Стратегический ракетный комплекс 15П015 (МР-УР100) с ракетой 15А15

Базирование:
Система управления:
Боевая часть:
Применение:
Страна:
Дальность:
10320 км.
Год разработки:
1975 г.

]]>Ракета УР-100 ]]> Постановлением правительства СССР N 682-218 от 19 августа 1970г. головным организациям - КБ "Южное" и ЦКБМ - была задана разработка проектов модернизации стратегического ракетного комплекса УР-100, стоящего на боевом дежурстве. В соответствии с этим постановлением КБ "Южное" поручалась разработка ракетного комплекса с межконтинентальной ракетой МР-УР100 (15А15) с выходом на летно-конструкторские испытания в 1973г. Задача заключалась в модернизации комплекса УР-100 с минимальными сроками и затратами. Ракета ]]> УР-100 (8К84)]]> легкого класса была разработана ЦКБМ, принята на вооружение РВСН в 1967г., была сравнительно недорога и выпускалась в массовом количестве для скорейшего наращивания военного потенциала СССР в соревновании с США. Всего было развернуто около тысячи ракет. В связи с моральным старением ракеты УР-100 было необходимо в существующие шахтные сооружения установить новые, более современные и эффективные межконтинентальные ракеты. Разработка на конкурсной основе стимулировала соперничающие организации добиваться улучшения ТТХ комплекса и форсировать темпы работ.

Начало работ над комплексом 15П015 в КБ "Южное" совпало с работами по созданию стратегического ракетного комплекса "тяжелого" класса ]]>Р-36М (15П014)]]> с ракетой 15А14. Интенсивную разработку этих двух новых комплексов третьего поколения конструкторский коллектив выполнял практически одновременно. Комплекс с ракетой МР-УР100 создавался примерно на год позже и это дало возможность заимствовать новые, перспективные конструкторские решения из комплекса Р-36М и тем самым сократить сроки его отработки. На обоих комплексах были применены схемы минометного старта из ТПК, разделяющиеся головные части (РГЧ), системы управления на основе БЦВМ, единый унифицированный боевой блок, аналогичные конструктивно-компоновочные схемы твердотопливных двигателей РГЧ.

Высокая степень преемственности способствовала ускоренным темпам отработки ракеты 15А15. Летные испытания ракет 15А14 и 15А15 начались практически одновременно.

Ракетный комплекс 15П015 (МР-УР100) с ракетой 15А15, оснащенной разделяющейся головной частью, был принят на вооружение РВСН СССР в 1975г. 6 мая 1975 года в г. Бологое на дежурство был поставлен первый ракетный полк, вооруженный этим ракетным комплексом.

С 1979 года началась замена части ракет 15А15 (МР-УР100), в развернутых ракетных полках, на модернизированный вариант - ]]>15А16]]> (МР-УР100УТТХ). Во второй половине 80-х годов было принято решение о постепенном выводе из боевого состава ракет этого семейства. К моменту подписания Договора СНВ-1 на боевом дежурстве их осталось всего 47 единиц, а в 1995 году последние из них были ликвидированы.

На западе комплекс получил обозначение SS-17 Mod.1,2 (по договору СНВ-1 - РС-16А);

Состав

]]>Шахтная пусковая установка УР-100]]>Двухступенчатая МБР легкого класса тандемной схемы МР-УР100 (см.]]>схему]]>) была выполнена в двух диаметрах, увеличенных по сравнению с УР-100: диаметр первой ступени составлял 2.25м, второй - 2.1м. Ступени были соединены между собой коническим переходным отсеком, который при разделении ступеней разрушался удлиненным кумулятивным зарядом (УКЗ), опоясывающим переходной отсек в середине. Такая схема была применена впервые в разработках КБ "Южное". На обеих ступенях баки горючего и окислителя были объединены в единые топливные емкости, промежуточные днища в которых выполнялись из триметаллического листа (АМг6+АД1+АМг6) с вторичной герметизацией сварных швов. Для изготовления оболочек топливных баков использовались более прочные вафельные обечайки, технология изготовления которых впервые была освоена применительно к ракете Р-36М.

На ракете МР-УР100 использовался так называемый "химический" предварительный наддув топливных баков, а также заборные устройства оригинальной конструкции с дестратификаторами ("мешалками"), обеспечивавшими минимальные остатки незабора топлива в баках. Топливная система ракеты была полностью ампулизирована, что исключало необходимость пневмоиспытаний в местах эксплуатации.

Торможение корпуса второй ступени при отделении ГЧ производилось газореактивной системой путем стравливания давления наддува из полостей топливного отсека. Вскрытие сопел противотяги производилось УКЗ. На ракете была применена новая система управления расходованием топлива (СУРТ) для обеспечения одновременного опорожнения топливных баков и оптимального использования запасов топлива, в результате чего была существенно повышена энергетика ракеты.

На первой ступени устанавливался маршевый однокамерный двигатель (разработки КБЭМ) второй ступени ракеты Р-36М и управляющий четырехкамерный двигатель 15Д167, разработанный КБ-4 КБЮ на базе серийных двигателей 8Д68 и 8Д612. ЖРД 15Д167, выполненный по открытой схеме без дожигания, обеспечивал для первой ступени, кроме своей основной функции также наддув бака горючего восстановительным газом, питание окислителем и горючим агрегата наддува бака окислителя и питание горючим системы гидроприводов, а для второй ступени - питание компонентами топлива систем предварительного наддува баков. Камера сгорания ЖРД 15Д167 с соплом трубчатой конструкции была спроектирована с максимальной степенью унификации с двигателем 8Д612 тормозной ДУ ОГЧ ракеты ]]>8К69]]>. Для размещения маршевого двигателя бак горючего первой ступени был выполнен с вогнутым днищем.

Однокамерный маршевый ЖРД второй ступени 15Д169 замкнутой схемы размещался в тороидальной полости бака горючего. Управление вектором тяги осуществлялось путем вдува генераторного газа в закритическую часть сопла. Для управления по крену использовались четыре сопла, работающих от газогенератора ТНА. ЖРД 15Д169 оббеспечивал также наддув бака окислителя второй ступени газом, вырабатываемым газогенератором наддува, и бака горючего - восстановительным генераторным газом, отбираемым после ТНА. Двигатель был разработан на базе ЖРД 15Д512 второй ступени ракеты ]]>8К99]]> с некоторыми усовершенствованиями для повышения надежности и увеличения ресурса.

Для разведения ББ РГЧ использовалась твердотопливная ДУ 15Д171, разработанная КБ "Южное" и НПО "Алтай", конструктивно-компоновочная схема которой аналогична схеме ДУ 15Д161 и 15Д221 РГЧ ракеты 15А14, а отличие в основных характеристиках (рабочий запас топлива, суммарный импульс тяги, время работы) обусловлено меньшим числом ББ. Программирование тяги осуществлялось за счет выбора заряда твердого топлива торцевого горения в коническом корпусе. Уменьшение поперечного сечения горящей поверхности заряда по времени обеспечивало плавное снижение величины тяги.

Система управления автономная, инерциальная разработана на базе ЦВМ с автоматизированным измерением погрешностей командных приборов и автоматическим вводом соответствующих поправок в полетное задание за минимальное время после получения команды на пуск. Система управления позволяет производить переприцеливание в процессе предстартовой подготовки. СУ размещена в едином герметичном контейнере, отделяющемся от ракеты и обеспечивающим полет РГЧ. Это решение позволило отказаться от корпусов приборов, максимально сблизить их между собой, уменьшив их массу и массу кабельной сети, обеспечить лучшие условия для функционирования аппаратуры и существенно уменьшить габариты и массу приборного отсека. Герметичный приборный отсек стал объектом двойного использования: сначала в составе ракеты при полете первых ступеней, а затем, после отделения от ракеты совместно с РГЧ, обеспечивал ее полет и разведение ББ.

Жесткие ограничения по длине ракеты привели к необходимости еще одного новшества - был разработан специальный головной обтекатель со складывающимся наконечником из двух полуоболочек, которые после выхода ракеты из ШПУ складывались под действием пружинных приводов и образовывали острый конус.

В результате разработанная РГЧ для ракеты МР-УР-100 по уровню массового совершенства является непревзойденным образцом и поныне.

Боевое оснащение ракеты

  • разделяющаяся головная часть с 4 стойкими к ПФЯВ ББ с зарядом 0,4 Мт каждый;

  • моноблочная ГЧ со стойким к ПФЯВ ББ с зарядом 3,4 Мт

Боевой ракетный комплекс (БРК) - стационарный, с защищенными от наземного ЯВ автоматизированными шахтными пусковыми установками и командным пунктом (КП). Старт - минометный, из ТПК с помощью ПАД. Боевое применение обеспечивается в любое время года и суток, в любых метеоусловиях, а также после воздействия ЯВ (в пределах защищенности БРК). Прицеливание ракеты по азимуту обеспечивается полностью автономной системой (без использования наземной геодезической сети), в системе прицеливания используются автоматический гирокомпас и квантовый оптический гирометр, размещаемые в ПУ. Система прицеливания обеспечивает первичное определение азимута базового направления при постановке ракеты на боевое дежурство и хранение его в процессе боевого дежурства, в том числе при ядерном воздействии по пусковой установке, и восстановление азимута базового направления после воздействия.

Состав БРК

  • десять автоматизированных одиночных пусковых установок на базе существующих ПУ "ОС-84";

  • унифицированный КП шахтного типа контейнерного исполнения;

  • унифицированная система боевого управления и внутреннего электроснабжения.

Расстояние между соседними ПУ, ПУ и УКП своего БРК, фланговыми ПУ соседних БРК — 6-8 км.

В варианте модернизации ПУ "ОС-84", предложенном КБСМ (Главный конструктор Уткин А.Ф.) , максимально сохранялась строительная часть ШПУ и предусматривалось индустриальное изготовление основных элементов модифицированной ШПУ (15П715) - защитного устройства поворотного типа, силового металлического стакана и пр., при этом защищенность сооружения увеличивалась не менее чем в 15раз. Важной особенностью ШПУ 15П715 являлось то, что шахтная пусковая установка не имела энергопотребляющих систем температуровлажностного режима и обеспечивала необходимый микроклимат за счет сплошной теплоизоляции по наружной поверхности металлоконструкции сооружения и защитной крыши, а также двойного резинового гермоконтура по периметру крыши. Внутри пусковой установки с ракетой находились лишь пассивные средства осушки воздуха - кассеты с сорбентом (хлористым кальцием), которые заменялись при регламенте.

Транспортно-пусковой контейнер для ракеты 15А15 представлял собой сварной цилиндр размерами 2х20м из алюминиевого сплава АМг6 с рядом ребер по наружному диаметру. Сложность изготовления ТПК таких больших габаритов заключалась в высокой точности обработки внутренней полости для обеспечения герметичности при выходе ракеты. Первоначально его изготовление предполагалось вести на Омском авиазаводе N 166 (впоследствии НПО "Полет"), однако впоследствии был назначен новый изготовитель ТПК - ждановский завод "Тяжмаш".

Общая сборка ракеты, загрузка в ТПК, комплексная проверка систем ракеты и наземного проверочно-пускового оборудования, установленного на ТПК, осуществляется на заводе. Перегрузка ТПК с ракетой на всех этапах эксплуатации - бескрановым способом в любых метеоусловиях. Грунтовым транспортным средством повышенной проходимости ТПК с ракетой доставляется к ПУ без проведения проверок на технической позиции. Загрузка ТПК с ракетой в ПУ - с помощью унифицированного подъемно-транспортного оборудования. Заправка ракеты топливом - с помощью унифицированных средств подвижного заправочного оборудования без присутствия личного состава в ПУ. Пристыковка к ракете полностью собранной и проверенной ГЧ — с помощью унифицированного для всех видов боевого оснащения транспортно-установочного оборудования.

Тактико-технические характеристики

Общие характеристики
Прицельная дальность стрельбы,км :
            - максимальная с РГЧ
            - максимальная с моноблочной ГЧ
            - минимальная

 10250
 10320
 1000
Точность стрельбы (на дальность 10000 км), км  ±1.6
Район разведения ББ,км  200х100
Боеготовность,с  80
Гарантийный срок нахождения на боевом дежурстве при регламенте 1 раз в 3 года, лет  10
Ракета 15А15
Стартовый вес ракеты, тс   71.2
Вес головной части, кгс   2100
Полетная надежность   0.957
Диаметр, м  2.25
Длина , м  22.51
Характеристики ДУ
Тяга ДУ (на земле/в пустоте), тс:
            - основного двигателя I ступени
            - рулевого двигателя I ступени
            - II ступени

  117 / 126
   28 / 33
   -    / 14.5
удельный импульс ДУ в пустоте, с:
            - I ступени
            - II ступени

  318.5
  330.5

Испытания и эксплуатация

Летно-контсрукторские испытания ракеты МР-УР-100 начались на НИИП-5 под руководством Госкомиссии, возглавляемой генерал-полковником Ф.П.Тонких и его заместителем, Главным конструктором КБЮ В.Ф.Уткиным.Начало ЛКИ - 1972г., окончание - 1975г.

Всего пусков в ходе ЛКИ - 40, из них:

  • по району "Кура" - 32
  • по району"Акватория" - 7
  • на минимальную дальность (по району "Кзыл-Ту") -1
  • количество аварийных пусков - 3
  • количество частично успешных пусков -2.

Общее количество произведенных пусков - 67,из них аварийных - 7. Успешных пусков - 89.5%.

Источники

  1. "Призваны временем. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное"./ Под общей редакцией С.Н.Конюхова/. Д.: Арт-Пресс, 2004,-232с.
  2. "КБ специального машиностроения: От артиллерийских систем до стартовых комплексов" (под редакцией Ушакова В.С.) .СПб, 2004.
  3. Карпенко А.В., Уткин А.Ф., Попов А.Д. "Отечественные стратегические ракетные комплексы". СПб, Невский бастион-Гангут 1999 год.
  4. ]]>UR-100MR / SS-17 SPANKER]]>