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 С ТЯЖЕЛОЙ ОРБИТАЛЬНОЙ МБР Р-36ОРБ (8К69). MISSILE SYSTEM WITH THE HEAVY ORBITAL ICBM R-36ORB (8K69)



РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС С ТЯЖЕЛОЙ ОРБИТАЛЬНОЙ МБР Р-36ОРБ (8К69)
MISSILE SYSTEM WITH THE HEAVY ORBITAL ICBM R-36ORB (8K69)

Разработка орбитальной ракеты Р-36орб на базе тяжелой МБР Р-36 задана Постановлениями СМ СССР от 16 апреля 1962 года, от 10 марта 1964 года и от 30 июня 1965 года. Эскизный проект орбитальной ракеты Р-36орб (8К69) выполнен в декабре 1962 года. Она создана на базе конструкции ракеты Р-36 (8К67), использовались и 1-ая и 2-ая ступени ракеты с незначительными изменениями конструкции.
Орбитальные ракеты обеспечивали неограниченную дальность полета, позволяющую поражать цели, недосягае­мые для межконтинентальных баллистических ракет, а также возможность пора¬жения одной и той же цели с двух взаимо противоположных направлений. Это по¬зволяло РВСН планировать эффективный ракетно-ядерный удар по важнейшим це¬лям на территории США с южного на¬правления, где у потенциального против¬ника в то время не была развернута сис­тема предупреждения о ракетном напа¬дении и отсутствовали поражающие средства противоракетной обороны.
Для разрабатываемой ракеты Р-36орб была создана специальная орбитальная ступень — орбитальная головная часть, которая состояла из корпуса, приборного отсека с системой управления, тормозной двигательной установки (ТДУ) и боевого блока (ББ) с термоядерным зарядом.
Р-36 орб представляла собой двухступенчатую жидкостную ракету с орбитальной ГЧ. Энергетические возможности МБР позволяли при некотором снижении массы ГЧ произвести вывод ее на круго­вую или слабоэллиптическую орбиту вокруг Земли.

На ракете Р-36орб (8К69) впервые были внедрены: радиовысотомер РВ-21, осуществляющий двухкратное измерение высоты орбиты и выдающий информацию в счетно-решающее устройство для определения времени включения тормозной двигательной установки; использование основной системы управления для полета на орбитальном участке траектории, для чего приборный отсек отделялся вместе с орбитальной головной частью (ОГЧ); система управления орбитальной ступени СУОС — для ориентации и стабилизации ОГЧ на орбитальном участке траектории.

На ракете Р-36орб вместо единого приборного отсека ракеты Р-36 устанавливались приборный отсек уменьшенных габаритов и переходник. После выведения на расчетную орбиту приьборный отсек отделялся от корпуса ракеты и вместе с ОГЧ совершал орбитальный полет. Состав аппаратуры СУ был изменен, добавлен радиовысотомер системы “Каштан”. На Р-36орб обеспечивался разворот ракеты в полете до заданного азимута стрельбы в диапазоне углов +1800.
В хвостовом отсеке 2-ой ступени не устанавливались контейнеры с ложными целями и ПРД системы защиты от средств ПРО.

Спуск ОГЧ с орбиты обеспечивался тормозной ступенью. Она имела собственную тормозную двигательную установку (ТДУ), автомат стабилизации с гирогоризонтом и гировертикантом, и автомат управления дальностью, выдающим команду на выключение ТДУ. Для ступени в КБ “Южное” под руководством И.И.Иванова был создан тормозной однокамерный двигатель РД-854 (8Д612), который разрабатывался в 1962-1967 года и служил для торможения и управления орбитальной головной частью ракеты Р-36орб (8К69) по всем каналам стабилизации. Управление производилось перераспределением выхлопных газов турбины между стационарными рулевыми соплами с помощью газораспределителей. Двигатель РД-854 имел турбонасосную систему подачи компонентов топлива и был выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Он работал на основных компонентах топлива. В двигателе была применена трубчатая камера ракеты.

ТДУ прошла огневые стендовые испытания и самолетные испытания в условиях невесомости.
После отделения ОГЧ коррекция ее углового положения производилась так, чтобы к моменту первого включения радиовысотомета РВ-21 ось антенны была направлена к геоиду. Проведение коррекции обеспечивало движение ОГЧ по орбите с углами атаки 0 градусов. В расчетный момент времени производилось первое измерение высоты, затем тормозная коррекция высоты, второе измерение высоты, ускоренный разворот ОГЧ в положение спуска с орбиты. Перед спуском с орбиты производилась 180 секундная выдержка для отработки угловых возмущений и успокоения ОГЧ, затем запуск тормозной двигательной установки и отделение приборного отсека, выключение ТДУ и его отделение от боевого блока через 2-3 с. Отделение тормозной двигательной установки от головной части обеспечивалось сбрасыванием давления из топливных баков через специальные сопла.

С целью упрощения стартового сооружения заправка и ампулизация топливного отсека ОГЧ производилась на стационарном пункте заправки.
Разработку наземного стартового комплекса 8П869 для испытаний ракеты 8К69 вело ГСКБ (КБТМ) на базе комплекса 8П867.
Для комплекса наземного оборудования в КБТМ были созданы следующие изделия: стыковочно-изометрическа машина 15Т14; кантователь 15Т18 (руководитель проекта Ю.В.Ларионов), он предназначен для снятия отсека 8Ф021 с изометрической машины 15Т14 и укладки его на тележку 15Т19; термочехол 15Я5 (руководитель проекта Р.Б.Щербачев), он предназначен для сохранения теплового режима отсека 8Ф021 в период транспортировки его в изометрической машине 15Т14 и при выполнении технологических операций с отсеком (стыковка — отстыковка).

Летные испытания ракеты начались 16 декабря 1965 года с наземной пусковой установки 8У255 на полигоне НИИП-5 под Тюра-Тамом. Председа­тель государственной комиссии генерал-лейтенанта Ф.П.Тонких — начальника Военной академии им. Ф. Дзержинского. В 1966 году было выполнено четыре успешных пуска ракет Р-36-О (Р-36орб) с наземной ПУ, в даль-нейшем пуски проводились из ШПУ типа ОС, расположенных на площадках 160-162 НИИП-5. В 1967 году провели 10 пусков ракеты Р-36орб. По программе летных ис-пытаний были запущены орбиталь-ные головные части — искуственные спутники Земли (ИСЗ), которым были присвоены офицальные наименова-ния для регистрации международ-ными организациями, “Космос-139”, “Космос-160”, “Кос¬мос-169”, “Космос-170”, “Космос-171”, “Космос-178”, “Космос-179”, “Кос¬мос-183”, “Космос-187”, “Космос-218”, “Космос-244”, “Космос-298”, “Космос-316”, “Космос-651”, “Космос-654” и ряд других аппаратов, при этом орбитальная головная часть выводилась на круговую или слабо эллиптическую орбиту вокруг Земли с наклонением около 50 градусов. Летные испытания были завершены 28 мая 1968 года, на них было запущено 19 ракет, в том числе 13 на дальность в 40000 км по району Новая Казанка с облетом Земного шара, 4 по району “Кура”, 2 по району “Акватория”, 4 пуска были аварийными. Пуски проводились в восточном направлении, к боевому полю ракеты приходили с Запада.
По результатам испытаний конструкция ракеты была доработана: все соединения заправочно-сливных магистралей питания ЖРД ракеты стали сварными за исключением четырех соединений ампулизирующих мембранных заглушек; сварными выполнили соединения газогенераторов наддува баков окислителя обеих ступенией; перенесли заправочно-сливные клапаны в хвостовые отсеки ступеней и др.
Американская сторона впервые объявила о том, что в СССР прово-дятся испытания системы Fractional Orbital Bombardment System («частично-орбитальной бомбардировки», FOBS) только 3 ноября 1967 года. В зарубежных источниках она иногда называлась Scarp/Nockout.

Ракета Р-36орб впервые открыто показана на военном параде в Москве 7 ноября 1967 года, но без рулевых двигателей второй ступени и с нестандартной головной частью. Ее возили для устрашения иностранцев со специально изготовленной удлиненной головной частью.
Ракетный комплекс Р-36орб был принят на вооружение 19 ноября 1968 года. Первая ракетная бригада с МБР Р-36орб (в различных источниках встречаются другие обозначения ракеты: ОР-36 или Р-36-О) заступил на боевое дежурство 25 августа 1969 года на НИИП-5, командир А.В.Милеев. Бригада осталась единственной в составе РВСН с этим комплексом. В составе бригады было развернуто до 18 шахтных пусковых установок.
Последний пуск Р-36орб по частично-орбитальной траектории состоялся в августе 1971 года.
Малая высота полета орбитальной головной части (150-180 км) затрудняла их перехват средствами ПРО, так как надежное обнаружение, точное измерение параметров дви­жения и селекция целей проводится в системах ПРО только в условиях прямой видимости надгоризонтными радиолокационными станциями.
Разработанная орбитальная ракета Р-36орб (8К69) является единственной в мире боевой глобальной ракетой с неограниченной дальностью полета. Ракета обладала повышенными возможностями преодоления системы ПРО в результате подхода к цели с прямого или обратного направления.
По Договору ОСВ-2 частично-орбитальные ракеты были запрещены; 12 из 18 ШПУ должны были быть ликвидированы, а оставшиеся 6 ШПУ после переоборудования могут быть использованы для испытаний усовершенствованных тяжелых МБР.

ХАРАКТЕРИСТИКИ

Разработчик ОКБ-586 (КБ “Южное”)
Главный конструктор М.К.Янгель
Ведущий конструктор М.И.Галась
Изготовитель ЮМЗ
Код НАТО SS-9 Mod 3 (F-1-r) Scarp/Nockout; (FOBS) — Fractional Orbital Bombardment System
Тип комплекса ракетный комплекс
с орбитальной МБР и
ШПУ типа ОС,
второго поколения
Состояние на вооружении
с 19 ноября 1968 года, на боевом дежурстве с 25 августа 1969 года.
Снят с вооружения в январе 1983 года
Ракета Р-36-О (Р-36орб,
ОР-36, 8К69)
Дальность стрельбы, км:
— при пусках на Восток неограничена
— при пусках на Запад 15000-34000
Высота орбиты блока, км 150-180
Точность стрельбы (КВО), км 1,1 (предельное отклонение +4,5…+5)
Головная часть:
— тип головной части орбитальная головная часть 8Ф021 с термоядерным боевым блоком 8Ф673
— вес заправленной, кг 3648
— мощность заряда, Мт 2,3
— вес боевого блока, кг 1410
— вес средств преодоления ПРО, кг 238
— длина, м 2,14
— диаметр, м 1,42
— длина отсека управления, м 1,79
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:
— 1 и 2 ступеней по 4-камерному рулевому ЖРД на каждой ступени
— орбитальная ступень перераспре-делением выхлопных газов между четырьмя стационарными соплами
Разделение ступеней за счет
тормозных РДТТ I ступени
Отделение орбитальной ступени за счет тормозных РДТТ II ступени
Тип старта газодинамический из ШПУ
Число ступеней ракеты 2
Размеры ракеты, м:
— длина полная 32,65
— макс. диаметр корпуса, м 3,05
Стартовый вес, т 181,297-182
Все заправленных 1-ой и 2-ой ступеней,т 167,4
Тип горючего НДМГ
Вес горючего, т 48,5
Тип окислителя АТ
Вес окислителя, т 121,7
Гарантийный срок хранения ракеты в заправленном состоянии при регламенте 1 раз в два года, лет 7
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 18,87
— диаметр 3,0
Вес ступени, т:
— пустой 6,4
— стартовый 122,3
Двигатель 6- камерный ЖРД
РД-251 с ТНА
(3 блока по 2 камеры)
— разработчик ОКБ-456
— главный конструктор В.П.Глушко
— тяга в пустоте, тс 270,4
— время работы, с 120
— высота, м 2,88
— диаметр, м 2,52
— сухой вес, кг 1730
Рулевой двигатель 4-камерный ЖРД РД-855 (8Д68М)
— разработчик КБ-4 КБ “Южное”
— гл. конструктор И.И.Иванов
— угол поворота камеры, град. 42
— тяга у земли, тс 29,1
— удельный импульс, с:
у земли 254
в пустоте 292
— число включений 1
— время работы, с 127
— высота, м 0,98
— диаметр, м 3,45
— вес, кг 320
Вторая ступень:
Размеры, м:
— длина 10,3
— диаметр 3,0
Вес ступени, т:
— пустой 3,7
— стартовый 49,3
Двигатель 2-камерный ЖРД РД-252
— разработчик ОКБ-456
— главный конструктор В.П.Глушко
— тяга в пустоте, тс 120
— время работы, сек 160
— высота, м 2,68
— диаметр, м 2,59
— сухой вес, кг 725
Рулевой двигатель 4-камерный ЖРД РД-856 (8Д69М)
— разработчик КБ-4 КБ “Южное”
— гл. конструктор И.И.Иванов
— угол поворота камеры, град. 50
— тяга в пустоте, тс 5,53
— уд. импульс в пустоте, с 280,5
— число включений 1
— время работы, с 163
— высота, м 0,9
— диаметр, м 3,35
— вес, кг 112,5
Орбитальная ступень:
Тормозной двигатель однокамерный ЖРД РД-854 (8Д612) с ТНА без дожигания генерарного газа
— разработчик КБ-4 ОКБ-586
— гл. конструктор И.И.Иванов
— годы разработки 1962…1967 гг.
— соотношение компонентов топлива 2,02
— тяга в пустоте, тс 7,7
— уд. импульс в пустоте, с 312,2
— количество включений 1
— время работы на режиме, с 70
— диаметр оси среза рулевого сопла, м 1,53
— высота, м 1,505
— вес, кг 100
Горючие НДМГ
Окислитель АТ
Вес топлива, кг 2000
Боевой стартовый комплекс (БСК):
Разработчик КБСМ
Гл. конструктор Е.Г.Рудяк
Число ШПУ в БСК 6
Расстояние между ШПУ, км 8-10
Пусковая установка:
Тип ПУ шахтная типа ОС
8П769 (ОС-69, 8К69-ОС)
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
Число ракет в ШПУ 1
Система внутреннего электроснабжения:
— разработчик ЦПИ-31 МО
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 8П869
Разработчик ГСКБ (КБТМ)
Пусковое устройство наземное 8У255
Подъемно-установочный агрегат:
Тип 8Т178 и 8Т178П
Разработчик ГСКБ (КБТМ)
Тягач с пневмоприводом 8Т181
Стационарный установщик 11У213
— разработчик ЦКБТМ
Термочехол головной части:
Тип электрический 15Я5
Изометрическая машина:
Тип 15Т14
Разработчик ГСКБ (КБТМ)
Назначение транспортировка и хранение головной части 8Ф021
Кантователь:
Тип 15Т18
Разработчик ГСКБ (КБТМ)
Назначение кантование головной части 8Ф021
Транспортная тележка 15Т19

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 (8К67)
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС 8П767 С ТЯЖЕЛОЙ МБР Р-36 УТТХ (8К67МА)
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