Главная»Ракетное оружие»Стратегические ракетные комплексы»СССР/РФ»Стратегический ракетный комплекс Р-36о с орбитальной ракетой 8К69

Стратегический ракетный комплекс Р-36о с орбитальной ракетой 8К69

Оцените материал
(1 Голосовать)
Стратегический ракетный комплекс Р-36о с орбитальной ракетой 8К69 образца 1968 года Стратегический ракетный комплекс Р-36о с орбитальной ракетой 8К69 образца 1968 года

Описание

Разработка стратегического ракетного комплекса Р-36 с орбитальной ракетой 8К69на 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 1968 г.

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

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

Орбитальные ракеты 8К69 были сняты с боевого дежурства в январе 1983 г. 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.

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 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.

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 1968 г.

ТТХ

Тактико-технические характеристики
Р-36о
Максимальная дальность стрельбы, км
неограниченнаяв 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

Тактико-технические характеристики
Ракета 8К69
Стартовый вес ракеты, тс
181,297
Вес заправленной орбитальной головной части, кгс
3648
Вес боевого оснащения ББ, кгс
1410
Вес боевого оснащения средств преодоления ПРО, кгс
238
Вес заправленных компонентов топлива I и II ступеней (АТ+НДМГ) ,тс
167,4
Вес заправленных компонентов топлива ОГЧ (АТ+НДМГ) ,тс
2
Полная длина ракеты, м
32,65
Полная длина I ступени, м
18,87
Полная длина II ступени, м
10,3
Полная длина отсека управления ОГЧ, м
1,79
Полная длина ОГЧ, м
2,14
Диаметр корпуса ракеты, м
3,0
Максимальный диаметр ГЧ, м
1,42

Прочитано 3215 раз

Комментарии  

0 #1 RE: Стратегический ракетный комплекс Р-36о с орбитальной ракетой 8К69Роман 14.11.2013 19:47
Нереально крутое оружие делали наши отцы...
Цитировать

Добавить комментарий


Защитный код
Обновить

Другие материалы в этой категории: « Подвижный грунтовый комплекс «Темп-2С» с МБР 15Ж42