Стратегический ракетный комплекс Р-36 с орбитальной ракетой 8К69

    Базирование:

    Шахтная ПУ

    Система управления:

    Программное управление

    Боевая часть:

    Спецбоеприпас

    Применение:

    Стратегические

    Страна:

    Россия

    Дальность:

    40000 км.

    Год разработки:

    1968 г.

    Стратегический ракетный 
комплекс  Р-36 с орбитальной ракетой 8К69Разработка стратегического ракетного комплекса Р-36 с орбитальной ракетой 8К69 на базе межконтинентальной баллистической ракеты 8К67 была задана Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 16 апреля 1962 года. Создание ракеты и орбитального блока было поручено ОКБ-586 (ныне КБ «Южное»; Главный конструктор М. К.Янгель), ракетных двигателей - ОКБ-456 (ныне НПО "Энергомаш"; Главный конструктор В. П.Глушко), система управления - НИИ-692 (ныне КБ «Хартрон»; Главный конструктор В. Г.Сергеев), командные приборы - НИИ-944 (ныне НИИКП; Главный конструктор В. И.Кузнецов). Боевой стартовый комплекс разрабатывался в КБСМ под руководством Главного конструктора Е. Г.Рудяка.

    Орбитальные ракеты по сравнению с баллистическими обеспечивают следующие преимущества:

    · неограниченную дальность полёта, позволяющую поражать цели, недосягаемые для баллистических межконтинентальных ракет;

    · возможность поражения одной и той же цели с двух взаимно противоположных направлений, что вынуждает вероятного противника создавать противоракетную оборону как минимум с двух направлений и затрачивать значительно больше средств. Например, оборонительная линия с северного направления - "Safeguard", стоила США десятки млрд долларов.;

    · меньшее время полёта орбитальной головной части по сравнению со временем полёта головной части баллистических ракет (при пуске орбитальной ракеты по кратчайшему направлению);

    · невозможность прогнозирования района падения боевого заряда ОГЧ при движении на орбитальном участке;

    · возможность обеспечения удовлетворительных точностей попадания в цель при очень больших дальностях пуска;

    · способность эффективно преодолевать существовавшую противоракетную оборону противника.

    Уже в декабре 1962 года был выполнен эскизный проект, а в 1963 году началась разработка технической документации и изготовление опытных образцов ракеты. Летные испытания были завершены 20 мая 1968г.

    Принят на вооружение постановлением Правительства СССР от 19 ноября 1968г.

    Первый и единственный полк с орбитальными ракетами 8К69 заступил на боевое дежурство 25 августа 1969г. на НИИП-5. В составе полка было развернуто 18 пусковых установок.

    Орбитальные ракеты 8К69 были сняты с боевого дежурства в январе 1983г. в связи с заключением Договора об ограничении стратегических вооружений (ОСВ-2), в котором был оговорен запрет на подобные системы. В дальнейшем на базе ракеты 8К69 было создано семейство ракетоносителей "Циклон".

    Код НАТО - SS-9 Mod 3 "Scarp"; в США имела также обозначение F-1-r.

    Состав

    Ракетный комплекс - стационарный, с защищенными от наземного ядерного взрыва шахтными пусковыми установками (ШПУ) и КП. Пусковая установка - шахтная типа "ОС". Способ старта - газодинамический из ШПУ. Ракета - межконтинентальная, орбитальная, жидкостная, двухступенчатая, ампулизированная. Боевое оснащение ракеты - орбитальная головная часть (ОГЧ) 8Ф021 с тормозной двигательной установкой (ТДУ), системой управления, боевым блоком (ББ) с зарядом мощностью 2,3 Мт и системой радиотехнической защиты ОГЧ.

    В процессе полета орбитальной ракеты осуществляются:

    1. Разворот ракеты в полете до заданного азимута стрельбы (в диапазоне углов +180°).

    2. Разделение I и II ступеней.

    3. Выключение двигателей II ступени и отделение управляемой ОГЧ.

    4. Продолжение автономного полета ОГЧ по орбите искусственного спутника Земли, управление ОГЧ с помощью системы успокоения, ориентации и стабилизации.

    5. После отделения ОГЧ коррекция ее углового положения таким образом, чтобы к моменту первого включения радиовысотомера РВ-21 ось антенны была направлена к геоиду.

    6. После проведения коррекции ОГЧ движение по орбите с углами атаки О градусов.

    7. В расчетный момент времени первое измерение высоты полета.

    8. Перед вторым измерением тормозная коррекция высоты полета.

    9. Второе измерение высоты полета.

    10. Ускоренный разворот ОГЧ в положение спуска с орбиты.

    11. Перед спуском с орбиты выдержка в течение 180 с для отработки угловых возмущений и успокоения ОГЧ.

    12. Запуск тормозной двигательной установки и отделение приборного отсека.

    13. Выключение тормозной ДУ и отделение (через 2-3 с) отсека ТДУ от ББ.

    Такая схема полета орбитальной ракеты и определяет ее основные конструктивные особенности. К ним, прежде всего, относятся:

    · наличие тормозной ступени, предназначенной для обеспечения спуска ОГЧ с орбиты и оснащенной собственной двигательной установкой, автоматом стабилизации (гирогоризонт, гировертикант) и автоматом управления дальностью, выдающим команду на выключение ТДУ;

    · оригинальный тормозной двигатель 8Д612 (разработка КБ "Южное"), работающий на основных компонентах топлива ракеты;

    · управление дальностью полета путем варьирования времени выключения двигателей II ступени и времени запуска ТДУ;

    · установка в приборном отсеке ракеты радиовысотомера, осуществляющего двукратное измерение высоты орбиты и выдающего информацию в счетно-решающее устройство для выработки коррекции времени включения ТДУ.

    Наряду с отмеченными выше конструкция ракеты (см. схему) имеет следующие особенности:

    · использование в качестве I и II ступеней ракеты соответствующих ступеней ракеты 8К67 с незначительными изменениями конструкции;

    · установка в приборном отсеке ракеты системы СУОС, обеспечивающей ориентацию и стабилизацию ОГЧ на орбитальном участке траектории;

    · заправка и ампулизация топливного отсека ОГЧ на стационарном пункте заправки с целью упрощения стартового сооружения.

    Изменение конструкции I и II ступеней баллистической ракеты 8К67 при использовании их в составе орбитальной ракеты сводится в основном к следующему:

    · вместо единого приборного отсека на орбитальной ракете устанавливаются приборный отсек с уменьшенными габаритами и переходник, в которых размещается аппаратура СУ. После выведения на расчетную орбиту приборный отсек с размещенной в нем аппаратурой СУ отделяется от корпуса и вместе с ОГЧ совершает орбитальный полет до момента запуска тормозного двигателя 8Д612 отсека управления ОГЧ;

    · в хвостовом отсеке II ступени ракеты не устанавливаются контейнеры с ложными целями и ПРД системы защиты от средств ПРО;

    · изменен состав и компоновка приборов СУ, дополнительно устанавливается радиовысотомер (система "Каштан").

    По результатам летных испытаний конструкция ракеты была доработана:

    · все соединения заправочно-сливных магистралей питания двигателей ракеты выполнены сварными, за исключением четырех соединений ампулизирующих мембранных заглушек, устанавливаемых на заправочно-сливные магистрали;

    · соединения газогенераторов наддува баков окислителя I и II ступеней с баками выполнены сварными;

    · заправочно-сливные клапаны установлены на корпусах хвостовых отсеков I и II ступеней;

    · аннулирован клапан слива горючего II ступени;

    · фланцы под разъемные соединения мембранных узлов на входе в ТНА основных и рулевых двигателей заменены приварными патрубками или фланцами под сварку с магистралями;

    · в местах сварки узлов из нержавеющих сталей с элементами баков из алюминиевых сплавов применены прочно-плотные биметаллические переходники, изготовленные штамповкой из биметаллического листа.

    Условия боевого дежурства ракеты - ракета находится в боевой готовности в ШПУ в заправленном состояни. Боевое применение - в любых метеоусловиях при температурах воздуха от - 40 до + 50°С и скорости ветра у поверхности земли до 25 м/с, до и после ядерного воздействия по БРК

    Тактико-технические характеристики

    Общие характеристики

    Максимальная дальность стрельбы, км


     неограниченная в пределах одного витка вокруг Земли

    Точность стрельбы, км


     ±5

    Обобщенный показатель надежности

     0.95

    Время пуска из полной боевой готовности, мин

     4

    Гарантийный срок нахождения на боевом дежурстве при регламенте 1 раз в 2 года, лет

     7

    Ракета 8К69

    Стартовый вес ракеты, тс

      181.297

    Вес заправленной орбитальной головной части, кгс

      3648

    Вес боевого оснащения, кгс:
     - ББ
     - средств преодоления ПРО


     1410
     238

    Вес заправленных компонентов топлива (АТ+НДМГ),тс:
     - I и II ступеней
     - ОГЧ


     167.4
     2

    Полная длина ракеты, м:
     - I ступени
     - II ступени
     - отсека управления ОГЧ
     - ОГЧ

     32.65
     18.87
     10.3
     1.79
     2.14

    Диаметр корпуса ракеты, м

     3.0

    Максимальный диаметр ГЧ, м

     1.42

    Испытания и эксплуатация

    После проведения огневых стендовых испытаний и самолетных испытаний ТДУ ОГЧ в условиях невесомости в декабре 1965 г. на 5 НИИП начались ЛКИ ракеты 8К69.

    В ходе ЛКИ было испытано 19 ракет, в том числе по району "Кура" - 4 ракеты, по району Новая Казанка - 13 ракет, по акватории Тихого океана - 2 ракеты. Из них - 4 аварийных пуска, главным образом , по производственным причинам. В пуске N 17 было осуществлено спасение головной части 8Ф673 с помощью парашютной системы. Летные испытания были завершены 20 мая 1968г.




BACK NEXT TOP

Сайт является частным собранием материалов и представляет собой любительский информационно-образовательный ресурс. Вся информация получена из открытых источников. Администрация не претендует на авторство использованных материалов. Все права принадлежат их правообладателям