Главная»Ракетное оружие»Стратегические ракетные комплексы»СССР/РФ»Стратегический ракетный комплекс Р-36 с ракетой 8К67

Стратегический ракетный комплекс Р-36 с ракетой 8К67

Оцените материал
(2 голосов)
Стратегический ракетный комплекс Р-36 с ракетой 8К67 образца 1967 года Стратегический ракетный комплекс Р-36 с ракетой 8К67 образца 1967 года

Описание комплекса

Постановлением Правительства СССР от 12 мая 1962 года конструкторскому бюро «Южное» было поручено создать стратегический ракетный комплекс Р-36с ракетой «тяжелого» класса, способной доставить к цели сверхмощный термоядерный заряд. Новая ракета второго поколения 8К67предназначалась для поражения объектов противника, защищенных мощной системой ПРО. В техническом задании предусматривалось разработка ракеты в двух вариантах: с наземным (от которого в дальнейшем отказались) и с шахтным стартами. При проектировании широко использовались отработанные на ракете 8К64 (Р-16) конструктивные решения и технологии.

Разработка 8К67 велась ускоренными темпами и уже в конце мая 1966 года был завершен весь цикл испытаний, а 21 июля 1967 ракетный комплекс 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.

Практически сразу после завершения испытаний ракеты 8К67 (в декабре 1967 г.) КБ «Южное» приступило к разработке на базе 8К67 ракеты с разделяющейся головной частью (РГЧ). Особенностью создания нового варианта ракеты, получившей обозначение 8К67П, было то, что ее разработка велась в исключительно сжатые сроки. Требование по ускоренному созданию РГЧ было обусловлено тем, что в это же время в США велась разработка РГЧ для ракеты «Minuteman» и СССР не должен был отставать. При этом конструкция РГЧ разрабатывалась с учетом выполнения требования по обеспечению переоснащения ракет 8К67, находящихся на боевом дежурстве в шахтных ПУ в заправленном состоянии без их выемки из ПУ, сведению к минимуму доработок ПУ и наземного проверочно-пускового оборудования.

Ракета 8К67П с разделяющейся ГЧ в составе БРК Р-36 была принята на вооружение в 1970 г., постановка на боевое дежурство началась в 1971 г.

Комплекс Р-36 с ракетой 8К67 был снят с вооружения в 1978 г., с ракетой 8К67П — в 1979 г.

На западе комплекс получил обозначение SS-9 «Scarp».

Состав:

Двухступенчатая 8К67 выполнена по схеме «тандем» с последовательным разделением ступеней. Первая ступень обеспечивает разгон ракеты. Она состоит из переходника, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Первая ступень была оснащена маршевым двигателем РД-251 (8Д723), состоящим из трех двухкамерных модулей РД-250, а также рулевого двигателя РД-68М с четырьмя поворотными камерами сгорания и имела тягу на земле 274 т. В хвостовом отсеке устанавливаются четыре тормозных пороховых ракетных двигателя, срабатывающих при отделении второй ступени.

Вторая ступень обеспечивает разгон до скорости, соответствующей заданной дальности стрельбы и состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Топливные баки имеют совмещенное днище и выполняются по несущей схеме. Вторая ступень оснащена двухкамерным маршевым двигателем РД-252 и четырёхкамерным рулевым ЖРД РД-69М. Двигатели имеют высокую степень унификации с двигателями первой ступени. Для питания всех ЖРД используется двухкомпонентное самовоспламеняющееся топливо: окислитель — азотный тетраоксид (АТ), горючее — НДМГ. Наддув всех баков в полёте осуществляется продуктами сгорания основных компонентов топлива. На каждой ступени, для уменьшения гарантийных запасов топлива, устанавлена своя система одновременного опорожнения баков.

Ракета разрабатывалась с двумя типами системы управления: комбинированной с каналом радиокоррекции и чисто инерциальной. Однако, в ходе летных испытаний от комбинированной системы управления отказались поскольку инерциальная СУ вполне обеспечивала заданную точность стрельбы. Это позволило значительно снизить затраты на производство и развертывание БРК. Элементы системы управления размещались в приборных отсеках на первой и второй ступенях.

Одной из серьезных проблем, решенных при разработке и отработке этой ракеты, была проблема обеспечения высокой степени герметичности топливных систем с целью выполнения требования по семилетнему хранению в заправленном состоянии.

На ракете 8К67 были внедрены следующие новые технические решения:

  • разработаны и применены две моноблочные ГЧ с наиболее мощными из испытанных к тому времени боевыми зарядами и комплекс средств противодействия системе ПРО вероятного противника;
  • разработана автономная СУ, обеспечивающая автоматическую дистанционную предстартовую подготовку к пуску и пуск ракеты из ШПУ с последующим (после выхода ракеты из шахты) наведением ракеты на цель по азимуту разворотом в плоскость стрельбы (исключен поворотный пусковой стол на старте), высокие по сравнению с предыдущими ракетами боеготовность и точность стрельбы;
  • применен новый более энергетически эффективный окислитель — азотный тетроксид;
  • на II ступени компоненты топлива размещены в едином топливном отсеке, разделенном на полости окислителя и горючего промежуточным днищем (впервые реализован принцип плотной компоновки отсеков ракеты);
  • в конструкции топливных баков применены прессованные химфрезерованные панели и пустотелые шпангоуты, изготавливаемые из прессованных профилей, что позволило значительно снизить вес отсеков и упростить технологию их изготовления;
  • в полости горючего II ступени исключена тоннельная труба, а магистраль окислителя изготовлена из цельнопрессованной трубы с приваренными к ней спиральными сильфонами;
  • применен «горячий» наддув топливных баков с помощью специальных газогенераторов, работающих на основных компонентах топлива, отбираемых из системы питания рулевых двигателей ступеней;
  • для исключения периода невесомости запуск маршевого двигателя II ступени производится при заранее запущенном в работу рулевом двигателе этой ступени;
  • обеспечены повышенные эксплуатационные качества ракеты в заправленном топливом состоянии посредством ампулизации конструкции ракеты и ее топливной системы;
  • обеспечена повышенная неуязвимость ракет на старте за счет рассредоточения пусковых установок.

Характерной особенностью автономной СУ ракеты являлось то, что с целью повышения боеготовности ракеты предусматривался форсированный разгон гироскопов гироблоков и гироинтеграторов путем подачи на гиромоторы повышенного напряжения электропитания. СУ разработана ОКБ-692, а командные приборы СУ разработаны НИИ-944.

На обеих ступенях ракеты устанавливались системы одновременного опорожнения баков, уменьшающие гарантийные запасы и остатки компонентов топлива. Наполнение баков компонентами топлива контролировалось системой контроля уровней. На ракете устанавливались также системы: аварийного подрыва для ликвидации ГЧ при отклонениях параметров движения ракеты на АУТ сверх допустимых, дистанционного контроля загазованности отсеков ракеты парами компонентов топлива, предохранения баков от вакуума и избыточного давления. Для разделения ступеней и отделения ГЧ на I и II ступенях устанавливались тормозные пороховые двигатели.

Боевое оснащение ракеты 8К67:

  • моноблочная ГЧ с ББ «тяжелого» класса с зарядом мощностью 20 Мт;
  • моноблочная ГЧ с ББ «легкого» класса с зарядом мощностью 8 Мт;
  • система радиотехнической защиты ГЧ (система «Лист»)

Ракета стартует с пускового стола, установленного в ШПУ. Старт ракеты из шахтной ПУ — газодинамический с запуском ДУ I ступени непосредственно в пусковой установке. Безударный выход ракеты из ПУ обеспечивался движением ракеты по направляющим в одной диаметральной плоскости пускового стакана. Скольжение ракеты по направляющим обеспечивалось бугелями, закрепленными на I ступени ракеты. После выхода ракеты из ШПУ бугели сбрасывались. Пусковой стол — неповоротный, не имел устройств и механизмов азимутального наведения. Газовый поток от работающей ДУ I ступени отводился с помощью рассекателя газовых потоков, установленного в нижней части ПУ, в газоотводящие устройства, размещенные вдоль ствола пускового стакана и в оголовке шахты в одной диаметральной плоскости.

В состав БРК входило шесть рассредоточенных боевых стартовых позиций, на каждой из которых размещались одиночные шахтные ПУ. Вблизи одной из них размещался командный пункт БРК, связанный линиями системы боевого управления и связи со всеми стартовыми позициями. Уровень защищенности БРК от ударной волны ЯВ составлял: ШПУ — 2 кгс/см2; КП — 10 кгс/см2. ШПУ состояла из оголовка и вертикального ствола с нижней частью шахты. ПУ перекрывалась специальным защитным устройством (крышей) сдвижного типа, обеспечивающим герметизацию ствола шахты и защиту ракеты от поражающих факторов ЯВ. В оголовке размещались источники электропитания, аппаратура и оборудование технологических и технических систем. Состав оборудования обеспечивал длительное хранение ракеты в заправленном состоянии, а также дистанционное с КП БРК или автономное — с каждой стартовой позиции из оголовка ПУ — проведение операций по подготовке к пуску и пуск ракеты

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.

Основным отличием ракеты 8К67П от ракеты 8К67 является оснащение ее новым типом головной части — разделяющейся ГЧ 8Ф676 в составе трех ББ 8Ф677 мощностью по 2,3Мт и КСП ПРО. Основным силовым узлом РГЧ являлась платформа, устанавливаемая на штатный приборный отсек ракеты. Для крепления ББ на платформе и последующего их разведения использовались установочные кольца с каретками, опирающимися на направляющие платформы. Разведение ББ осуществлялось «скатыванием» их по наклонным направляющим при работающем двигателе II ступени ракеты. Для уменьшения аэродинамического сопротивления на АУТ боевые блоки устанавливались с наклоном к продольной оси ракеты на 11°, а на вершины ББ устанавливался обтекатель в виде трехконусного наконечника.

Установка РГЧ на ракету потребовала доработки бортовой СУ в части обеспечения электросвязи СУ с РГЧ. Конструкция РГЧ не обеспечивала индивидуального наведения каждого из трех блоков по отдельной цели. Прицелить можно было один из блоков либо центр их группирования. Тем не менее, применение такой РГЧ в условиях противодействия системы ПРО повысило боевую эффективность ракеты 8К67П по сравнению с ракетой 8КВ7 в ~ 2 раза.

Состав и структура нового БРК остались такими же, как и у БРК с ракетами 8К67. Для наземной эксплуатации РГЧ потребовалась доработка наземного проверочного пускового оборудования и технической позиции РК в части строительства корпуса сборки РГЧ, создания изотермического транспортного агрегата для перевозки РГЧ.

Отработка БРК и ракеты 8К67 проводилась на 5 НИИП. Первый пуск ракеты был проведен 28 сентября 1963 г., а закончились ЛКИ в мае 1966 г. За этот период проведено 85 пусков, из них – 14 отказов, 7 из которых приходятся на первые 10 пусков. Всего же было проведено 146 пусков всех модификаций ракеты. Первые три пуска ракеты проводились со стартового стола открытой стартовой позиции, последующие — из ШПУ. Пуск первой летной ракеты не состоялся из-за возгорания ракеты на стартовом столе по причине неправильно спроектированных газоотводящих каналов стартового стола.

Отработка БРК с ракетами 8К67П с РГЧ также проводилась на 5 НИИП. Первый пуск экспериментальной РГЧ — август 1968 г., еще 4 успешных экспериментальных пуска — до конца 1968 г. СЛИ усовершенствованной штатной РГЧ 8Ф676 с ББ 8Ф677 начались в 1969 г. и завершились в 1970 г., включая пуски в район «Акватория».

ТТХ

Тактико-технические характеристики Р-36
Максимальная дальность стрельбы ГЧ «тяжелого» класса, км 10200
Максимальная дальность стрельбы ГЧ «легкого» класса, км 15200
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

Тактико-технические характеристики Ракета 8К67
Стартовый вес ракеты с ГЧ «тяжелого» класса, тс 183,9
Стартовый вес ракеты с ГЧ «легкого» класса, тс 182,0
Вес головной части (ГЧ «тяжелого» класса), кгс 5825
Вес головной части (ГЧ «легкого» класса), кгс 3950
Вес боевого блока (ГЧ «тяжелого» класса), кгс 4560
Вес боевого блока (ГЧ «легкого» класса), кгс 2852
Вес средств преодоления ПРО, кгс 272
Вес топлива I ступени, тс 118,9
Вес топлива II ступени, тс 48,5
Длина с ГЧ «тяжелого» класса, м 32,2
Диаметр, м 3
Тяга ДУ I ступени (на земле), тс 270,3
Тяга ДУ I ступени (в пустоте), тс 303,2
Удельный импульс ДУ I ступени (на земле), с 267,8
Удельный импульс ДУ I ступени (в пустоте), с 300,3
Давление в камере сгорания ДУ I ступени, кгс/см2 85
Тяга ДУ II ступени в пустоте, тс 101,5
Удельный импульс ДУ II ступени в пустоте, с 315,3
Давление в камере сгорания ДУ II ступени, кгс/см2 91
Полетная надежность 0,956
Коэффициент энерговесового совершенства (с ГЧ «тяжелого» класса) Gпг/Gо, кгс/тс 31,8

Тактико-технические характеристики Ракета 8К67П
Стартовый вес ракеты, тс 183,45
Вес головной части, кгс 5440
Вес боевого оснащения, кгс 3х1425
Вес средств преодоления ПРО, кгс 401
Полетная надежность 0,954
Коэффициент энерговесового совершенства Gпг/Gо, кгс/тс 29,5
Прочитано 3759 раз

Добавить комментарий


Защитный код
Обновить