, сохранив на стартовой позиции только самые необходимые операции, автоматизировав при этом технологические процессы и максимально исключив присутствие людей у ракеты во время подготовки к пуску. В разработке наземного оборудования принимали участие КБТХМ и ЦКБТМ, строительные сооружения проектировал ЦПИ 31. В ГСКБ (КБТМ) был создан кантователь 15Т7 (руководитель проекта Ю.В.Ларионов), он был предназначен для снятия отсека 8Ф673, 8Ф674 с тележки машины 8М276 и пристыковки их к корпусу ракеты, установленной в шахте в вертикальном положении.

Для испытаний ракеты на НИИП-5 в шести километрах от площадки 43 были построены стартовый комплекс (площадка 67) и пункт радиоуправления (площадка 68). Для испытаний ракет в КБТМ под руководством В.П.Петрова в 1962-1963 годах был создан стационарный наземный стартовый комплекс с двумя автоматизированными пусковыми установками, в дальнейшем на его базе создан стартовый комплекс для РН «Циклон». Для летно-конструкторской отработки МБР Р-36 был сделан ком­пактный стартовый стол с двухскатным отражателем

Летные испытания ракеты Р-36 начались на НИИП-5 (Тюра-Там) 28 сентября 1963 года. В результате при пуске первой ракеты Р-36 она сгорела мгновенно еще на стартовом столе. Происшествие рассматривалось на коллегии ГКОТ. НИИ-88 доложил результаты экспериментального исследования ава­рийного случая на аэродинамической установке, эксперименты показали: так оно и должно быть, поскольку трубопроводы ДУ прогорают через 0,3 секунды после включения двигателя. Было дано поручение НИИ-88 впредь выдавать заключения о безаварийности пуска первой ракеты, выходящей на летно-конструкторские испытания.
По официальной версии авария произошла из-за ошибочной конструкции пускового стола, который был ниже требуемого по высоте, ракета сгорела на старте. Главный конструктор В.И.Петров был снят с занимаемой должности, на его место был поставлен В.Н.Соловьев. По неофициальной версии при запуске двигателей первой ступени ракеты Р-36 прогорел один из трубопроводов заправки и ракета сгорела, после увелечения степени защиты трубопровода, его дополнительной бронировки испытания продолжились. КБТМ пришлось изменять конструкцию пускового стола, вместо металлического газоотражателя был установлен железобетонный.

Второй пуск состоялся 3 декабря 1963 года и был успешным. В дальнейшем ЛКИ проходили нормально. Председателем государрственной комиссии был гене¬рал-лейтенант М.Г.Григорьев — пер­вый заместитель командующего ракетной армии.
В 1960 году на площадке 80 по проекту ЦКБ-34 (гл. конструктор Е.Г.Рудяк) был построен групповой шахтный стартовый комплекс «Шексна» для испытаний ракет Р-16У. В 1964 году стартовый комплекс был реконструирован для сравнительных испытаний ракет тяжелого класса трех типов: Р-16У (8К64У), Р-36 (8К67) и УР-200 (8К81). Каждая из шахт комплекса предназначалась только для одного из указанных типов ракет. Стационарную систему заправки для трех типов ракет 8К64У, 8К67 и 8К81 создали в КБТХМ под руководством гл. конструктора В.К.Филиппова. 13 января 1965 года был произведен первый пуск ракеты Р-36У из ШПУ (ствол “Б”)группового стар-тового комплекса «Шексна» на площадке 80 НИИП-5, он был неудачным. Первый пуск Р-36У с новой ШПУ одиночного старта (площадка 140) состоялся 27 апреля 1965 года.

В дальнейшем были построены ШПУ типа ОС на 102-109 и 141-142 площадках НИИП-5. Командный пункт для управления одиночными стартами разместили на площадке 111.
ЛКИ завершились 29 мая 1966 года, на них было произведено 38 пусков ракет. Из них в 1963 году — два, в 1964 году — 14, из ШПУ типа ОС в 1965 -1966 годах — 20. Испытания ракетной техники, к сожалению, из-за ее новизны и сложности непрерывно сопровож-далось людскими порерями, так на заключительном этапе испытаний МБР Р-36 на площадке 102 на НИИП-5 во время отстыковки наполненного соединения системы заправки окислителя от горловины 1 ступени заправочного макета ракеты произошео ппролив АТ в ШПУ, в результате отравления погиб военнослужащий и был госпитализирован механик-испытатель КБТХМ Ветлич.
В июле 1965 года начались летные испытания средств преодоления ПРО системы «Лист» для ракеты Р-36. В 1966 году с мая по 1 сентября было проведено 12 пусков ракеты 8К63Л по району оз. Балхаш с “тяжелой” головной частью МБР Р-36 в интересах отработки комплекса средств ПРО (система “Лист”). В декабре 1965 года началось серийное производство ракет Р-36.

Боевой стартовый комплекс с ШПУ типа ОС для ракет Р-36, принятый на вооружение РВСН, был разработан в ЦКБ-34 (главный конструктор Е.Г.Рудяк).
Боевой стартовый комплекс типа ОС с МБР Р-36 имел в своем составе 6 рассредоточенных боевых стартовых позиций, на каждой из которых размещалась одиночная шахтная пусковая установка (ШПУ). Вблизи одной из боевых стартовых пози¬ций размещался командный пункт боево-го ракетного комплекса, связанный линиями системы боевого управления и связи со всеми стартовыми позициями.
ШПУ типа ОС состояла из оголовка, где размещались источники электропитания, технологическое оборудование и технические системы, и вертикального ствола с нижней частью шахты, в котором внутри пускового стакана нахо¬дилась заправленная компонентами топ­лива ракета с пристыкованной головной частью. В нижней части вертикаль­ного ствола шахты располагалось пусковое устройство с газоотражателем, обес¬печивавшим нормальные условия газоди¬намического старта ракеты. Газовый поток от работающей двигательной установки 1-ой ступени отводился с помощью рассекателя (газоотражателя) газовых потоков, установленного в нижней части ПУ, в газоотводящие устройства, размещенные вдоль ствола пускового стакана и в оголовке шахты в одной диаметральной плоскости. Безударный выход ракеты при пуске определялся на¬правляющими, расположенными в одной диаметральной плоскости на внутренней поверхности пускового стакана, и бугеля¬ми, закрепленными на первой ступени ракеты. После выхода ракеты из ШПУ бугели сбрасывались. Пусковой стол и стакан были неповоротными (не имели устройств и механизмов азимутального наведения), в отличие от ШПУ «Шексна» для МБР Р-16У, так как разворот ракеты в заданную плоскость стрельбы по азимуту обеспечивался ее системой управления после выхода из ШПУ. ШПУ перекрыва­лась специальным защитным устройством сдвижного типа, обеспечивав-иим герметизацию ствола шахты и защиту ракеты от поражающих факторов ядер­ного взрыва.
После установки ракеты Р-36 в шахту и ее заправки внутренние полости топливных баков изолировались от атмосферы, что обеспечивало сохранение стабильных свойств компонентов топлива. Для длительного хранения зап-равленной ракеты в шахте, ШПУ имела систему поддержания темпе-ратуры и влажности воздуха. Для заправки применялись передвижные заправочные средства. Заправка компонентами топлива осуществля-лась при постановке ракеты на боевое дежурство, после чего ракета ампулизировалась. Ампулизированная ракета хранлась в заправленном и боеготовом состоянии в течение всего гарантийного срока эксплуатации.
Подготовка к пуску и пуски ракет со стартовых позиций могли производиться дистанционно — с командного пункта бое­вого ракетного комплекса или автономно — с каждой стартовой позиции из оголовка ПУ.

В 1964 году МБР Р-36 вместе с другой техникой демонстрировалась высшему руководству страны.
Ракетный комп¬лекс с межконтинентальной ракетой Р-36 был принят на вооружение в июле 1967 года. Первый ракетный полк в составе шести ШПУ типа ОС стал на боевое дежурство 5 ноября 1966 года (г.Ужур, командир В.И.Ракита). По западным данным развертывание ракет Р-36 началось в 1965 году. Последний полк с ракетами Р-36 заступил на боевое дежурство в 1972 году. Максимальное число развернутых ШПУ с МБР Р-36 270 было в 1972 году. Последние 60 ракет сняты с боевого дежурства в 1980 году.
Создание межконтинентальной ракеты Р-36 «тяжелого» класса определялось потребностями эффективного поражения целей различных классов, как площадных слабозащищенных, так и малоразмерных высокопрочных. В 1960-х годах из-за недостаточной точности автономных инерциаль-ных систем управления повышение мощ­ности ядерных боезарядов было вполне оправданным.
Сочетание высокой точности и мощности боевого заряда сделало комплекс с ракетой Р-36 первым советским РК, способным представить реальную угрозу МБР США.
На базе ракеты Р-36 созданы модификации: Р-36П, первая в мире МБР тяжелого класса с разделяющейся ГЧ; Р-36орб — единственная в мире боевая глобальная ракета с неограниченной дальностью стрельбы, сыгравшая решающую роль при заключении договора по ПРО; а также ракеты-носители 11К69 “Циклон-2” и 11К68 “Циклон-3”, разработка которых была начата по Постановлению СМ СССР от 24 августа 1965 года для обеспечения запусков космических аппаратов типов ИС и УС.
В дальнейшем ракеты Р-36 были модернизированы прямо в ШПУ и получили обозначение Р-36 УТТХ.
В связи с необходимостью повы-шения живучести отечественных МБР шахтного базирования Е.Г.Рудяк предложил создать для ракет Р-36 новую ШПУ с защищенностью в пять раз более высокой чем у стандартных ШПУ за счет создания мощной пружинной амортизации ракеты. Такую ШПУ (комплекс «67П») начали строить на НИИП-5, но из-за мо-рального старения ракеты Р-36 работы были приостановлены и реализованы только в начале 1970-х годов для ракетных комплексов следующего поколения с МБР Р-36М, МР-УР-100 и др.

ХАРАКТЕРИСТИКИ

Разработчик ОКБ-586 (КБ “Южное”)
Главный конструктор М.К.Янгель
Ведущий конструктор М.И.Галась
Изготовитель ЮМЗ
Код НАТО SS-9 Mod 1&2 Scarp
Тип комплекса ракетный комплекс с ампулизированной тяжелой МБР и ШПУ типа ОС, второго поколения
Состояние принят на вооружение 21 июля 1967 года. В начале 1970-х годов ракеты доведены до уровня Р-36УТТХ
Ракета ампулизированная Р-36 (8К67)
Дальность стрельбы, км:
— легким блоком 15200-15500
— тяжелым блоком 10000-10200
Точность стрельбы (КВО), м 1300-1900 (предельное отклонение с тяжелой ГЧ — +4500-5000)
Тип головной части моноблочная термоядерная с тяжелым 8Ф675 и легким боевым блоками 8Ф673, 8Ф674 и со средствами преодоления системы ПРО
Мощность заряда, Мт:
— легкого боевого блока 8 (5)
— тяжелого боевого блока 18-20 (10)
Вес головной части, кг:
— с тяжелым блоком 5825
— с легким блоком 3950
Вес боевого блока, кг:
— легкого 2852
— тяжелого 4560
Система радиотехнической защиты ГЧ:
— тип “Лист”
— вес, кг 272
Система управления инерциальная с гиростабилизированной платформой
— разработчик НИИ-692
— гл. конструктор В.Г.Сергеев
— изготовители з-д “Арсенал” (г.Киев), Киевский радиозавод, з-д “Коммунар”
— вес приборов, кг 752
— разработ. командн. прибор. НИИ-944
— гл. конструктор
команд. приб. В.И.Кузнецов
Система прицеливания с помощью наземных оптических приборов
— тип автоматическая 15Ш12
— разработчик ЦКБ-784 (ЦКБ “Арсенал”)
— гл. конструктор С.П.Парняков
— руководитель работ И.А.Нечаев
— ведущий конструктор А.С.Галушко
Органы управления по четырех-камерному рулевому ЖРД
на каждой ступени
Разделение ступеней за счет
тормозных РДТТ I ступени
Отделение головн. части за счет тормозных РДТТ II ступени
Тип старта газоденамический из ШПУ за счет собственных двигателей
Число ступеней ракеты 2
Размеры ракеты, м:
— длина с тяжелым блоком 31,7-32,2
— длина с легким блоком 34,5
— макс. диаметр корпуса, м 3,05
— диаметр описанной окружности, м 3,6
Стартовый вес, т:
— с легкой ГЧ 182,0 (179)
— с тяжелой ГЧ 183,895-183,9
Вес пустой ракеты, т 17,737
Горючее НДМГ
Вес горючего, т 48,5
Окислитель АТ
Вес окислителя, т 121,7
Вес топлива, т 166,9-170,2
Корпус топливных баков сплав АМг-6
Гарантийный срок хранения ракеты в заправленном состоянии, лет 5-7,5
Время пуска ракеты из полной боевой готовности, мин 4
Обобщнный показатель надежности 0,95
Условия боевого применения:
— в любых метеоусловиях
— скорость ветра, м/с до 25
— температура воздуха, 0С от -40 до +50
— до и после ядерного воздейсвия
Первая ступень:
Размеры, м:
— длина 18,9
— диаметр 3,0
Вес, т:
— пустой 6,4
— стартовый 122,3
— топлива 118,9
Двигатель 6- камерный ЖРД РД-251 (8Д723) с ТНА открытой схемы (3 блока двухкамерных ЖРД РД-250)
— разработчик ОКБ-456
— главный конструктор В.П.Глушко
— тяга на земле, тс 241
— тяга в пустоте, тс 270,4-270,7
— удельный импульс у земли, с 267,8-270
— удельный импульс в пустоте, с 300,3
— давление в камере сгоран., кгс/см2 85
— геометрическая степеь расширения сопла 14,7
— соотношение компонентов топлива 2,6
— время работы, с 120
— высота, м 1,762
— диаметр, м 2,52
— сухой вес, кг 1729-1730
Рулевой двигатель 4-камерный ЖРД РД-855 (8Д68М)
— разработчик КБ-4 КБ “Южное”
— гл. конструктор И.И.Иванов
— угол поворота камеры, град. +41
— соотношение компонентов топлива 1,97
— тяга, тс:
у земли 29,1
в пустоте 33,453
— удельный импульс, с:
у земли 254
в пустоте 292
— число включений 1
— время работы, с 127
— высота, м 0,98-1,741
— диаметр, м 3,45
— вес, кг 320
Вторая ступень:
Размеры, м:
— длина 9,4
— диаметр 3,0
Вес ступени, т:
— пустой 3,7
— стартовый 49,3
Двигатель 2-х камерный ЖРД РД-252 открытой схемы
— разработчик ОКБ-456
— главный конструктор В.П.Глушко
— тяга в пустоте, тс 92-95,9
— удельный импульс в пустоте, с 315,3-317
— геометрическая степень расширения сопла 46,1
— давление в камере сгоран., кгс/см2 91
— соотношение компонентов топлива 2,6
— время работы, сек 160
— высота, м 2,168
— диаметр, м 2,59
— сухой вес, кг 715-725
Рулевой двигатель 4-камерный ЖРД РД-856 (8Д69М)
— разработчик КБ-4 КБ “Южное”
— гл. конструктор И.И.Иванов
— угол поворота камеры, град. +30
— соотношение компонентов топлива 1,98
— тяга в пустоте, тс 5,53
— уд. импульс в пустоте, с 280,5
— число включений 1
— время работы, с 163
— высота, м 0,9-1,122
— диаметр, м 3,35
— вес, кг 112,5
Боевой стартовый комплекс (БСК):
Разработчик КБСМ (ЦКБ-34)
Главный конструктор Е.Г.Рудяк
Число ШПУ в БСК 6
Расстояние между ШПУ, км 8-10
Пусковая установка:
Тип пусковой установки шахтная типа ОС (ОС-67)
Разработчик КБСМ (ЦКБ-34)
Главный конструктор Е.Г.Рудяк
Защитное устройство ШПУ плоская сдвижная по рельсам крыша
Амортизация местная с
тарельчатыми пружинами в конструкции бугелей ракеты
Размеры шахты, м:
— диаметр ствола 8,3
— диаметр пускового стакана 4,64
— высота 41,5
Система внутреннего электроснабжения:
— разработчик ЦПИ-31 МО
Число ракет в ШПУ 1
Уровень защищенности от ударной волны ядерного взрыва, кгс/см2 2
Командный пункт:
Тип подземный защищенный
Число КП в БСК 1
Разработчик СДУК НИИАП
Уровень защищенности от ударной волны ядерного взрыва, кгс/см2 10
Установщик ракеты в шахту:
Разработчик НКМЗ
Гл. конструктор Ю.И.Попов
Средства доставки и заправки компонентами топлива:
Разработчик КБТХМ
Гл. конструктор В.К.Филиппов
Наземный стартовый комплекс:
Тип 8П867
Разработчик ГСКБ (КБТМ)
Пусковое устройство наземное 8У255
Подъемно-установочный агрегат:
Тип 8Т178 и 8Т178П
Разработчик ГСКБ (КБТМ)
Тягач с пневмоприводом 8Т181
Стационарный установщик:
Тип 8У256
Разработчик ЦКБТМ
Термочехол головной части:
Тип электрический 15А6
Термочехол головной части:
Тип электрический 8Ф020 и 8Ф020П
Разработчик ГСКБ (КБТМ)
Пульт 8Н894-1
Назначение для термостатирования ГЧ 8Ф674
Кантователь:
Тип 15Т7
Разработчик ГСКБ (КБТМ)
Назначение кантование головных частей 8Ф673, 8Ф674 и 8Ф675

А.В.Карпенко, ВТС «БАСТИОН», 20.01.2019

Источники:
Карпенко А.В., Уткин А.Ф., Попов А.Д. «Отечественные стратегические ракетные комплексы». СПб: Невский Бастион – Гангут, 1999 г., 288 с.
Karpenko A.W., Popov A.D., Solomonov Ju.S., Utkin A.F. “Sowjetisch-russische strategische raketenkomplexe”. Elbe-Dnjepr-verlag, 2006
Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро «Южное», Днепропетровск: ГКБЮ, 2000
Создатели ракетно-ядерного оружия и ветераны-ракетчики рассказывают. – М.: ЦИПК, 1996. С. 204

РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ 11К68 «ЦИКЛОН-3»
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ 11К69 «ЦИКЛОН-2»
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС 8П767 С ТЯЖЕЛОЙ МБР Р-36 УТТХ (8К67МА)
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС С ТЯЖЕЛОЙ ОРБИТАЛЬНОЙ МБР Р-36ОРБ (8К69)
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС С ТЯЖЕЛОЙ МБР Р-36П (8К67П)
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС 15П018М «ВОЕВОДА» ВЫСОКОЙ ЗАЩИЩЕННОСТИ С ТЯЖЕЛОЙ МБР Р-36М2 (15А18М)
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС 8П764 “ШЕКСНА-В” С МБР ТЯЖЕЛОГО КЛАССА Р-16У (8К64У)
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС 8П864 “ШЕКСНА-Н” С МБР ТЯЖЕЛОГО КЛАССА Р-16 (8К64)
ЮЖНОЕ КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО ИМЕНИ М.К. ЯНГЕЛЯ (УКРАИНА)



____
© А.В.Карпенко 2009-2019/A.V.Karpenko 2009-2019
Page Rank CheckЯндекс цитированияMap