Р-36

Содержание

Р-36 (SS-9 «Scarp»)

Год принятия на вооружение 1967
Максимальная дальность стрельбы, км. 15200 (для боеголовки легкого класса)
10200 (для боеголовки тяжелого класса)
Количество ступеней 2
Стартовая масса, т 183,4 (с разделяющейся ГЧ)
183,9 (с моноблочной ГЧ тяжелого класса)
182,0 (с моноблочной ГЧ легкого класса)
Забрасываемый вес, кг 5440 (с разделяющейся ГЧ)
5825 (с моноблочной ГЧ тяжелого класса)
3950 (с моноблочной ГЧ легкого класса)
Вес средств преодоления ПРО, кг 401 (с разделяющейся ГЧ)
272 (с моноблочной ГЧ)
Длина ракеты с головной частью тяжелого класса, м 32,2
Диаметр ракеты, м 3
Количество боевых блоков, шт 3 боевых блока без индивидуального наведения или моноблочная ГЧ
Мощность боевого заряда, мт 3 х 2.3 Мт.
20 Мт.
8 Мт.
Вид топлива НДМГ+АТ
Тип системы управления инерциальная
Способ базирования шахтный

Разработка нового стратегического ракетного комплекса Р-36, с ракетой тяжелого класса, способной нести термоядерный заряд и преодолевать мощную систему ПРО противника была начата в СССР 12 мая 1962. Постановлением Правительства Советского Союза конструкторскому бюро «Южное» было поручено создать стратегический ракетный комплекс Р-36 оснащенный ракетой второго поколения 8К67. При проектировании использовались отработанные на ракете Р-16 конструктивные решения и технологии. Изначально разработка велась в двух вариантах: с комбинированной системой управления с каналом радиокоррекции и с чисто инерциальной системой управления. Но в ходе летных испытаний от комбинированной СУ отказались так как инерциальная СУ обеспечивала заданную точность стрельбы. Это позволило значительно снизить затраты на производство и развертывание комплекса.

Двухступенчатая ракета выполнена по схеме «тандем» с последовательным расположением ступеней. Первая ступень обеспечивала разгон ракеты и была оснащена маршевым двигателем РД-251, состоявшим из трех двухкамерных модулей РД-250. Маршевый ЖРД имел тягу на земле 274 т. Также на первой ступени был установлен четырехкамерный рулевой двигатель РД-68М с поворотными камерами сгорания. В хвостовом отсеке были установлены четыре тормозных пороховых ракетных двигателя, запускающиеся при разделении первой и второй ступеней.

Вторая ступень обеспечивала разгон до скорости, соответствующей заданной дальности стрельбы. Она была оснащена двухкамерным маршевым двигателем РД-252 и четырёхкамерным рулевым двигателем РД-69М. Эти двигатели имели высокую степень унификации с двигателями первой ступени. Для отделения головной части на второй ступени также были установлены тормозные пороховые двигатели.

ЖРД ракеты работали на высококипящем двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе. В качестве горючего использовался несимметричный диметилгидразин (НДМГ), в качестве окислителя — азотный тетраоксид (АТ). Наддув всех баков осуществлялся продуктами сгорания основных компонентов топлива. Примененные конструкторские решения обеспечили высокую степень герметичности топливных систем, что позволило удовлетворить требования по семилетнему хранению ракеты в заправленном состоянии.

Ракета оснащалась моноблочнрй головной частью с наиболее мощными из испытанных к тому времени боевыми зарядами мощностью 8 Мт или 20 Мт. В хвостовом отсеке второй ступени были установлены контейнеры со средствами для эффективного преодоления системы ПРО противника. Система защиты состоит из специальных устройств, которые отстреливаются из контейнеров пиропатронами в момент отделения головной части и создают в районе боеголовки мишени ложных целей. Сочетание мощного заряда с высокой на то время точностью попадания (КВО — 1300 метров) и надежным комплексом средств преодоления системы ПРО гарантировало выполнение боевой задачи.

Старт ракеты производился из шахтной пусковой установки (ШПУ), сам старт — газодинамический с запуском двигателя первой ступени непосредственно в пусковой установке. Выход ракеты из ПУ обеспечивался движением ракеты по направляющим в пусковом стакане.

В состав ракетного комплекса входило шесть рассредоточенных стартовых позиций, на каждой из которых размещались одиночные ШПУ. Около одной из них размещался командный пункт (КП), связанный линиями системы боевого управления и связи со всеми стартовыми позициями. Комплекс предусматривал меры защиты от поражающих факторов ядерного взрыва: уровень защищенности от ударной волны составлял для ШПУ 2 кгс/см2, для КП — 10 кгс/см2. Пусковая установка перекрывалась сверху специальным защитным устройством сдвижного типа, обеспечивающим герметизацию ствола шахты. В каждой ШПУ размещались источники электропитания, аппаратура и оборудование технологических систем, обеспечивавшие дистанционный контроль технического состояния систем ракеты и проведение операций по подготовке к пуску и пуск ракеты. Подготовка к пуску и сам пуск могли быть проведены как дистанционно — с КП, так и автономно — с каждой стартовой позиции. Время подготовки и проведение пуска Р-36 составляло 5 минут.


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».


Разработка ракеты велась ускоренными темпами, испытания проводились на полигоне Байконур. 28 сентября 1963 года состоялся первый пуск, который завершился неудачно. В ходе первой серии испытаний ракету постиг ряд неудач — из 10 первых пусков 7 завершились неудачей. Но постепенно конструкторам удалось устранить все недостатки и уже в конце мая 1966 года был завершен весь цикл испытаний, в течение которого было проведено 85 пусков, из них — 14 отказов. 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.

Комплекс Р-36 с ракетой 8К67 был снят с вооружения в 1978.



В декабре 1967 года, практически сразу после завершения испытаний ракеты 8К67 КБ «Южное» приступило к разработке на базе 8К67 ракеты с разделяющейся головной частью (РГЧ) 8К67П. Разработка новой ракеты велось в очень сжатые сроки, поскольку в это же время в США велась разработка РГЧ для ракеты «Minuteman». Новая разделяющаяся головная часть состояла из трех боевых блоков мощностью по 2,3 Мт и комплекса средст преодоления ПРО. Разведение боевых блоков осуществлялось «скатыванием» их по наклонным направляющим при работающем двигателе второй ступени ракеты. 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 повышало боевую эффективность такой ракеты по сравнению с моноблочной примерно в 2 раза.

Состав и структура нового комплекса остались такими же, как и у комплекса с ракетами 8К67. Для наземной эксплуатации РГЧ потребовалась доработка наземного проверочного пускового оборудования и технической позиции ракетного комплекса, а установка РГЧ на ракету потребовала доработки бортовой системы управления.

Ракета 8К67П с разделяющейся головной частью в составе комплекса Р-36 была принята на вооружение в 1970, постановка на боевое дежурство началась в 1971.

Комплекс Р-36 с ракетой 8К67П был снят с вооружения в 1979.

Р-36орб

Год принятия на вооружение 1968
Максимальная дальность стрельбы, км. неограниченна в пределах одного витка вокруг Земли
Количество ступеней 2
Стартовая масса, т 181,3
Забрасываемый вес, кг 3648
Вес средств преодоления ПРО, кг 238
Длина ракеты, м 32,65
Диаметр ракеты, м 3
Количество боевых блоков, шт моноблочная ГЧ
Мощность боевого заряда, мт 2,3 Мт.
Вид топлива НДМГ+АТ
Тип системы управления инерциальная
Способ базирования шахтный

Разработка стратегического ракетного комплекса Р-36 с орбитальной ракетой 8К69 была начата 16 апреля 1962 года в КБ «Южное». Такая ракета обеспечивает некоторые преимущества перед МБР:

  • Неограниченную дальность полёта, позволяющую поражать цели, недосягаемые для баллистических межконтинентальных ракет.
  • Возможность поражения одной и той же цели с противоположных направлений, что вынуждает противника создавать противоракетную оборону как минимум с двух направлений. При этом стоимость такой обороны значительно возрастает.
  • Сокращение времени полёта орбитальной головной части по сравнению со временем полёта головной части МБР при пуске орбитальной ракеты по кратчайшему направлению.
  • Невозможность прогнозирования района падения боевого заряда во время нахождения на орбитальном участке полета.

Состав ракетного комплекса и конструкция ракеты во многом аналогичны базовой Р-36. Ракета двухступенчатая с тандемным расположением ступеней. Оснащена жидкостными ракетными двигателями, использующими в качестве топлива НДМГ+АТ. Ракета хранится в заправленном виде, ампулизированная. Шахтная пусковая установка (ШПУ) и командный пункт (КП) защищены от действия поражающих факторов ядерного взрыва. Старт ракеты — газодинамический, с запуском двигательной установки ракеты в ШПУ.

Основное отличие от базовой ракеты заключается в применении орбитальной головной части (ОГЧ) с тормозной двигательной установкой (ТДУ), системой управления, боевым блоком (ББ) с зарядом мощностью 2,3 Мт и системой радиотехнической защиты ОГЧ. Система управления, ориентации и стабилизации ОГЧ — автономная инерциальная. Она дополнена радиовысотомером, который контролирует высоту орбиты дважды — в начале орбитального участка и перед подачей тормозного импульса. Тормозная ступень предназначена для обеспечения спуска ОГЧ с орбиты. Она оснащена собственной двигательной установкой, автоматом стабилизации и автоматом управления дальностью, выдающим команду на выключение ТДУ.

В ходе летно-конструкторских испытаний было испытано 19 ракет, из них 4 пуска были аварийнми. В семнадцатом пуске было осуществлено спасение головной части с помощью парашютной системы. Летные испытания ракеты были завершены 20 мая 1968 года, а принят на вооружение ракетный комплекс был 19 ноября 1968г. Первый и единственный полк с 18 пусковыми установками для орбитальных ракет 8К69 заступил на боевое дежурство 25 августа 1969г.

С боевого дежурства орбитальные ракеты 8К69 были сняты в январе 1983 года в связи с заключением Договора об ограничении стратегических вооружений (ОСВ-2). В этом договоре было введено ограничение на размещение ядерного оружия в космосе.

В дальнейшем на базе ракеты 8К69 было создано семейство ракето-носителей «Циклон».

См. также

Р-36М (РС-20, SS-18 «Satan») — дальнейшее развитие ракетного комплекса

Ссылки

 
Начальная страница  » 
А Б В Г Д Е Ж З И Й К Л М Н О П Р С Т У Ф Х Ц Ч Ш Щ Ы Э Ю Я
A B C D E F G H I J K L M N O P Q R S T U V W X Y Z
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Home