Стратегический ракетный комплекс Р-36 с орбитальной ракетой 8К69

Базирование:
Система управления:
Боевая часть:
Применение:
Страна:
Дальность:
40000 км.
Год разработки:
1968 г.

]]>Стратегический ракетный комплекс Р-36о с орбитальной ракетой 8К69]]> Разработка 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.

Источники

  1. "Призваны временем. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное"./ Под общей редакцией С.Н.Конюхова/. Д.: Арт-Пресс, 2004,-232с.
  2. Карпенко А.В., Уткин А.Ф., Попов А.Д. "Отечественные стратегические ракетные комплексы". СПб, Невский бастион-Гангут 1999 год.
  3. ]]>Ракета-носитель "Р-36орб"]]>/Astrolab_ru