Ракетный комплекс средней дальности Р-14 с ракетой 8К65 (Р-14У/8К65У)

Базирование:
Система управления:
Боевая часть:
Применение:
Страна:
Дальность:
4500 км.
Год разработки:
1961 г.

]]>Р-14 с ракетой 8К65 (Р-14У/8К65У)]]> Еще не завершилась программа летных испытаний комплекса ]]>Р-12]]>, когда стало ясно, что необходимо создавать ракету, способную перекрыть весь диапазон средней дальности. Сведения о том, что в США проводятся испытания баллистических ракет с дальностью полета свыше 3000 км, только ускорили принятие соответствующего решения. 2 июля 1958 года ОКБ М.К. Янгеля получило правительственное задание на проектирование ракеты с дальностью полета 3600 км и более высокими чем у Р-12 эксплуатационными характеристиками. Конструкторский коллектив, накопивший к этому времени достаточный опыт, за два года смог с успехом решить поставленную задачу.

6 июля 1960 года на полигоне Капустин Яр состоялся первый испытательный пуск новой ракеты, получившей обозначение 8К65. Он был признан успешным. Но при проведении первой серии испытаний было выявлено явление кавитации, приводившее к разрушению ракет. С этой проблемой удалось справиться быстро, что позволило 15 февраля следующего года закончить весь цикл испытаний. 24 апреля 1961 года новый БРК был принят на вооружение РВСН. 1 января 1962 года в г. Глухов заступил на боевое дежурство первый ракетный полк, вооруженный ракетным комплексом с БРСД 8К65. В этот же день к дежурству приступил первый дивизион ракетного полка дислоцированного в г. Приекуле.

Ракета 8К65 запускалась с наземного пускового устройства. Заправка и прицеливание ракеты осуществлялось после установки ее на пусковой стол. Конструкторам удалось достичь более высокой готовности ракеты к пуску по сравнению с ранее принятыми образцами ракет.

Стремление повысить живучесть привело к разработке шахтного варианта базирования ракеты - 8К65У. Для ракеты в варианте 8К65У были созданы шахтные пусковые установки "Чусовая", конструктивно аналогичные ШПУ "Двина". Модифицированная ракета была более совершенной, чем 8К65. Ее оснастили системой дистанционного управления заправкой топливом и сжатыми газами. ШПУ имели существенные преимущества перед наземными стартами в отношении защищенности от поражающих факторов ядерного взрыва, а также обеспечивали длительное поддержание ракет в готовности к пуску.

Первый пуск модернизированной ракеты 8К65У состоялся 11 февраля 1962 года. Испытания проводились на полигоне Капустин Яр, где была построена специальная шахтная пусковая установка. В октябре следующего года они успешно завершились, и новый БРК был принят на вооружение РВСН и эксплуатировался до середины 80-х годов. Последняя ракета Р-14У была ликвидирована в соответствии с положениями Договора о РСМД.

Серийное изготовление ракет 8К65 и 8К65У осуществлялось на заводах №586 и №1001.

Состав

В состав ракетного комплекса Р-14 входят следующие боевые средства:

  • Ракета ]]>8К65]]>
  • Пусковая установка 8У235
  • Установщик ракет 8У224 (8У224М)

Ракета 8К65 - одноступенчатая с несущими топливными баками. Топливные баки ракеты выполнены из прессованных оребренных панелей. Наддув бака "О" осуществляется воздухом, бака "Г" - азотом. В качестве компонентов ракетного топлива впервые были использованы азотная кислота (окислитель) и несимметричный диметилгидразин (горючее), которые воспламенялись при взаимном контакте. В магистралях каждого из компонентов ракетного топлива также впервые были установлены мембранные клапаны, отделяющие ракетный двигатель от топливных баков, что позволяло длительное время держать ракету в заправленном состоянии.

8К65 имела автономную инерциальную систему управления. Впервые была применена гиростабилизированная платформа с воздушным подвесом гироскопов, а также генератор программных импульсов. Разработчик ГСП-НИИ-49.В качестве органов управления использовались газоструйные рули.

Ракета оснащалась моноблочной ядерной головной частью мощностью 1 Мт, которая отделялась в полете. Для того чтобы исключить соударение корпуса ракеты о головную часть в первые секунды после отделения, использовались три пороховых тормозных ракетных двигателя, включавшиеся в момент окончания работы маршевого ЖРД. Ракета имела системы аварийного подрыва ГЧ и выключения ДУ в случае значительного отклонения ракеты от заданной траектории полета.

Ракета 8К65У унифицирована для наземного и шахтного стартов. Способ старта из шахты - свободный, газодинамический, из пускового стакана, на собственных двигателях. Шахтный боевой стартовый комплекс состоит из трех ШПУ и командного пункта. Дивизион с наземными боевыми стартами состоит из трех батарей и имеет по одной пусковой установке в каждой батарее.

]]>Маршевый двигатель РД-216]]>

На ракете устанавливался маршевый двигатель РД-216, который состоял из двух идентичных двигательных блоков 8Д513, объединенных рамой крепления с корпусом и имеющих общую систему запуска, каждый из которых имел две камеры сгорания, турбонасосный агрегат (ТНА), газогенератор, работающий на основных компонентах топлива и систему автоматики.

Камеры сгорания ЖРД паяносварной конструкции с внутренним и регенеративным охлаждением. Корпус камеры образован двумя оболочками - огневой бронзовой стенкой и стальной рубашкой, которые соединены через гофрированные проставки.

Впервые ТНА работал на основных компонентах топлива, что позволило отказаться от использования перекиси водорода и упростить эксплуатацию ракеты. ТНА содержал два топливных шнекоцентробежных насоса с двусторонними входами и осевую двухступенчатую активную турбину, расположенных на двух валах. Газ для привода ТНА вырабатывался в газогенераторе за счет сжигания небольшой части топлива с избытком горючего. Отработанный газ турбонасосным агрегатом выбрасывался через специальное сопло.

Агрегаты автоматики срабатывали от электро- и пирокоманд, а также управляющего давления азота, который поступал к редуктору из бортовых баллонов. ЖРД регулировался по тяге изменением расхода топлива через газогенератор, по соотношению компонентов топлива - изменением расхода окислителя. Управление вектором тяги производилось при помощи газовых рулей.

Запуск ЖРД - одноступенчатый, с первоначальной подачей компонентов в газогенераторы блоков из двух пусковых бачков путем их вытеснения азотом через наземный стартовый пневмощиток.

Регулирование тяги в полете осуществлялось одновременным изменением подачи в газогенераторы обоих компонентов при сохранении их соотношения и стабилизации температуры генераторного газа. Оно проводилось гидроредукторами окислителя и горючего, управление которыми обеспечивали синхронно перенастраиваемые от системы РКС азотные редукторы каждого блока. Синхронизация опорожнения баков ступени осуществлялась регулятором давления окислителя на входе в двигатель. Выключение ЖРД - двухступенчатое. Сначала прекращалась работа газогенераторов, затем отсекалась подача компонентов в камеры с одновременным дренажем горючего из трактов их охлаждения. Большинство агрегатов автоматики двигателя имело дублированный пиротехнический привод.

Тактико-технические характеристики

Ракетный комплекс "Р-14"
Разработчик ОКБ-586 (КБЮ)
Главный конструктор М.К.Янгель
Изготовитель ракет Завод №596 (Днепропетровск); завод №166 (Омск) з-д "Полёт"
Код НАТО SS-5 Skean
Наименование по РСМД Р-14
Тип комплекса Ракетный комплекс средней дальности первого поколения
Состояние На вооружении с 24 апреля 1961 года. Ракеты ликвидированы по договору РСМД
Ракета 8К65
Дальность стрельбы с лёгким блоком, км 4500
Дальность стрельбы с тяжёлым блоком, км(ГЧ) 3200-3700
Точность стрельбы (КВО), км 1,25-1,9 (предельное отклонение - 5.0)
Тип ГЧ Термоядерная с лёгким и тяжёлым боевыми блоками
Мощность заряда лёгкого блока головной части, Мт 1,0
Мощность заряда тяжёлого блока головной части, Мт 2,0-2,3
Вес лёгкого блока головной части, кг 1300-1500
Вес тяжёлого блока головной части, кг 2155
Система управления Инерциальная с гиростабилизированной платформой
Органы управления Газовые рули
Отделение боевой части За счёт трёх тормозных РДТТ 8Д81
Стабилизаторы Аэродинамические
Тип старта За счёт собственных двигателей
Число ступеней 1
Полная длина ракеты, м 24,0 (24,3-24,4)
Длина ракеты без головной части, м 21,6
Максимальный диаметр корпуса, м 2,4
Стартовый вес, т 86,3-87
Горючее Несимметричный диметилгидразин
Окислитель АК-27И
Вес топлива, т 79,2
Двигатель
Двигатель Четырёхкамерный ЖРД РД-216 (8Д514) с ТНА (состоящий из двух двухкамерных блоков 8Д513, каждый с ТНА)
Разработчик двигателя ОКБ-456
Главный конструктор двигателя В.П.Глушко
Тяга на земле, тс 151
Тяга в пустоте, тс 171
Удельный импульс на Земле, Нс/кг 2857
Удельный импульс в пустоте, Нс/кг 2857
Время работы, с 131-170
Давление в камере сгорания, кгс-см3 75
Масса, кг 1350
Продолжительность работы, с 130
Пусковая установка 8У235
Тип Наземный стол
Разработчик ГСКБ "Спецмаш"
Главный конструктор В.П.Бармин
Длина, м 3,05
Ширина, м 3,05
Высота, м 3,30
Число ракет на пусковой установке 1
Установщик ракет 8У224 (8У224М)
Тип Портальный
Разработчик ЦКБТМ
Изготовитель Омский ЗПМ
Тип тягача МАЗ-529В, МоАЗ-546
Изготовитель тягача МАЗ, МоАЗ
Тип двигателя тягача Дизель ЯАЗ-206 (ЯМЗ-238А)
Мощность, л.с. 165 (215)
Длина, м 15,62
Ширина, м 3,15
Высота, м 3,76
Наземное оборудование
Заправщик 8Г113
Заправщик 8Г131
Заправщик 8Г210

Испытания и эксплуатация

Испытания ракеты 8К65ЛКИ ракеты 8К65 с июня по декабрь 1960 г. проведены на 4ГЦП. По программе ЛКИ проведено 22 пуска. Всего запущено 182 ракеты, успешных пусков 93%.

Ракета 8К65 использовалась в космических целях. На ее базе была создана геофизическая ракета "Вертикаль", используемая для выполнения международной программы сотрудничества социалистических стран в области исследования и использования космического пространства ("Интеркосмос"). В верхней части ракеты находился высотный зонд с научной аппа-ратурой и служебными системами. Ракеты запускались на высоты 500-1500км. После завершения программы зонд с научной аппаратурой спускался на Землю с помощью парашютной системы. Первый запуск ракеты "Вертикаль" по программе "Интеркосмос" состоялся 28 ноября 1970 года.

8К65 была выбрана и в качестве основы для создания ракеты-носителя легкого класса, существенно превосходящей по возможностям первый днепропетровский вариант РН "Космос" на базе Р-12. Эскизное проектирование нового носителя, получившего индекс 65С3 началось в КБЮ уже в апреле 1961 года. Постановление ЦК КПСС И Совета Министров СССР "О создании космического носителя 65С3 на базе боевой ракеты 8К65 вышло 31 октября 1961 года. Новая ракета проходила летные испытания на космодроме Байконур. Они начались 18 августа 1964 года. Было 8 пусков РН, получившей название "Космос-1". Из них - 7 успешных. Доработанный вариант ракеты "Космос-3" оказался не вполне удачным. После последовавшей модернизации РН под названием "Космос-3М" уже длительное время весьма успешно эксплуатируется Военно-космическими силами.

По оценкам американских специалистов, проводивших сравнительный анализ 18 типов различных РН легкого класса, созданных в разных странах, в настоящее время это один из самых совершенных носителей в мире в своем классе.

Источники

  1. Колесников С.Г. "Стратегическое ракетно-ядерное оружие", Москва, Арсенал-Пресс, 1996 г.
  2. Карпенко А.в."Отечественные стратегические ракетные комплексы", 1996 г.
  3. ]]>http://rau-rostov.narod.ru/01/rvsn-rsd/r-14.htm]]>
  4. ]]>http://www.polyot.omsk.ru/polyot/data/kosmos/kosmos.htm]]>