Text
                    К.
VIЕЖКОНТИНЕНТ АЛЬНЫЕ
АЛЛИСТИЧЕСКИЕ
СССР (РФ) И США
«ГСТОРИЯ СОЗДАНИЯ, РАЗВИТИЯ И СОКРАЩЕНИЯ
Г?
19%

УДК 629. 76. 2 В книге приводятся характеристики и дается описание всех межконтинентальных баллистических ракет, которые были созданы и приняты на вооружение в' СССР (РФ) и США. Рассматриваются процессы наращивания группировок МБР в 1960 - 80-е гг. и сокращения их после 1991 г. При под- готовке книги к изданию использовались материалы, опу- бликованные в открытой отечественной и зарубежной печа- ти. Книга рассчитана на широкий круг читателей и может быть полезна специалистам, занимающимся стратегическими наступательными вооружениями. Ил. 47, табл. 32, библ. 23 назв. I Иллюстрации: Е. Филимонова, В. Засимкин й © Ракетные войска стратегического назначения, 1996
ОГЛАВЛЕНИЕ словие... * ксы и наименования межконтинентальных баллистических ракет, средней и малой дальности СССР (РФ).................. л и наименования межконтинентальных баллистических ракет, Г; ... тах СМБР)...-..™ 13 м jL 1. МБР как часть стратегических наступательных вооружений..................... 13 1.2. Свойства и характеристикиМБР.................... S?i JL Пути улучшения основных характеристик МБР, определяющих их эффективность................................................................... 24 Постановка задачи обоснования требований к МБР и их Ж группировкам.............................................. ................ 47 47 2.2. Разработка ракет большой дальности в СССР на пути к создав первых МБР. Ракеты Р-1, Р-2, Р-5М, Р-11М, Р-12, Р-14..... . 2.3. Первая МБР СССР Р-7. Схема, основные характерист ики и конструктивные особенности................................ первых МБР. Ракеты “Редстоун”, “Тор”, “Юпитер”.................................. 2.5. Первые МБР США “Атлас” н “Титан-Г’. Схемы, основные Глава 3. Создание моноблочных МБР в СССР и США в 60-х годах...... 108 '3.1, Схемы, основные характеристики и конструктивные особенности МБР СССР Р-16, Р-9А, Р-36, УР-100, PC-10, РС-12, РТ-20в,....... 106 3.2. Схемы, основные характеристики и конструктивные особенности МБР США “Титан-2”, “ Минитмен-1” , “Минитм€н-2”.Л................Д^ 4.1. Основные типы головных частей современных МБР МБР США “Минитмен-3” 199 4.3. Схемы, основные характеристики и конструктивные особенности МБР СССР PC-16, РС-18 и РС-Ж__________........__ ДЮ
Глава 5. Создание МБР в СССР и США в 80-х годах.............. 218 5.1 . Схема, основные характеристики и конструктивные особенности МБР США “MX”. Проект МБР “Мвджигмен”.................... ......218 5.2. Схемы, основные характеристики и конструктивные особенности МБР СССР РС-12М, PC-22 и “Тополь-М”............................ Глава 6. Этапы совершенствования МБР СССР и США. Развитие группировок МБР.............................. ....250 и 6.1. Основные направления и этапы совершенствования МБР.........250 6.2. Развитие группировок МБР СССР и США................. ......264 6.3. Сокращение стратегических наступательных вооружений.......?..2бб Приложение 1. Характеристики межконтинентальных баллистических ракет, ракет средней и малой дальности СССР (РФ).....................307 Приложение 2. Характеристики межконтинентальных баллистических дэакет, ракет средней и малой дальности США...................... 343 Приложение 3. Межконтинентальные баллистические ракеты, ракеты средней и малой дальности СССР (РФ) и США (общие виды ра- кет)............................. ........................... .359 Приложение 4. Динамика процесса разработки и эксплуатации ракет- ных комплексов стратегического назначения СССР (РФ)................. 367 <ч--. Литература .373 4
Предисловие Современные межконтинентальные баллистические w.i кеты г (МБР) - самый мощный вид стратегических наступательных вооруже- ний, обладающие высокой эффективностью поражения всех типов целей гибкостью и оперативностью боевого управления в любых условиях при- менения. Это определяет особую роль МБР в их главном предназначении 4 быть сдерживающим средством, позволяющим ^предотвратить как ядерную, так и широкомасштабную войну с применением неядерных Средств поражения. Высокие боевые возможности современных МБР достигнуты е ре- * 1 I ’ зультате их непрерывного совершенствования на протяжении почти . > .. .. пятидесятилетнего периода. История МБР - это история решения мно- v: 1 ’ ’ А ' • • • гачисленных и сложных научных проблем, поиска и внедрения новых кон-. структивно-технических решений, Ulb. звития методов эксперименталь- ных исследований, испытаний Фа кет, разработки вопросов производства, * *1 эксплуатации и боевого применения. Все это потребовало создания спе- ь * • / циалъной научной, испытательной и производственной базы многих мини- стерств, совершенствования структуры Вооруженных Сил с образова- нием наиболее мощного их вида - Ракетных войск стратегического наз- начения. Происходящий в настоящее время процесс сокращения стратегиче- ч ских наступательных вооружений не снижает требований к качествен- ному совершенствованию МБР. Развитие межконтинентальных кет в новых условиях, сложившихся в России и на международной арене, яв- ляется продолжением непрерывного процесса улучшения их характери- стик и требует знания и учета* всех особенностей предыдущих этапов. I Полезно знание опыта развития МБР с его положительными и отрица- тельными сторонами будущим специалистам в области ракетной тех- ники, которым предстоит решать новые, возможно, более сложные про- •ч 5
блемы; Однако изучение развития МБР затруднено отсутствием ис- точника, в которых история МБР была бы изложена с необходимой полнотой. В этом отношении предлагаемая читателям книга в опреде- ленной степени устраняет указанный недостаток. В ней впервые рас- '• ь / • , сматриваются характеристики и особенности конструкции не только всех МБР СССР (РФ) и США (что позволяет сравнивать степень со- вершенства и темпы развития МБР этих двух стран), но и ряда других ракет, разрабатывавшихся в период создания МБР. В книге изложены основы проведения сравнительного анализа, базирующиеся на оценках эф- 4 • * * фективности группировок ракетных комплексов с рассматриваемыми МБР. ь Авторы книги являются высококвалифицированными специалиста- ми в области ракетной техники. Все они - преподаватели Военной ака- демии им. Ф.Э. Дзержинского, профиль и направление научной и учебной г работы которых связан с изучением МБР. Редактор книги профессор • а Е.Б. Волков - крупный специалист в области стратегических вооруже- • ний, имеющий большой опыт не только педагогической деятельности, но а и практической работы, связанной с проблемами развития МБР. ' а В целом книга может быть оценена положительно и, безусловно, будет полезна специалистам, занимающимся вопросами создания, экс- ь * плуатации и боевого применения МБР. В качестве пожелания при пере- издании книги можно было бы учесть то обстоятельство, что основное внимание при описании большинства ракет уделено двигательным уста- новкам, топливам, элементам конструкции носителя. Значительно менее подробно рассматриваются другие важные элементы и системы: боевое оснащение и системы управления полетом. В то же время именно боевое оснащение и системы управления представляют собой те элементы МБР, которые должны, по видимому, получить приоритетное развитие F " а в новых условиях, требующих избирательности и гибкости боевого при- а менения. •% ЧВ1 6
Можно также заметить, что сравнительный анализ МБР на основе оценок эффективности группировок хотя и считается наиболее обобщенным, но тем не менее не может рассматриваться как исчерпы- .1 1 J , * / - ‘ врющий по отношению к конструктивно-техническим характеристи- кам. Его можно было бы дополнить анализом уровня технического со- вершенства ракет, опыт которого имеется в достаточном объеме. ь . I ’ I ' Книга "Межконтинентальные баллистические ракеты СССР (РФ) и США. История создания, развития й сокращения’’, является пер- вым изданием, в котором рассматриваются и излагаются с достаточной полнотой важные вопросы развития межконтинентальных баллистиче- . . . .' . . • • . ских ракет и их группировок. Представляется целесообразным рекомен- 1 ' . ' ' 4 , • ' * • довить авторам продолжить работу по воссозданию истории развития . .. i . 1 ' * F I • АА- ‘ ' 1 МБР и подготовить второе издание книги, в которой могли бы быть ь I - * I • ’ учтены высказанные пожелания. ь • * WA НАЧАЛЬНИК ЦНИИ МО, заслуженный деятель науки и техники РФ, • , 1 доктор технических наук, профессор генерал-майор В. ДВОРКИН
Введение Идея создания межконтинентальных (МБР) появилась еще в годы второй мировой войны. Однако реализация этой идеи оказалась настолько сложной, что потребовалось примерно 1 пятнадцать лет напряженной работы многих научных, конструктор- F ских и промышленных организаций, чтобы МБР были созданы Задача эта была решена в СССР и США к концу 50-х годов. Первые МБР обла- дали существенными недостатками, которые осложняли эксплуатацию вооружения и могли проявиться на этапе его боевого применения. Вмес- те с тем первый опыт создания МБР подтвердил, что они могут стать одним из самых мощных и эффективных видов современного вооружения. т • Поэтому и в СССР, и в США были развернуты и интенсивно продолжа- * лись в период I960 - 80-х годов работы по совершенствованию МБР. МБР были созданы и в КНР, однако количество их в армии КНР было настолько незначительным, по сравнению с количеством МБР в Воору- женных Силах СССР и США, а характеристики были столь невысоки- ми, что история развития МБР может рассматриваться только как история Uh звития советских (российских) и американских ракет. В 1960 - 80-х годах наращивались боевые возможности группировок МБР СССР и США. К 1991 г. количество боевых блоков на ракетах ч этих группировок составило для МБР СССР более 6500 единиц, а для МБР США - около 2500. МБР СССР и США были основной (а для т СССР - и главной) частью cmi тегических наступательных вооруже- ний (СНВ) этих стран. Наиболее важно для РФ то, что МБР являются надежным средством решения задачи сдерживания, т. е. основной задачи, возлагаемой на СНВ Военной доктриной Российской Федерации. С1991 г. начался процесс сокращения СНВ СССР и США. Таким образом, история звития МБР включает три этапа: соз- дание первых МБР (середина 40-х - конец 50-х годов), совершенствование МБР и наращивание боевых возможностей их группировок (1960 - 80-е годы) и сокращение МБР. *
МБР - крайне сложный и дорогостоящий вид вооружения. Для их совершенствования и в СССР и в США была, создана мощная научно- промышленная база, затрачены огромные средства. Все это - и особое значение МБР для Вооруженных Сил, и масштабы работы по их созда- нию и совершенствованию, и сложность научно-технических проблем, которые необходимо было решать в процессе развития МБР, делает их I ’ историю особенно поучительной и интересной для всех, кто связан с во- просами, относящимися к области стратегических вооружений. Вопросы истории развития МБР рассматривались во многих пу- q бликациях, часть из которых перечислена в библиографии к книге. Однако чаще всего при этом речь шла о каких-то отдельных образцах МБР СССР или США, что не позволяло проследить всю историю развития МБР целиком и сопоставить этапы и результаты развития МБР в СССР и США. В книге, предлагаемой читателю, сделана попытка рас- . смотреть историю развития МБР СССР и США в полной степени и со- вместно. Книга написана по открытым материалам и поэтому значения ряда характеристик МБР, приводимые в книге, должны оцениваться как приближенные. * В первой главе книги приводятся некоторые сведения из теории МБР, позволяющие лучше понять и объяснить основные направления их развития, главы 2-5 содержат описание МБР СССР (РФ) и США, в . главе 6 рассматриваются вопросы развития (включая сокращение) груп- пировок МБР. Главы 1 и 6 написаны Е. Б. Волковым, глава 2 - В.Н. Бобыревым, глава 3 - В.А. Кобяковым и А.А. Филимоновым, глава 4 - В.Н. Бобыревым и В. А . Кобяковым, глава 5 - В.А. Кобяковым. Приложения и иллюстраци- онный материал подготовлены А. А. Филимоновым. Особую благодарность и признательность коллектив авторов вы- ражает инженеру-программисту Е.В. Филимоновой за предоставленное компьютерное и техническое обеспечение при подготовке книги к изда- нию. I 9
ИНДЕКСЫ И НАИМЕНОВАНИЯ МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫХ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ, РАКЕТ СРЕДНЕЙ И МАЛОЙ ДАЛЬНОСТИ СССР (РФ) Отечественное наименование Кодовое наименование Оперативно- боевой индекс Техноло- гический индекс По Договорам ОСВ, СНВ, РСМД США НАТО Р - 1 • 8А11 • SS - 1 Scunner Р - 2 ’ 8Ж38 SS - 2 Sibling Р - 5М 8К51 ь SS snyster Р - ИМ 8К11 л SS - 1В Scud A Р - 7 8К71 SS - 6 Sapwood Р - 7А 8К74 SS - 6 Sapwood Р - 12 8К63 Р - 12 SS - 4 Sandal Р - 12У 8К63У Р - 12 SS - 4 ’ Sandal. Р - 14 8К65 Р - 14 SS - 5 + Skean . Р - 14У 8К65У Р - 14 SS - 5 Skean . Р - 16 8К64 SS - 7 Saddler Р - 16У 8К64У SS - 7 Saddler р - 9 4 8К75 л SS - 8 Sasin р - 9А 8К75 л SS - 8 V Sasln Р'- 26 8К66 - •• УР - 200 8К81 • РТ - 1 8К95 ' ч ур. - 100 8К84 SS - и Sego УР- - 100М 9К84М SS - и Sego . УР - 100К 15А20 PC - 10 SS’ - и Sego УР 100У 15А20У PC - 10 SS - 11 Sego _ ... 10
Продолжение 1' • 1" Отечественное наименование Кодовое наименование Оперативно- боевой индекс Техноло- гический индекс По Договорам ОСВ, СНВ, РСМД США НАТО Р -36 8К67 SS - 9 Scarp Р - 36 орб 8К69 SS - 9 Scarp РТ - 2 8К98 PC - 12 SS - 13 Savage РТ - 2П 8К981Г PC - 12 SS - 13 Savage РТ - 15 8К96 SS - 14 Scapegoat РТ - 20 8К99 SS - 15 Scrooge "Темп-2С" 15Ж42 PC -14 SS - 16 Sinner РОД - 10 15Ж45 РСД - 10 SS - 20 Saber УР - 100Н 15А30 PC - 18А SS - 19 Stilleto УР - 100НУ 15А35 PC - 18Б SS - 19 Stilleto МР УР - 100 15А15 PC - 16A SS - 17 Spanker МР УР 100У 15А16 PC - 16Б SS - 17 Spanker Р - 36М 15А14 PC - 20A SS - 18 Satan Р - 36МУ 15А18 PC - 20Б SS - 18 Satan Р - 36М2 15А18М PC - 20B SS ~ 18 Satan РТ - 2ПМ 15Ж58 PC - 12M SS - 25 Sickle РТ - 23У 15Ж60 PC - 22A SS - 24 Scalpel РТ - 23 15Ж52 PC - 22Б SS - 24 ‘Scalpel РТ - 23У 15Ж61 * - PC - 22B SS - 24 ... Scalpel II
ИНДЕКСЫ И НАИМЕНОВАНИЯ МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫХ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ, РАКЕТ СРЕДНЕЙ И МАЛОЙ ДАЛЬНОСТИ США Наименование ракеты Тип и серия ракеты Система вооружения (способ базирования) (ракетный комплекс) "Редстоун"- PGM - ИА Л "Юпитер" PGM - 19А 1 "Тор" PGM - 17А WS - 315А I "Атлас-D" 1 ’ CGM - 16D WS - 107А "Атлас-Е" CGM - 16E WS - 107А-1 1 ”Атлас-F" HGM - 16F | "Титан-1" HGM - 25A WS - 107А-2 | "Титан-2" LGM - 25G WS - 107А-2 1 "Минитмен-1А" LGM - ЗОА WS - 130 "Минитмен-1В" LGM - 30B "Минитмен-2" LGM - 30F WS - 133B "Минитмен-3" LGM - 30G "Минитмен-ЗА" LGM - 30G | "Пискипер" (MX) LGM - 118A % "Миджитмен" MGM - 134A Примечание. Буквенно-цифровые индексы имеют следующие значения: ., . GM - управляемая ракета для поражения наземных целей; С... - пуск ракеты осуществляется с незащищенной наземной пуско- вой установки; Н... пси пуске МБР поднимается на поверхность из подземного укрытия; L. . . - пуск ракеты осуществляется из шахтной пусковой установки; М.. . - пуск ракеты, осуществляется с подвижной пусковой установки; Р... - пуск ракеты осуществляется с обвалованной наземной пуско- вой установки; ... - 30... - порядковый номер типа; ,.. - . А, В, С, D, Е, F.G, ... - порядковый номер серии; WS - Weapon System - система вооружения, ракетный комплекс.
Глава 1 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫХ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТАХ (МБР) 1.1. МБР КАК ЧАСТЬ СТРАТЕГИЧЕСКИХ НАСТУПАТЕЛЬНЫХ ВООРУЖЕНИЙ 4 S Одним из наиболее значительных (если- не самым значительным) событий в развитии военного дела во второй половине XX века было создание стратегических наступательных вооружений (СНВ). Их по- явление оказало весьма сильное влияние не только на представле- ния о возможном характере будущей войны и построение Вооруженных Сил, т.е. обстоятельства чисто военного плана, но и на особен- ности развития экономики, науки и промышленности ряда ведущих стран мира, а также на отношения между ними. СНВ являются-частью стратегических вооружений, под которыми понимают различные виды оружия, военной техники, средств управ- ления и обеспечения, предназначенные для достижения стратегичес- ких целей войны, т.е. конечных результатов военных действий стратегического масштаба, ведущих к крупным, возможно, коренным изменениям военно-политической и стратегической обстановки. По- мимо СНВ, предназначенных в основном для поражения на территории противника наиболее важных для его экономики и вооруженных сил целей, в стратегические вооружения входят и стратегические обо- ронительные вооружения, имеющие задачей защиту территории страны от оружия противника (системы ПВО, ПРО, ПКО и др.). Основным элементом СНВ являются носители разных типов, предназначенные для доставки к целям боеприпасов с ядерными за- рядами. Мощность этих зарядов в большинстве случаев измеряется в настоящее время долями мегатонны (тротиловый эквивалент), т.е. превосходит в десятки раз мощность зарядов американских бомб, - уничтоживших в 1945 г. японские города Хиросиму и Нагасаки. СНВ представляют собой крайне сложный и дорогостоящий вид > ''Вооружения. Создавать, производить и содержать их могут только “'страны, в которых уровень экономики, науки и промышленности дос- таточно высок. К началу 90-х годов СНВ имели пять стран: СССР, США, Великобритания, Франция и КНР. 13
По типу носителей и условиям их размещения различают три основных вида СНВ - баллистические ракеты наземного базирования, баллистические ракеты подводных лодок (БРПЛ) ~л тяжелые бомбарди- ровщики (ТБ). Возможно создание СНВ и'на базе космических аппа- ратов, однако Договором 1967 г. о принципах использования кос- мического пространства размещение средств массового поражения в космосе запрещено. Баллистические ракеты наземного базирования по дальности действия делят на ракеты средней дальности (до 5500 км) и межконтинентальные баллистические ракеты (свыше 5500 км) - РОД и- МБР. РСД. СССР и США были ликвидированы в соответствии с Договором 1987 г., после чего в СНВ этих стран осталось по три составляющих - МБР, БРПЛ и ТБ. Ядерные заряды МБР и БРПЛ разме- щаются в их боевых блоках, к авиационным ядерным боеприпасам от- носятся крылатые ракеты воздушного базирования, ракеты "воздух - поверхность" и авиационные бомбы. -Баллистические ракеты могут нести либо по одному (ракета с моноблочной головной частью), ли- бо по нескольку (ракеты с разделяющейся головной частью - РГЧ) боевых блоков. Появление СНВ стало возможным только после создания ядерно- го оружия. Первым образцом стратегических ядерных вооружений можно считать американский бомбардировщик Б-29, использовавшийся для атомной бомбардировки японских городов. За пятьдесят лет, прошедших после этой бомбардировки, для развития СНВ в СССР и США были вложены сотни миллиардов долларов (рублей), были раз- вернуты и проводились по многим направлениям научные исследова- ния по совершенствованию СНВ, были созданы специализированные конструкторские и- испытательные 'организации и промышленные предприятия. СНВ прошли большой путь развития и превратились в наиболее мощный вид современных вооружений. Основным показате- лем, характеризующим боевые возможности СНВ, считается количест- во боезарядов на их носителях. До конца 80-х - начала 90-х годов оно непрерывно росло. Инициатором этого были США. К 1960 г. ко- личество боезарядов в СНВ США достигло нескольких тысяч, СССР имел их примерно в десять раз меньше, в 1975 г. количество бое- зарядов в СНВ США и СССР составляло 10 000 и 3000 соответствен- но. И только к середине 80-х годов количество боезарядов в СНВ обеих стран стало примерно равным. По согласованным данным, в 1991 г. оно' составляло 10 563 заряда для США и 10 271 заряд для СССР. Суммарный мегатоннаж СНВ США и СССР измерялся тысячами ме- гатонн.
В случае использования всех боезарядов СНВ США или СССР могли уничтожить (разрушение воздушной ударной волной, не считая действия .других поражающих факторов ядерного взрыва) по 200-400 тысяч кмг городской площади или примерно по 2 тысячи самых высо- козащищенных современных целей. Такие возможности СНВ превосхо- дили любые реалистические требования стратегии. Да и применить одновременно эти тысячи и десятки тысяч ядерных боеприпасов было просто невозможно - такое их ’’применение" означало бы гибель’ци- вилизации на Земле. Почему же СНВ США и СССР были доведены до такого уровня? Основным в "логике".соответствующих кругов США было стремление превзойти'СНВ СССР, обеспечить возможность унич- тожения их в первом ударе и получить тем самым неоспоримое воен- ное превосходство. Логика другой стороны была не допустить это- го. Попытки как-то ограничить наращивание СНВ СССР и США предп- ринимались еще в 70-х годах, однако только в конце 80-х и начале 90-х годов были достигнуты определенные результаты в этом. В 1987 г. был заключен Договор о ликвидации РСД США и СССР, в 1991 г,- - подписан Договор о сокращении остальных их СНВ до уровня в. 6000 боезарядов у каждой стороны и в 1993 г. - Договор о сокра- щении СНВ до 3000...3500 боезарядов. СНВ Великобритании, Франции и КНР к началу 90-х годов нас читывали в общей сложности примерно 1000 боезарядов, что состав- ляло всего около 10% от числа боезарядов в СНВ США или СССР. Кроме того, образцы СНВ Великобритании, Франции и КНР по своим характеристикам в большинстве своем заметно уступали соответс - тБующим образцам СНВ двух основных ядерных держав мира. Поэтому история развития СНВ рассматривалась обычно как история .развития СНВ только СССР и США, а при оценках соотношения возможностей СНВ СССР и США СНВ остальных государств не принимались во внима- ние. Однако, если СНВ РФ'будут сокращены до 3000 боезарядов, то число боезарядов в СНВ Великобритании и Франции (особенно, с уче- том модернизации СНВ в этих странах, которая продолжается) будет составлять уже до 30% от числа боезарядов в СНВ РФ; и это, имея в виду, что Великобритания и Франция - военные союзники США, долж- но, безусловно, учитываться. Хотя в 1991 г. СНВ СССР и США насчитывали примерно одинако вое число боезарядов, они значительно различались по составу. Основной частью СНВ СССР были МБР (65% боезарядов), в СНВ США г— МБР было размещено 25% боезарядов. Однако доля МБР в боевых воз- можностях СНВ СССР и США была выше этих цифр; это объясняется
тем, что характеристики боевых блоков МБР, от которых зависит эффективность поражения целей, как правило, выше соответствующих характеристик боезарядов других видов СНВ. Процент площади, по- ражаемой МБР СССР, составлял более 70% от всей площади, поражае- мой СНВ; для МБР СНВ США эта величина была более 40%; процент высокозащищенных целей, поражаемых МБР, составлял для 'СНВ СССР более 80%, для СНВ США - около 60%. Можно заключить, что в опре- делении боевых возможностей СНВ СССР роль МБР была решающей, для СНВ США - весьма значительной. В связи с этим совершенствование МБР в.процессе развития СНВ имело особое значение и для СССР, и для США. В число целей, для поражения которых предназначаются МБР, входят различные объекты экономического и военного потенциала предполагаемых противников, и в том числе промышленные и адми- нистративно-политические центры, объекты энергетической системы, транспортные узлы, базы МБР, ПВО, ПРО, флота, аэродромы и кос- модромы, центры управления экономикой и Вооруженными Силами и т.п. Перечисленные объекты различаются своими размерами и сте- пенью защищенности по отношению к действию ядерного взрыва, что имеет существенное значение для определения эффективности МБР. Крайними значениями в ряду этих характеристик для всех целей МБР являются характеристики крупноразмерных площадных целей . (пример - города: поперечник измеряется километрами, защищенность по воз- душной ударной волне - несколько сотых мегапаскалей) и малораз- мерные высокозащищенные цели (пример - шахтная ПУ МБР: попереч- ные размеры, составляют метры, защищенность до 10 МПа)‘ . Для по- ражения целей в зависимости от их особенностей, характеристик боевых блоков и требуемого уровня поражения необходимы один или несколько взрывов. МБР сами могут быть объектами поражения для СНВ противника. Наиболее опасными для них в этом случае будут боевые блоки бал- листических ракет. В зависимости от соотношения времен падения этих боевых блоков и пуска МБР могут быть три формы применения МБР: упреждающий (первый) удар, если МБР стартуют до начала ра- кетного нападения противника, т.е. до пуска его МБР и БРПЛ; ответно-встречный удар (ОВУ), при котором МБР стартуют до * Мегапаскаль (МПа) = 10,2 кгс/cj^ 16
г окончания ракетного нападения противника, но после пуска его ра- кет, боевые блоки ракет противника в этом случае в момент старта МБР находятся на траектории или частично достигли позиционных районов МБР; ответный удар (ОУ), когда пуски МБР производятся после окончания ракетно-ядерного нападения противника. Наиболее сложным является ответно-встречный удар. Для его реализации необходима постоянно работающая высоконадежная систе- ма предупреждения о ракетном нападении противника (СПРН), обна- руживающая пуски его БР. По сигналам этой системы в ограниченное время (не более 30...35 мин) на уровне руководства государством должно быть принято решение на проведение ОВУ, выработаны и пе- реданы команды на проведение пусков МБР, сами ракеты должны стартовать и-успеть уйти из зоны действия взрывов в позиционных районах. В случае принятия ошибочного решения на проведение ОВУ его осуществление будет означать неоправданное начало ящерной войны. В связи с этим считать проведение ОВУ полностью гаранти- рованным нельзя. Поэтому в качестве расчетного случая для оценок возможностей МЕР обычно рассматривают ответный удар, т.е. пуски ракет после -воздействия противника. Для того чтобы получить, при этом гарантированные результаты, из всех возможных условии про- ведения ОУ необходимо брать наиболее тяжелые. Это касается преж- де всего форм воздействия противника. В соответствии с современ- ными представлениями о возможном характере будущей войны, она может включать два этапа: неядерный, т.е. этап с применением только обычных средств поражения, и -ядерный - с использованием различных видов (в том числе и СНВ) ядернэго оружия. Возможно в будущем и появление систем ПРО, способных поражать стратегичес- кие БР и их боевые блоки. Из сказанного следует, что наиболее сложным (а следовательно, и основным расчетным) случаем примене- ния МБР является случай, когда они до‘ реализации ими ответного удара будут подвергнуты воздействию обычных средств противника., воздействию его ядерных средств и когда БР и их боевые блоки мо- гут встретить противодействие систем ПРО. . Важным требованием к МБР является требование их постоянной высокой боевой готовности. Это требование вытекает из представ ления о том, что противник может начать воздейскние ко группа ровке МБР внезапно и что пуски ракет при этом необходимо будет проводить как можно быстрее. 17
В силу сложности МБР и необходимости длительное время под- держивать их в состоянии готовности к пуску, этот вид ракет тре- бует для эксплуатации и боевого применения специального оборудо- вания. Совокупность оборудования, предназначенного для хранения ракеты в готовности к пуску и для проведения пуска, и самой ра- кеты называют ракетным комплексом (РК). Развитие МБР сопровожда- лось изменениями не только конструкции и характеристик самих ра- кет, но и изменениями других агрегатов и систем РК. Среди этих агрегатов и систем крайне важной является пусковая установка (ПУ), в (на) которой хранится ракета и из (с) которой произво- дится ее пуск. Именно вид пусковых установок и условия их разме- щения и являются главным признаком* по которому классифицируются РК. В настоящее время различают два основных вида ракетных комп- лексов - стационарные и мобильные (подвижные). ПУ стационарных РК неподвижны, ПУ мобильных РК могут менять свое местоположение. Из всех многочисленных возможных типов-мобильных РК используются подвижные грунтовые РК (ПГРК), ПУ которых созданы на базе колес- ных шасси высокой проходимости, и подвижные железнодорожные РК (ПЖРК), ракеты и большинство остальных систем которых размещены в железнодорожных вагонах. Совокупность РК с МБР образует их группировку. Боевые воз- можности группировки определяются в основном количеством и ха- рактеристиками РК, а также условиями их боевого дежурства и при- менения и характеристиками обеспечивающих систем. Зависят они, как ясно из предыдущего, и от возможностей воздействия противни- ка. Из особенностей РК особое значение имеют характеристики са- мих МБР, поэтому их совершенствование всегда было обязательным и крайне важным направлением повышения боевых возможностей группи- ровки. Среди систем, обеспечивающих эксплуатацию и боевое приме- нение РК, наиболее важна система боевого управления, с помощью которой осуществляются контроль за состоянием комплекса в период нахождения его в режиме боевого дежурства и пуски ракет. 1.2. СВОЙСТВА И ХАРАКТЕРИСТИКИ МБР В наиболее полной и общей форме РК с МБР характеризуются их показателями качества; эффективностью, стоимостью, эксплуатаци- онными особенностями, временем создания и временем морального старения. Эффективность - свойство РК с МБР, определяющее результаты их применения. Основное общее требование к эффективности - воз- можно большее (при прочих равных условиях) ее значение. 18
Стоимость ракетного комплекса характеризуется суммарными затратами на создание и эксплуатацию группировки комплексов с МБР или определенной ее части. В эти затраты входят затраты на разработку (включая необходимые научные исследования) РК, их ис- пытания, производство и содержание в войсках. В качестве показа- теля стоимости может быть использована также стоимость пуска ра- кеты - общие затраты на группировку, отнесенные к числу ракет в группировке. В 70 - 80-е годы стоимость пуска американских МБР измерялась десятками миллионов долларов. Общее требование к МБР по их стоимости - возможно большее ее снижение. Эксплуатационные особенности РК с МБР определяются рядом их характеристик и свойств, проявляющихся в процессе эксплуатации комплексов в войсках: межрегламентные (межпроверочные) сроки, продолжительность регламентов (проверок), требуемые для хранения МБР температурно-влажностные режимы, степень автоматизации про- цессов эксплуатации, ее безопасность и т.п. Требования к эксплу- атационным особенностям: возможно большие простота и безопас- ность, уменьшение стоимости эксплуатации, необходимого числа личного состава; обеспечение сохранности РК в боеготовом состоя- нии в штатных условиях боевого дежурства. Время создания РК ~ время от начала их разработки до приня- тия на вооружение и постановки на боевое дежурство. Время старе- ния РК - время от принятия РК на вооружение до снятия их с воо- ружения. Первую временную характеристику, как правило, требуется сокращать, вторую - увеличивать. В процессе развития РК стремились улучшать все их показате- ли качества. Это часто было сопряжено со значительными труднос- тями, так как влияние различных мер на показатели качества про- тиворечиво; так,, например, повышение эффективности РК, как. пра- вило, было связано с их усложнением (современные РК значительно сложнее их первых образцов), но усложнение РК всегда увеличивало их стоимость и т.п. Сравнение и выбор РК в связи с необходи- мостью учета требований по разным показателям качества произво- дились чаще всего с использованием комплексного критерия "эффек- тивность - стоимость". Требования к РК по этому критерию форму- лируются по-разному, например: группировка РК с МБР (или данный вид РК о МБР) должна обла- дать эффективностью "W" не ниже требуемой, стоимость ее при этом минимальна:
W WT р , С Cm । n ; стоимость группировки (данного вида РК) не превышает требу- емой, эффективность - максимально возможная: W = Wiax Выполнение этих требований должно обеспечиваться при допус- каемых (наилучших из возможных) эксплуатационных особенностях РК и при.требуемых временах создания РК (Тсз) и их старения (Тст): с з.тр с т.тр Рассмотренные показатели качества РК зависят, в свою оче- редь, от многих свойств и характеристик комплексов. Особое зна- чение для развития МБР имело влияние различных свойств и харак- теристик РК на их эффективность. К основным свойствам и характе- ристикам РК, влияющим на их эффективность, относятся: предельная дальность полета боевых блоков Lmax, км; количество боевых блоков на ракете п66; точность попадания боевых блоков в цели, характеризуемая среднеквадратическим отклонением точек их падения от точки при- целивания 61 п км; мощность ядерного заряда боевого блока q,. Мт; боеготовность РК, характеризуемая временем от прихода, ко-' . манды на пуск ракеты до ее старта яГбг, с;. надежность РК, определяемая чаще всего как вероятность Рк того, что ракета комплекса, находящегося на боевом дежурстве, по получении команды на пуск нормально стартует в установленное время, и ее бое.вые блоки достигнут цели; живучесть РК, характеризуемая вероятностью Рж того, что комплекс , подвергшийся воздействию противника (например, ядерно- му удару), сохранит свою боеспособность; размеры зоны разведения Sp боевых блоков ракеты с РГЧ - зо- ны, куда могут в любом порядке быть направлены все боевые блоки; число точек переприцеливания ппп боевых блоков - число то- чек, куда за определенное время могут быть переприцелены боевые блоки ракеты. Эффективность - свойство РК, определяющее результаты пора- жения целей ящерными взрывами боевых блоков ракет. При ядерном 20
взрыве на цель действуют различные поражающие факторы (ПФЯВ). Однако в большинстве случаев при оценке эффективности учитывает- ся действие только воздушной ударной волны (ВУВ), интенсивность которой определяется давлением во фронте ВУВ. Если это давление у цели больше допускаемого для нее (по условиям прочности, ус- тойчивости и т.п.), цель считается пораженной. Выше уже говори- лось, что для крупноразмерных площадных целей допускаемое давле- ние составляет несколько сотых мегапаскалей. Для городских зда- ний обычно принимают л рф=0,03 МПа. Стационарные шахтные ПУ американских МБР имеют д рф=7 МПа.. Давление во фронте ВУВ зависит в основном от мощности взрываемого заряда q и рассто- яния дэ эпицентра взрыва R: д рф=Г(р^И). На основании этой за- висимости устанавливается значение радиуса поражения цели (рас- стояния, на котором д рф равно давлению, поражающему цель): где Кц " коэффициент, определяемый защищенностью цели Кц=К(дрф). ДляД рф-0,03 МПа Кц=4, для Д рф = 10 МПа Кц=0,4. Это означает, что взрыв заряда мощностью q=l Мт поражает городские строения в ра- диусе примерке 4 км, а. высоко защищенные (с указанным Дрф) объ- екты - на расстоянии до 400 м. В качестве показателей эффективности МБР чаще всего исполь- зуются математическое ожидание части площади крупноразмерной це- ли, поражаемой взрывами М, и вероятность поражения малоразмер- ной цели Р. При некоторых упрощающих предположениях эти величины определяются как n*SuR;23 n’guK%q2/3 М - —--------= -------------- , К..Ц n* R23 n* K2uq2/3 где Вц - площадь крупноразмерной цели; я* - число одинаковых и независимых взрывов у цели. Если под г* 'понимать не число боевых блоков, взорванных . у цели, а число боевых блоков, находящихся на боевом дежурстве, то 21
показатели эффективности будут меньше, т.к. часть боевых блоков мо,нет оыть уничтожена противником (Рж < 1), а часть их не достиг- нет цели из-за того, что надежность Рк < 1. в этом случае Рж Рк n‘O%q2/3 М - n‘K%q2/3 р = Рж рк С1~ехр(-----:----)] 2 6% На основании этих соотношений могут быть получены и другие, ис- пользуемые в практике показатели эффективности, например, пло- щадь, поражаемая одной ракетой:. Si Рж Рк пб б К2 ц q2 7 3 число малоразмерных целей, поражаемое с требуемой вероятностью Ртр одной ракетой: пбб КгцЧ2/3 2^гп 1П площадь, поражаемая группировкой МБР, где Пр t -• число МБР i-ro типа; Slt - площадь, поражаемая ракетой 1~го типа; п - числе типов МБР в группировке. Число малоразмерных целей, поражаемое с требуемой вероятностью группировкой, 1 Нц1j , где дополнительно Пц11 - число целей, поражаемых ракетой i-ro типа. 22
Приведенные соотношения определяют зависимость эффективнос- ти РК от ряда их характеристик и свойств: пб6, q, €?п, Рж, Рк. На эффективность, кроме того, влияют и другие характеристики комп- лексов и ракет. Так, например, можно считать, что эффективность в определенных условиях зависит от предельной дальности полета боевых блоков Lmax, т. к., если расстояние до назначенных целей от места старта больше предельной дальности, цели не могут быть поражены. В такой же постановке можно говорить о влиянии на эф- фективность размеров Sp зоны разведения боевых блоков ракеты с РГЧ и числа точек возможного переприцеливания боевых блоков ппп. В условиях, когда пуск ракеты должен быть произведен возможно быстрее (например, при реализации ОВУ), эффективность оказывает- ся зависящей и от боеготовности комплексов 6г. Таким обра- зом, W - W (ng б , С[. п * Р» ’ » ^maх > Ч? б г « ^пп > Sp ) . Многие те входящих в это выражение характеристик ракеты связаны с массой ее полезной нагрузки тпн (масса элементов, от- деляемых от ракеты после Достижения ею заданной максимальной скорости). Возможные мощность зарядов боевых блоков и их число, очевидно, прямо определяются этой’величиной. Чем выше шпн, тем больше возможности совершенствования системы управления ракеты, что позволяет улучшать характеристики точности и боеготовности комплекса. Да и надежность и живучесть РК могут быть в опреде- ленных условиях повышены, если для этого будут представлены большие возможности по массе полезной нагрузки. Очевидным путем повышения тпн является увеличение стартовой массы ракеты ш0.. Однако это увеличение нежелательно, так как ве- дет к удорожанию комплекса, усложняет его эксплуатацию и т.д. Поэтому для оценок качества МБР вводится относительная масса* по- лезной нагрузки йпн = mnH/m0; чем больше тпн, тем лучше (при про- чих равных условиях) ракета, так как предоставляется больше воз- можностей для повышения ее эффективности. Величина шпн называет- ся также коэффициентом энергомассового совершенства ракеты. Иногда массу (вес) всех элементов, отделяемых от последней ступени ракеты-носителя по достижении скорости, обеспечивающей максимальную дальность полета боевых блоков, называют забрасыва- емой массой'(весом). В этом случае под массой полезной нагрузки понимается масса только тех элементов, которые предназначены для поражения целей и преодоления ПРО (боевые блоки и средства прео- 23
доления ПРО). Эта величина заметно (в некоторых случаях почти в два раза) меньше забрасываемой массы. Мы в дальнейшем будем ис- пользовать наиболее распространенное и приведенное выше опреде- ление массы полезной нагрузки как массы всех отделяемых элемен- тов, т.е. будем считать понятия массы полезной нагрузки и забра- сываемой массы идентичными.. Требование достаточно высокой эффективности всегда было обязательным и основным для МБР: если ракеты не выполняют задач, решение которых возлагается на них, они просто не нужны. Поэтому вся .история развития МБР - это прежде всего история увеличения их эффективности. Основными путями решения этой проблемы всегда были улучшение перечисленных характеристик ракет и комплексов, влияющих на эффективность МБР, и совершенствование их конструк- ции в целях повышения относительной массы полезной нагрузки. За- метим, что решение задачи повышения эффективности МБР улучшением перечисленных характеристик осложняется тем, что эти характерис- тики могут быть связаны между собой и зависеть от одних и тех же условий и факторов. Улучшение одной характеристики при этом мо- жет потребовать ухудшения другой. Так, например, при заданной массе полезной нагрузки увеличение мощности зарядов боевых бло- ков (а следовательно, их массы) требует уменьшения числа боевых блоков и оставляет меньше возможностей для совершенствования систем управления (повышения точности, боеготовности, надежнос- ти). При выборе характеристик вновь создаваемой ракеты возникает крайне сложная задача оптимизации совокупности многих парамет- ров. . Основным критерием при решении этой задачи является получе- ние максимальной эффективности МБР. В связи со сказанным о факторах, определяющих эффективность МБР, предоставляется целесообразным изложению истории их разви- тия предпослать•оценку возможностей и путей повышения характе- ристик ракет и комплексов, влияющих на их эффективность. 1.3. ПУТИ УЛУЧШЕНИЯ ОСНОВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК МБР, ОПРЕДЕЛЯЮЩИХ ИХ ЭФФЕКТИВНОСТЬ г Повышение дальности стрельбы и относительной массы полезной нагрузки Для создания МБР необходимо было в первую очередь довести далвность полета их боеголовок до значений, позволяющих поражать цели на территории всех государств, которые могли рассматривать-
ся как потенциальные противники. Максимальная дальность, которую требовалось обеспечить при этом, оценивалась примерно в 10 000 км. Исходя из этого и появилось само название ракет - "межконти- нентальные". Известно, что дальность полета-баллистической раке- ты, или ее’боевого блока зависит от максимальной скорости vk, ко- торая сообщается ракете (боевому блоку) двигателями, угла накло- на траектории к горизонту. в момент достижения этой скорости и координат конца активного участка траектории (АУТ). Требуемые значения скорости Vk при различных дальностях Lmax приведены в таблице 1.1. ч Таблица 1.1 Параметры траекторий МБР Lmax, тыс.км 2 4' 6 8 10 12 Vk, М/с 3920 5200 6000 6500 6900 7150' Напомним, что скорость Vk = 7900 м/с требуется для вывода космического аппарата на орбиту Земли (первая космическая ско- рость) . Скорость, сообщаемая двигателями одноступенчатой ракете, составляет: Vk = — , Kv где 1 1 Vru Vy 1П 1 VkIX - скорость, определяемая без учета притяжения Земли и сопротивления атмосферы; Jy - удельный импульс двигателя (среднее по траектории зна- чение) ; тт - относительный запас топлива; О 25
mT - количество топлива, израсходованного при работе двига- теля на АУТ; ш0 - стартовая масса ракеты; Kv - коэффициент, учитывающий влияние притяжения Земли и атмосферы на скорость. Из приведенного следует, что скорость одноступенчатой раке- ты, а следовательно, и ее дальность могут быть повышены увеличе- нием удельного импульса двигателей и относительного запаса топ- лива. Удельный импульс двигателей ракеты может быть увеличен, главным образом, применением более энергосодержащих топлив и по- вышением степени расширения газов в соплах рк/ра (рк - давление продуктов сгорания в камере, ра - давление их на срезе сопла). Кроме того, удельный импульс зависит от самого давления'в каме- ре, давления окружающей атмосферы рн (с высотой удельный импульс увеличивается), соотношения ра и рн (оптимальный случай'ра =рн ), а также от особенностей конструкции двигателей (тип системы по- дачи топлива для ЖРД, особенности органов управления полетом ра- кеты и т.д.). В таблице 1.2 приведены значения удельного им- пульса для некоторых топлив, употреблявшихся и употребляющихся в МБР. Значения Jy даны для жидких топлив при рк=15 МПа, твердых - при рк=7 МПа; в обоих случаях ра=рн=С, 1 МПа. В таблице, даются также значения удельной плотности топлив £т. Таблица 1.2 Характеристики топлив МБР Вид 1 Состав топлива I Jv, I I V топлива I I м/с Жидкое I Жидкий кислород+этиловый спирт 95% I 3150 I Жидкий кислород+керосин I 3280 N204 + НДМГ 3115 Твердое I Двухосновное. Нитроцеллюлоза + 2430 I + нитроглицерин I I Смесевое. Перхлорат аммония + I 2565 I + полиуретан + алюминий I 9 т кг/м3 990 1040 1189 1620 1820
Удельный импульс в пустоте может быть для двигателей верх- них ступеней ракет (малые ра и рн) на 10...15% больше приведен- ных значений импульса у поверхности Земли. Относительный запас топлива определяется тем, что стартовая масса ракеты m0 = тт + тпн + п^, где тк - масса конструкции. Следовательно, nV /Vk • Шт + тпн + тк Для увеличения к требуется уменьшать массу конструкции. Но это имеет очевидный предел. Считают, что для одноступенчатых ракет недостижимы значенияJ^K больше 0,92 (ракеты с ЖРД) или 0,88 (ракеты с РДТТ). При этом (если задаться определеннымк) возмо- жные значения mnH/m0 зависят от дальности полета боевого блока ракеты (потребное VK) и от характеристик двигателя. Так, если удельный импульс двигателей у Земли составляет 2700 м/с, а в пустоте 3100 м/с, то при указанных^ к на долю полезной нагру- зки остается при дальности в 6000 км около 0,02 от ш0, а при дальности в 8000 км и менее - 0,01 (одноступенчатые ракеты при таких дальностях могут "нести только самих себя"). Для достижения межконтинентальных дальностей при приемлемых значениях тпн/т0 требуется предложенный еще К. Э.Циолковским переход к многосту- пенчатым ракетам. Если принять, что двигатели всех ступеней име- ют одинаковый удельный импульс Jy, то для трехступенчатой ракеты 1 1 VK = --- Jyln -------:. Ку ( 1 " JIV К 1 ) ( 1 К 2 ) ( 1 ~ К 3 ) Для межконтинентальных дальностей (10 000...14 000 км) величина Kv составляет 1, 15’. . . 1,25, при этом чем больше дальность, тем меньше Kv. Из сказанного следует, что дальность полета боевых блоков МБР и их относительная масса полезной нагрузки связаны между со- бой и зависят в основном от особенностей конструкции ракеты (прежде всего ее двигателей) и числа ступеней. На рис. 1.1 при- ведена зависимость тпн - тпн/т0 от дальности Ьтахгтыс. км, типа двигателей и числа ступеней а, рассчитанная для достигнутых к 80-м годам характеристик МБР. 27
Приведенные данные подтверждают, что даже на современном уровне ракетостроения одноступенчатые ракеты не могут обеспечить межконтинентальные дальности. МБР с ЖРД имеют по две ступени, МБР с РДТТ - по три. Увеличение числа ступеней для этих ракет до трех или четырех соответственно дает лишь незначительное увели- чение шпн й в то .же время усложняет ракеты и увеличивает их сто- имость. Ж пн, % Зависимость относительной массы полезной напру nt ал Укпн от. дальности и числа ступеней Таким образом, основными мерами по повышению дальности и гносительной массы полезной нагрузки МБР являются:
совершенствование двигателей в целях повышения их удельного импульса, достигалось оно применением энергосодержащих топлив, повышением параметров рабочих процессов (главным образом, увели- чением давления в камере и перепада давления на сопле), совер- шенствованием конструкции и схем двигателей; увеличение относительной массы топлива, для чего необходимо снижать массу конструкции за счет совершенствования элементов ракеты, применения прочных и легких материалов, использования более тяжелых топлив и т.д.; переход к многоступенчатой конструкции ракет. < За годы существования МБР значительное развитие получила их теория; было установлено, в частности, что относительная масса полезной нагрузки ракеты зависит от ряда параметров так, что су- ществуют значения этих параметров, при которых тпн максимальна (при прочих равных условиях). Так, существуют оптимальное значе- ние угла бросания (для МБР примерно 20... 22°), давления в камере двигателей (для РДТТ первых ступеней современных МБР - около 10 МПа), отношения тяги двигателей к весу ракеты - тяговооруженнос- ти (около двух) и т.д. Создание ракет с этими оптимальными пара- метрами позволило повысить их энергомассовое совершенство (уве- личить iiinH 'при данной Lmax) или дальность полета боевых блоков (повысить Lmax при данном мпн). Реализация указанных выше мер позволила обеспечить тре.буемые дальности МБР и поднять значения их тпн при дальности в 10 000 км отО,015...О,02 для первых об- разцов до 0,04 для последних, т.е. более чем в 2 раза. G Л ? Улучшение характеристик боевого оснащения МБР с с Боевым оснащением ракеты называют ее элементы, обеспечиваю- щие непосредственное воздействие на цели (поражение ц^лей). Для современных МБР это боевые блоки (боеголовки) с ядерными заряда- ми. Кроме того,, в состав боевого оснащения могут включаться средства преодоления противоракетной обороны противника. Основ- ными характеристиками боевого оснащения являются мощность (тро- тиловый эквивалент) заряда и число боевых блоков ракеты. Как до- полнительные характеристики могут использоваться вероятность преодоления боевыми блоками системы ПРО и размеры (площадь) зоны разведения боевых блоков (для МБР с РГЧ). Как это было установ- лено ранее, мощность зарядов заметно влияет на эффективность по- ражения целей. Поэтому естественным было стремление использовать 29
для МБР возможно более мощные ядерные заряды. Ограничением выс- тупала величина массы полезной нагрузки, которая могла быть от- ведена для размещения боевого блока. Первые МБР имели значитель- ную стартовую массу (более 150 т) и, соответственно, большую массу полезной нагрузки (более 4т). На них размещалось по одно- му боевому блоку с мощностью заряда в 3. . . 10 Мт. Необходимость в таких боевых блоках определялась еще и тем, что МБР имели низкую точность попадания боевых блоков в цели, и для обеспечения на- дежного поражения целей требовались очень мощные ядерные взрывы. В последующем точность МБР была повышена, благодаря чему стало возможным поражать цели с необходимой эффективностью зарядами меньшей мощности. Окончательный отказ от особо мощных зарядов был связан и с тем, что в 70-х годах большинство МБР стали осна- щаться разделяющимися головными частями. Для МБР стали типичными боевые блоки с зарядами q = 0,3...0,6 Мт. Совершенствование бое- вых блоков имело основной целью повышение их удельной мощности - отношения мощности заряда к массе боевого блока. Это повышение достигалось улучшением,конструкции всех элементов боевого блока (заряд, автоматика подрыва, корпус). Для современных МБР удель- ная мощность при q = 0,5 Мт составляет около 2, 5 Кт/кг, что поз- воляет создавать боевые блоки такой мощности с массой примерно в 200 кг. Это, в свою очередь, послужило основой для разработки. МБР с РГЧ, которые при собственной стартовой массе порядка 100 т несут по десять боевых блоков указанной мощности. При этом сле- дует иметь в виду, что для боевых блоков на этих МБР использует- ся лишь около половины, массы полезной нагрузки, остальная ее часть идет на приборы системы управления, двигательную установку, разведения боевых блоков (цели могут отстоять на сотни км) и < другие элементы головной части. ; о - с Одним из направлении совершенствования боевого оснащения < МБР было создание комплекса средств преодоления ПРО (КОП ПРО). Работы над системами ПРО были начаты в США и СССР сразу же, как только стало ясным, что проблемы создания МБР в этих странах ре- шены. Основным направлением в создании КСП ПРО была разработка средств, затрудняющих работу радиолокационных систем наземной ПРО, предназначенных для обнаружения и селекции боевых блоков МБР на траектории (ложных целей, станций активных помех и др.). I Эти средства устанавливались на ракете вместе с боевыми блоками ! и сопровождали их на пассивном участке траектории. : I I
В последние десятилетия велись работы и по созданию новых типов боевых блоков, которые должны были повысить эффективность поражения целей. К ним относились боевые блоки, проникающие в грунт (повышается эффективность поражения заглубленных объек- тов), и боевые блоки, управляемые на части траектории их полета, или, как их называли, самонаводящиеся (повышается точность попа- дания в цели). И тот,и другой вид боевых блоков были созданы для РСД. На МБР они так и не были применены. Следует отметить, что масса боевых блоков, проникающих в грунт, и боевых блоков само- наводящихся значительно больше массы боевых блоков обычного ти- па (вследствие необходимости повышения прочности первых и разме- щения систем и органов управления на вторых). Поэтому на таких боевых блоках предполагалось размещать заряды меньшей мощности. Повышение точности попадания боевых блоков По результатам отработки многих МБР было установлено, что отклонения точек падения боевых блоков от точки прицеливания яв- ляются случайными и подчиняются нормальному круговому закону со среднеквадратическим отклонением б>п- В качестве основных характе- ристик точности на практике принимают обычно круговое вероятное отклонение(кво)и предельное отклонение КВО = l,1774dn, 8 = 2.7Gln. Круговое вероятное отклонение представляет собой радиус круга с центром в точке прицеливания, вероятность попадания в который равна 0,5 (говорят для простоты, что в этот круг попадает 50% боевых блоков).В круг радиусом попадает более 99% боевых бло- ков. Влияние точности попадания на эффективность МБР особенно велико при поражении малоразмерных целей - в этом случае эффек- тивность определяется комплексом характеристик q273g2п, т.е. увеличение точности значительно сильнее повышает эффективность, чем увеличение мощности заряда. Выше отмечалось, что радиус поражения городов составляет для зарядов мегатонного класса несколько километров, высокозащи- щенных объектов - несколько сотен метров. Этим и определяются основные требования к точности современных МБР - предельные отк- лонения их боевых блоков должны измеряться не более чем сотнями
метров. Обеспечить такие точности при использовании неуправляе- мых ракет невозможно. Их отклонения при межконтинентальных даль- ностях измерялись- бы сотнями километров. Поэтому с самого начала работ по созданию МБР они разрабатывались как управляемые на ак- тивном. участке траектории. Основное значение для повышения точ- ности МБР имело совершенствование систем управления (СУ) их по- летом. На всех МБР, начиная с первых их образцов, использовались и используются автономные инерциальные СУ. Их приборы (в основном гироскопические) измеряли параметры движения ракет на АУТ и с помощью специальных органов управления (рули, поворотные сопла и т.п.) устраняли отклонения этих параметров от расчетных, т.е. обеспечивали попадание боевого блока в точку прицеливания. Ос- новным при этом было достижение к моменту выключения двигателя последней ступени требуемого значения (величины и направления) скорости боевого блока. Однако достаточно точное решение этой задачи с помощью несовершенных автономных СУ первых МБР оказа- лось невозможным. Поэтому эти МБР имели комбинированные системы управления, в которые' помимо автономных систем входили и системы радиоуправления. Эти системы с помощью специальных РЛС вели контроль нахождения ракеты в плоскости стрельбы и вырабатывали команды на устранение отклонений от этой плоскости,' чем уменьша- ли рассеивание боевых блоков в боковом направлении. Кроме того, системы радиоуправления дублировали автономные СУ в определении скорости полета ракеты и тем самым уменьшали отклонения боевых блоков по дальности (более точно определялся момент выключения двигателя последней ступени). Применение комбинированных СУ было крайне неудобным, и на определенном этапе совершенствования МБР от использования таких систем отказались, СУ МБР стали полностью автономными. Рассеивание боевых блоков МБР с автономными системами уп- равления включает составляющие, зависящие от многочисленных пог- решностей: погрешности систем управления и прицеливания (инструмен- тальные и методические); погрешности отделения, разведения и движения боевых блоков в плотных слоях атмосферы; погрешности геодезической и гравиметрической подготовки пуска ракеты (определение координат цели и точки старта, модели формы и гравиметрического поля Земли й т.д.).
Повышение'точности МБР в процессе их развития достигалось уменьшением всех этих погрешностей, что обеспечивалось совер- шенствованием приборов СУ и прицеливания, боевых блоков и систем их отделения, методов определения координат цели и точек старта, решением сложных научных проблем по более точному описанию формы и гравитационного поля Земли, уточнением алгоритмов вычисления параметров движения ракеты и решения навигационных задач, реали- зацией системы проверок параметров, от которых зависит точность, и т. д. С переходом к ракетам с РГЧ, для которых необходимо осу- ществить индивидуальное наведение нескольких боевых блоков на различные цели, решение задачи по обеспечению точности ракет еще более осложнилось. По мере повышения точности МБР росли объем информации, которая использовалась в их системах управления, сложность алгоритмов управления полетом ракет. Обязательным эле- ментом автономных СУ стали бортовые цифровые вычислительные ма- шины (БЦВМл Первые образцы МБР имели точность, характеризуемую предельным отклонением до 5 км и белее, последние - наиболее точные - менее 0,5 км. Повышение точности почти на порядок было одним из основных факторов, обеспечивших увеличение эффективнос- ти МЕР. Дальнейшее повышение точности МБР могло бы быть достиг- нуто переходом к использованию управляемых боевых блоков, полет которых на конечном участке траектории корректируется по призна- кам местности (радиолокационные карты, особенности рельефа). Од- нако, такие боевые блоки, как уже отмечалось, применения на МБР не нашли, хотя при их использовании предельные отклонения могли быть снижены примерно до 0,1 км. Это было связано с необходи- мостью значительного усложнения конструкции боевых блоков (на каждом своя система управления, помимо общей для всей ракеты) и существенным (почти на порядок) снижением мощности их зарядов при той же массе. Улучшение характеристик боеготовности комплексов Время до старта ракеты от момента прихода команды на пуск (боеготовность РК) зависит в основном от особенностей конс- трукции ракеты и пусковой установки и от состояния, в котором находятся ракета и ПУ в момент прихода команды на пуск. На раке- те главными операциями, которые должны быть произведены для осу ществления пуска, являются подготовка и включение системы управ-
ления (переход на бортовое электроснабжение, вывод на рабочий режим гироприбсров и т.п.) и запуск двигателей первой ступени. ?{а стационарных шахтных ПУ основными предстартовыми операциями являются перевод в рабочее состояние системы амортизации ракеты и открытие защитного устройства (крыши) шахты. Для мобильных ПУ, находящихся в режиме движения, требуются остановка, перевод аг- регатов ПУ в состояние, обеспечивающее пуск ракеты, подъем ее в вертикальное положение и другие операции. На первых образцах МБР применялись двигатели на жидком топ- ливе, включавшем жидкий кислород. Хранение ракеты с заправленным топливом было невозможным. Для проведения пуска ракеты необходи- мо было.доставить на стартовую площадку компоненты топлива, зап- равить ими ракету и провести необходимые проверки. Боеготовность комплексов с. такими ракетами измерялась часами. Это было одним из самых крупных недостатков первых МБР, и от использования 'Топ- лив, включавших криогенные компоненты, отказались. Переход к жидким топливам на основе высококипящих компонентов облегчил ре- шение задачи по повышению боеготовности, однако для достижения ее значений порядка минуты потребовалось внести в конструкцию1 ракет с ЯРД и их шахтных ПУ значительные изменения, в результате- которых ракеты стали содержаться в ПУ в готовности к пуску дли- тельное время. Указанных проблем не существовало для твердотоп- ливных МБР. Двигатели на твеодом топливе постоянно готовы к ра- л боте и запускаются в течение секунд. Определенные трудности существовали с обеспечением высокой готовности к пуску и систем управления. Если гироприборы до старта не задействованы, требуется, определенное время для их вы- вода на рабочий режим. Решение было найдено в переходе к непре- рывно работающим тироприборам. Значительных ограничений по бое- готовности комплексов со стороны стационарных ПУ не было. Повы- шение боеготовности мобильных РК достигалось главным образом со- вершенствованием их агрегатов, участвующих в проведении пуска ракеты. Боеготовность стационарных РК с МБР США равна примерно 30 с. По публиковавшимся в зарубежной печати данным, боеготовность мо- бильных РК составляет несколько минут (ПУ находится в режиме де- журства) и более (ПУ находится на марше). ^4
Повышение надежности комплексов Высокая надежность - обязательное требование ко всем образ- цам и системам вооружения. Для РК с МБР это требование особенно важно, так как количество МБР относительно невелико, а результа- ты действия каждого боевого блока могут сыграть значительную роль в достижении целей боевых действий, вследствие чего отказ (ненадежность) даже одной МБР должен оцениваться как крайне не- желательное событие. Повышение надежности РК с МБР на всех эта- пах их развития было обязательным направлением совершенствования ракет и других систем комплексов - прежде всего тех,которые участвуют в проведении пуска ракеты. Основной характеристикой надежности РК является вероятность того, что при получении команды на пуск в любой момент времени старт и полет ракеты пройдут нормально и боевые блоки достигнут целей с требуемой точностью. Эта вероятность определяется как. Рк Кг Р (<Д7П ) Р ( Сц п р ) Р ( б б ) , где Кг - вероятность того, что в момент прихода команды на пуск комплекс готов к старту ракеты в установленное время (коэффици ент готовности РК); Р(<ГП), Р(<Гпр ) - ‘Д'б б) “ вероятности нормального прохождения подготовки и пуска ракеты, ее полета на АУТ и разведения боевых блоков, полета боевых блоков и срабатывания их у целей. Первая составляющая показателя надежности зависит от того, сколько времени в период боевого дежурства тратится на проверки РК и устранение неисправностей в случае их обнаружения. Осталь- ные составляющие учитывают возможность отказов в элементах агре- гатов комплекса на разных этапах пуска ракеты. Поскольку комп леке представляет собой крайне сложную систему, состоящую из де- сятков тысяч элементов, для достижения необходимой надежности комплекса требуется исключительно высокая надежность всех эле- ментов, отказ • которых может привести к срыву пуска. Соответс- твенно этому первым направлением повышения надежности РК с МБР было создание высоконадежных комплектующих элементов. Использо- вались для повышения надежности также специальные схемные реше ния (например, дублирование наиболее ответственных элементов систем управления). Важное значение для обеспечения высокой на- дежности имели качество проектирования РК, экспериментальная его
отработка, уровень серийного производства агрегатов и систем комплекса, точное соблюдение установленных правил эксплуатации комплекса. Количество испытаний при отработке РК ограничено (например, число экспериментальных пусков ракет), поэтому потребовалось разработать теорию надежности, которая позволяла бы определять и подтверждать высокую надежность сложных систем при ограниченном объеме экспериментальных данных. Такая теория была создана уже после того, как первые образцы РК с МБР были приняты на вооруже- ние. Поэтому достоверные (на уровне современных) оценки надеж- ности этих образцов отсутствуют. Однако можно полагать, что она была невысокой. И только в последующем, несмотря на значительное усложнение РК, их надежность была доведена до высокого уровня (более 0, 9). Повышение живучести комплексов Живучесть - крайне сложное свойство РК, зависящее не только от типа, характеристик и особенностей боевого дежурства и приме- нения самих комплексов, но и от ряда других условий и факторов: воздействия противника, наличия и характеристик различных обес- печивающих систем и т.д. Разнообразны и пути повышения живучес- ти. На первых этапах развития МБР вопросам увеличения живучести комплексов с этими ракетами большого внимания не уделялось, пос- кольку решались другие задачи, да и концепция использования МБР в ответных действиях (а только в этом случае живучесть и прояв- ляется) не была еще общепринятой. В последующем решению проблемы живучести уделялось все больше внимания, в нее вкладывалось все более и более сил и средств. Живучесть чаще всего рассматривается применительно к груп- пировке РК, поскольку она нужна в основном для определения эф- фективности группировки. За показатель живучести однородной группировки принимается обычно математическое ожидание доли ра- кет (или ПУ с ракетами,или боевых блоков), сохранивших свою бое- способность после воздействия противника: ^сохр рж = —- = 1-----------, С X С X где NHCX - исходное (до воздействия противника) число ракет в группировке; 36
Ncоxp ~ математическое'ожидание числа сохранившихся ракет; ДМ- математическое ожидание числа ракет, потерявших свою бо- еспособность. Если по комплексам оказываются все три указанные выше возможные виды воздействия, то р р ов р яв р про гж гж гж гж где Ржов, Ржяв, Ржпро " показатели живучести РК в периоды обыч- ной (неядерной) войны, при ядерном ударе противника и при прео- долении систем ПРО. Наибольшее внимание на первых этапах работ по обеспечению живучести РК уделялось их живучести в ядерный период войны: ДГ Ржяв = 1-----------, Дъ г МЯБ 14 И С X где ДМЯВ - математическое ожидание числа ракет, утративших боес- пособность при ядерном ударе противника; Мявисх -'число ракет до ядерного удара (перед ядерным уда- ром) . Основными направлениями повышения живучести РК с МБР в ус- ловиях ядерного удара, разрабатывавшимися в процессе их разви- тия, были: создание высокозащищенных стационарных ПУ для МБР (и твер- дотопливных, и жидкостных) массой до 200 т и более; t ' _ создание мобильных РК с твердотопливными МБР массой пример- но до 100 т; разработка систем ПРО, защищающих ПУ с МБР; 1 обеспечение возможности ухода ракет из-под удара, т.е. пе- реход к форме ОВУ. Если все ПУ в группировке одинаковы и по каждой из них на- носится одинаковое воздействие, то живучесть РК равна вероятнос- ти выживания (непоражения) ПУ. Для случая одноразового воздейс- твия можем записать, что живучесть стационарного РК при ядерном Ударе 37
р яв ж = ехр Пу Для многократного воздействия Ржяв = ехр (~ Здесь п* - число ядерных взрывов в предположении, что все они одинаковы и независимы; Кпу - коэффициент защищенности ракеты в ПУ; q, dn ~ характеристики боезарядов противника, с использова- нием которых наносится ядерный удар. Наиболее опасными для ПУ с МБР принято считать боевые блоки бал- листических ракет противника. В таблице 1.3 приведены данные, показывающие, как изменя- ется живучесть стационарных РК в зависимости от защищенности ПУ Дрф и точности боевых блоков ракет противника £=2,7 dn при q=O, 5.Мт, п*=1. Таблица 1.3 Живучесть стационарных РК Пока МБР имели точность, характеризуемую 2, 7$п 1 км, за- щищенность • ПУ е несколько МПа обеспечивала живучесть порядка О,4...О,6, что считалось достаточно высоким значением. Но в связи с появлением во второй половине 80-х годов МБР и БРПЛ с 2.7 п=0,3...0,4 км положение резко изменилось, теперь даже при ДРф = Ю МПа живучесть стационарных РК стала недопустимо низкой сменен 0,05).
Для обеспечения необходимой эффективности МБР в ответном ударе следовало принимать меры по повышению живучести группиров- ки МБР в новых условиях. Как следует из данных, приведенных в таблице 1.3, для достижения живучести'стационарных РК на-уровне 0,3...О,4 путем повышения защищенности ПУ необходимо было увели- чить ее, по крайней мере, на порядок, что так и не было сделано. В течение последних двух десятилетий исследовалась возмож- ность использования для повышения живучести стационарных РК с МБР специальных систем ПРО, предназначенных для уничтожения бое- вых блоков ракет противника на подходе их к ПУ. В отличие от систем ПРО, защищающих города, системы ПРО позиционных районов МБР могут поражать боевые блоки на близких от целей (ПУ) рассто- яниях, поскольку ПУ рассчитаны на то, чтобы выдерживать .большие давления ВУВ, и поэтому взрывы боевых блоков на расстояниях в один километр и более для них не опасны. Это должно было облег- чить создание ПРО МБР. Однако ряд других трудностей (в частнос- ти, очень малое время для наведения средств поражения на боевые блоки и уничтожения их), а также наличие Договора США и СССР, которому системы ПРО стали бы противоречить, привели к. тому, что такие системы не были созданы. Для обесценения большей живучести МБР при ядерном воздейс- твии противника путем перехода к ОВУ 'пуском ракет до падения боевых блоков противника) необходимо было, прежде всего, повы- сить боеготовность РК, возможность и пути чего обсуждены выше. Решающее значение имело наличие СПРН. Такие системы были созданы на основе использования космических и наземных средств обнаруже- ния пусков ракет. На основании данных, опубликованных по СПРН США, эта система позволяет осуществить ОВУ при нанесении по США удара МБР. Однако реализация такого удара крайне затруднена и не может считаться гарантированной, что уже отмечалось выше. В связи с резким увеличением в 80-е годы точности БР особое внимание привлекли создание и ввод в группировку мобильных комп- лексов. Их живучесть слабо зависит от точности нападающих ракет, так как в период несения боевого дежурства РК принимаются меры, затрудняющие обнаружение ПУ и нанесение по ним прицельного уда- ра. Обнаружение ПУ противником осуществляется, главным образом, с помощью космической разведки (КР). Противодействие КР возмож- но в основном периодической сменой позиций (мобильность РК) и маскировкой их (скрытность). Развитие мобильных РК шло по пути повышения мобильности и скрытности ПУ. В Этих целях необходимо
было увеличивать;районы (для ПГРК) или маршруты (для ПЖРК) пат- рулирования ПУ, ресурсы ее хода, проходимость (для ПГРК), повы- шать защищенность (конечно, не до таких, как у стационарных РК, значений) ПУ и т.п. Легко видеть, что высокие мобильность и скрытность подвижных РК обеспечиваются при прочих равных услови- ях тем легче, чем меньше габариты и масса ракеты. Поэтому в про- цессе работ над подвижными РК рассматривалась возможность созда- ния МБР минимальных (при данных Lmax и шпн) размеров и массы (малогабаритных МБР). .И, наконец, в целях повышения живучести РК с МБР в условиях ядерного'воздействия необходимо было увеличить стойкость ракет к действию ПФЯВ. На активном участке' траектории ракеты могут в определенных условиях попасть в зону действия этих факторов. При этом могут быть-нанесены механические повреждения корпусу ракеты (ВУВ, пылевые образования, мягкое рентгеновское излучение) или выведена из строя ее система управления (проникающая радиация, ЭМИ, СЖРИ). В процессе .развития МБР принимались меры по повыше- нию стойкости ракет к действию всех этих поражающих факторов. Для обеспечения живучести РК в период неядерной (обычной) войны на первых этапах развития МБР каких-либо особых усилий не предпринималось. Только после того, как окончательно сформирова- лось представление о том, что применению МБР как ядерного ору- жия может предшествовать период неядерной войны, в которой сами РК с МБР могут стать целями для поражения обычным оружием, необ- ходимость обеспечения высокой живучести комплексов в этот период была.пр достоинству оценена. В качестве возможных неядерных .средств воздействия по РК рассматриваются авиационные (главным образом, высокоточные) боеприпасы и средства диверсионно-разве- дывательных сил (ДРС), которые могут действовать в позиционных районах. Основными направлениями повышения живучести в условиях неядерной войны были развитие систем, снижающих эффективность действия авиации (ПВО, РЭБ), повышение защищенности объектов РК от действия обычного оружия, улучшение их маскировки, создание систем охраны объектов (прежде всего ПУ с ракетой),принятие мер противодействия ДРС в позиционных районах. Все эти меры практи- чески не были связаны с необходимостью внесения каких-либо изме- нений в конструкцию и характеристики самих МБР. Вопрос о необходимости обеспечения живучести МБР в условиях преодоления-систем ПРО приобрел особое значение в конце 60-х - начале 70-х годов, когда стало ясным, что создание таких систем 40
в США и СССР реально и что они в случае их развертывания могут существенно повлиять на эффективность группировки РК с МБР. Сис- темы ПРО, разрабатывавшиеся в тот период, базировались на ис- пользовании противоракет наземного базирования и РЛС (также в 'основном наземных), которые должны были обнаруживать и селекти- ровать боевые блоки и обеспечивать наведение на них противоракет на конечном (десятки и сотни километров) участке траектории. Как уже отмечалось, повышения вероятности преодоления таких систем ПРО (повышения живучести МБР в этот период) добивались совершенствованием боевого оснащения ракет (создание КСП ПРО, улучшение конструкции и характеристик боевых блоков в' направле- ниях увеличения их прочности, скорости, уменьшения заметности для РЛС и т.п.). Однако уже тогда высказывались предложения о б создании, помимо наземного эшелона ПРО, космического, основанно- * го на использовании в качестве носителей элементов системы ПРО космических ’аппаратов. В 1983 г. в США было принято решение о 'Создании такой системы (программа СОИ). Предполагалось, что на * первом этапе в качестве средств поражения ракет на АУТ будут ис- пользоваться самонаводящиеся по факелу двигателя противоракеты, а в 'дальнейшем (после 2000 г.)'; новые виды оружия: лазерное, пучковое и т.п. Эти системы в случае их создания могли бы предс- тавлять серьезную угрозу для МБР, т.к. рассчитывались на пораже- ние самих ракет, что достигается лргче, чем поражение боевых блоков (ракеты имеют меньшие скорость и прочность, большие раз- меры, не способны к маневру, не защищены КСП ПРО и т.д.). Повышение живучести МБР в -условиях преодоления кбсмич^5коп ПРО могло достигаться*в основном совершенствованием их копструк- ' ции. Исследования1 показали, что существует ряд мер по решению этой проблемы. Одной из наиболее многообещающих мер является укорочение активного участка, траектории МБР, которое.должно зат- руднить их поражение. Для уменьшения высоты АУТ и времени движе- ния по нему ракеты должна быть увеличена ее тяговооруженыость (отношение тяги двигателей к весу ракеты), что требует создания новых двигателей и, следовательно, ракет. Недостатком такого ре- шения является то, что при отходе от оптимальною' значения тяго- вооруженности, как это уже отмечалось, снижается относнтояьнп5' масса полезной! нагрузки.
1.4. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ОБОСНОВАНИЯ ТРЕБОВАНИИ К МБР И ИХ ГРУППИРОВКАМ Обоснование требований к МБР составляет часть планирования их развития. Это планирование имеет конечной цел^ю определение потребных в будущем состава группировки и характеристик элемен- тов комплексов, ее составляющих, в том числе (и в первую оче- редь) самих МБР. СНВ и группировка МБР, входящая в них, предс- тавляют собой крайне сложную и дорогостоящую систему и предназ- начены для решения особо ответственных задач. Планирование раз- вития СНВ'поэтому имеет большое значение. Одной из особенностей планирования является то, что оно должно осуществляться на дли- тельный (порядй.а 20 лет) срок..' Это связано с тем, что для созда- ния нового комплекса или образца стратегического оружия требует- ся до десяти и более лет, а после принятия на вооружение этот комплекс находится на боевом дежурстве не меньший срок. В связи с этой особенностью планирования важным становится прогнозирова- ние изменений в будущем всех основных факторов и условий, влияю- щих на боевые возможности группировки МБР, и, прежде всего, ожи- даемого состава противников, характеристик их вооружения, осо- бенностей ведения войны и форм применения МБР и т.п. К числу .прогнозируемых условий и факторов относятся и боевые задачи, к решению которых группировка МБР должна быть готова. Взгляды на задачи группировки МБР с течением времени менялись. В качестве примера, показывающего как содержание боевых задач группировки связывается с ее составом и особенностями, рассмотрим . один из современных вариантов постановки этой проблемы. Все более распространенным становится взгляд на- назначение СНВ, согласно которому они не являются средством ведения войны (ядерная война недопустима), а предназначаются для ее предотвра- щения. Для достижения этой цели СНВ должны быть в состоянии ре- шать задачу сдерживания любого возможного агрессора от развязы- вания войны путем обеспечения угрозы нанесения ему в ответных действиях недопустимого ущерба. Такое предназначение СНВ соот- ветствует положению военной доктрины РФ, которым устанавливает- ся, ' что "цель политики Российской Федерации в области ядерного оружия - устранение опасности ядерной войны путем сдерживания от развязывания агрессии против РФ и ее союзников". Далее в доктри- не одна из задач Вооруженных Сил формулируется как "поддержание состава и состояния стратегических ядерных сил на уровне, обес- 42
печивающем гарантированное нанесение ущерба агрессору в любых условиях обстановки". Из этих положений доктрины,как и из общепринятого и обяза- тельного при планировании развития вооружения правила выбора расчетного варианта его применения (самый тяжелый вариант), сле- дует, что в качестве основной задачи и условий применения СНВ необходимо принять выполнение ими задачи сдерживания любого аг- рессора в ответном ударе после всех возможных видов; воздействия по СНВ средств противника. В качестве таких видов воздействия должны рассматриваться уже отмечавшиеся воздействия: обычных средств в неядерный период войны, СНВ противника в ядерной войне и систем ПРО. Если обозначить через N63b3 - число боевых зарядов, потребное для решения задачи сдерживания, через Д№вбз, ДРявбз. ДНпробз - потери боевых зарядов СНВ при указанных выше воздейс- твиях противника, то условием возможности выполнения СНВ задачи сдерживания будет + Д№В63 + где N63 - количество боевых зарядов в СНВ до начала военных депо- твий. Приведенное условие может быть записано и применительно: к группировке МБР. В этом случае под N66, Д№вбб, Л Няв 6 Г), А Н11ро Г) fl понимается исходное число боевых блоков в группировке и потери их, а под Пбзб6 - количество боевых блоков, потребное для реше- ния части задачи сдерживания, возлагаемой на группировку МБР. дальнейшем рассматривается только этот случай. Из сказанного следует, что если количество боевых блоков в группировке Пбб задано, то для повышения возможности выполнения группировкой задачи сдерживания необходимо уменьшать члены пра- вой части приведенного уравнения. Изменением каких характеристик МБР это достигается ? Уменьшение числа боевых блоков Пбзбб, пот- ребного для решения задачи сдерживания, может быть достигнуто повышением мощности зарядов и точности попадания боевых блоков в гцели. Однако увеличение мощности выше некоторого оптимального уровня, устанавливаемого с учетом всей совокупности требований к МБР (а не только требования снижения N63 66 ), нерационально. По вышение же точности сказывается на эффективности ответного удара незначительно, т. к. оно требуется главным образом для пораже- ния малоразмерных высокозащищенных объектов, которые составляют 43
лишь часть от всего перечня целей. Поэтому повышение мощности зарядов и точности боевых блоков не может рассматриваться как основное направление совершенствования группировки МБР в интере- сах решения задачи сдерживания. Большие возможности в этом отно- шении имеет снижение потерь боевых блоков от воздействия против- ника. Эти потери составляют: - N66 (1 - Ржов); (N66 - Д№вбб)(1 ~ Ржяв (N66 - ДГб6 - ДГ66){1 - P/p°). Уменьшение потерь боевых блоков обеспечивается увеличением живучести группировки МБР при всех.воздействиях-противника. Меры по увеличению живучести перечислены выше: повышение защищенности стационарных стартов, улучшение характеристик мобильности и скрытности подвижных РК, совершенствование средств преодоления ПРО и т.д. Если обозначить общие потери боевых блоков через Д^бб " Д№вбб + ДГбб + ДПпро66, то с учетом того, что рж = 1 ~ А^бб/Рбб- требуемое для выполнения задачи сдерживания значение живучести группировки составит Чем меньше N66, тем большая живучесть группировки должна быть обеспечена. Поэтому если в процессе сокращения группировки МБР объем задачи сдерживания остается постоянным, то по мере сокращения должны приниматься меры, обеспечивающие повышение жи- вучести (или сохранение ее на достаточном уровне). На рис. 1.2 приведены результаты расчета потребной живучести группировки МБР для случая Кбзбб = 300 в зависимости от числа боевых блоков в группировке. Здесь же приведены потребные значения составляющих живуч^рти в предположении, что они равны.между собой: О В = . р я В _ Р про _ Р 1 - ж *ГЖ ГЖ 4J • Таким образом, если группировка МБР предназначается для ре- шения задачи сдерживания, основными направлениями ее совершенс- твования (при заданном числе боевых блоков в группировке) явля- ются повышение живучести во всех видах воздействия противника и,
в некоторой степени, увеличение точности попадания боевых блоков % в цели. Само собой разумеется, что повышение возможностей груп- пировки по' решению задачи сдерживания может быть достигнуто и наращиванием группировки, т.е. увеличением "числа боевых блоков в ней. р Рж, Pi 1000 3000 6000 /V бб Рас: 1.2. Зависимость потребных значений живучести РК от числа боевых блоков в группировке С изменением задач, для решения которых предназначается группировка МБР, меняются и требования к их характеристикам. Так, если группировка рассчитывается на применение в первом (уп- реждающем; ударе, то требование повышения ее живучести в услови- ях ядерного удара СНВ противника снимается и становятся ненуж- ными мобильные РК, высокозащищенные ПУ стационарных комплексов, системы ПРО позиционных районов. Зато большее значение приобре- тает увеличение точности, поскольку значительную часть целей первого удара могут составлять высокозащищенные объекты. Иногда мощность зарядов и точность попадания боевых блоков МБР называют их наступательными свойствами, а все характеристики, обеспечива- ющие живучесть, - оборонительными.
В заключение отметим, что приведенные оценки не учитывали надежность РК и характеристики системы боевого управления (наи- более важной из них является вероятность доведения команд на пуск ракет). С учетом этих свойств РК и СБУ уровень выполнения боевых задач группировкой МБР снизится, и требования к их живу- чести (в условиях .решения задачи сдерживания) должны быть повы- шены.
Глава 2 СОЗДАНИЕ ПЕРВЫХ МБР 2.1. СОСТОЯНИЕ РАЗВИТИЯ БОЕВЫХ РАКЕТ К КОНЦУ ВТОРОЙ МИРОВОЙ ВОЙНЫ Заканчивалась вторая мировая война. С учетом ее опыта фор- мировались представления о направлениях дальнейшего развития во- оружения и военной техники. В ходе войны было, в частности, по- казано, какое большое значение имеет уничтожение в тылу против- ника важнейших для него объектов промышленности, энергетики, транспорта, разрушение административных и политических центров. Для решения этих задач использовались дальние бомбардировщики, совершавшие массированные налеты на цели. Создание к 1945 г. в США атомного оружия позволило по-другому оценивать возможности Воздействия по целям в тылу противника. Для уничтожения японских городов Нагасаки и ' Хиросимы оказалось достаточным сбросить на каждый из них всего по одной (по нынешним меркам совсем не мощ- ной) атомной бомбе. Стало ясным, что в будущем особую роль будет играть ядерное оружие, предназначенное для уничтожения наиболее важных объектов военного и экономического потенциала противника, прежде всего в его тылу, т.е. на значительных удалениях от места размещения самого оружия. Так появилась идея и стремление соз- дать тот вид вооружения, который в последующем будет назван стратегическим наступательным вооружением (СНВ). Первым образцом такого вооружения можно считать американские тяжелые бомбарди- ровщики Б-29 с атомными бомбами. Руководители военного ведомства США не без оснований считали, что в будущем страна, обладающая ядерным оружием, будет иметь неоспоримое превосходство перед странами, таким оружием не владеющими. США быстро наращивали ко- личество тяжелых бомбардировщиков (ТБ) и атомных бомб для них. Если в 1946 г. ВВС.США имели 148 ТБ, то к 1950 г. их число сос- тавило около четырехсот. Совершенствовалось ядерное оружие. В 47
1952 г. США провели испытание термоядерного взрывного устройс- тва. Для того чтобы представить себе отношение к этой 'проблеме СССР, следует учитывать, что уже к концу войны были развеяны ил- люзии, что эта война - последняя. Более того, можно было предви- деть, что в будущем не исключены ситуации, в которых союзники СССР по второй мировой войне могут стать его противниками. Пер- вые же послевоенные' годы подтверждали эти опасения. Известные выступления руководителей ведущих стран Запада с отнюдь не дру- жественными заявлениями в адрес СССР, создание бренных блоков, направленных в основном против него, разработка в США планов ве- 'дения войны (в том числе и ядёрной) против СССР ставили одноз- начно вопрос о необходимости принятия чрезвычайных мер по обес- печению обороноспособности страны в новых условиях. На первое место среди этих мер было поставлено создание в кратчайшие сроки ядерного оружия. Разработка, tпроизводство и освоение в Вооруженных Силах стратегических наступательных вооружений представляли собой еди- ную сложную проблему. Для создания двух основных элементов СНВ - ядерных боезарядов и носителей для них - требовалось проведение широкого круга научных исследований, конструкторская разработка и испытания сложных образцов техники, не имевших прототипов, ос- воение новых технологий, подготовка специалистов по профилям, которых-не существовало и т.п. Для выполнения этих задач необхо- димы были специализированные НИИ, КБ, полигоны, предприятия про- мышленности, новые специальности в вузах. В тяжелейших экономи- ческих условиях первых послевоенных лет все необходимое для раз- работки СНВ было создано. Почему-то (может быть из соображений долгое время существо- вавшей абсолютной секретности во всем, что касалось ядерного оружия) не дается должной оценки тому, что было сделано в СССР для создания стратегического ядерного вооружения. А между тем по важности для государства решавшейся проблемы, объему вложенных в ее решение'сил и средств, сложности и новизне многочисленных на- учно-технических вопросов, ответы на которые требовались и были найдены, самоотверженности, с которой проблема решалась, созда- ние СНВ может и должно быть поставлено в ряд выдающихся достиже- ний нашей Родины и ее народа. В СССР работы по созданию ядерных боезарядов возглавлялись видными физиками И.В.Курчатовым, Я.Б.Зельдовичем, Ю.Б.Харитоном. В августе 1949 г. был произведен первый взрыв советского атомно-
го заряда, в 1953 г. (т.е. всего на один год позднее, чем в США) был успешно испытан и термоядерный заряд. Таким образом, к сере- - дине 50-х годов и в США, и в СССР был создан первый основной эле- мент стратегического ядерного оружия - ядерные боеприпасы. Дело было за носителями. Требования к носителям СНВ (мы о них уже говорили) .своди- лись к следующему: дальность действия - вплоть до межконтинен- тальной (10 000 км); масса боеприпаса, доставляемого к цели, - порядка тонны;. предельные отклонения точки взрыва от точки при- целивания (точность) не более нескольких километров. Эти требо- вания выполнялись, за исключением дальности действия, в случае использования тяжелых бомбардировщиков.. Однако для ВВС США невы- полнение требования по дальности не имело большого значения, т.к. американские бомбардировщики могли базироваться на аэродро- мах, расположенных вблизи границ СССР. Да и было ясно, что со временем дальность действия ТБ будет возрастать. И тем не менее в США было решено начать разработку ракет большой дальности. Это было связано с тем, что бомбардировщики как вид СНВ имели ряд неустранимых недостатков: длительное время полета до цели, уяз- вимость от средств ПВО и т.п. Что касается СССР, то для него не- обходимость 'создания ракет большой дальности была еще более оче- видной - до начала 50-х годов он вообще не имел тяжелых бомбар дировщиков, да и возможности применения их в будущем вследствие отсутствия баз вблизи границ вероятных противников представля- лись более ограниченными, чем для ТБ США. Таким образом, и в США, и в СССР в первые.послевоенные годы было признано необходи- мым создание ракет больших дальностей. Они могли иметь наземное или морское базирование. Естественно’, что. в начале основное вни- мание стало уделяться ракетам наземного базирования, т.е. тем ракетам, развитие которых в последующем и привело к. появлению МБР. Насколько же близки были к требуемым характеристикам буду- щих МБР характеристики боевых ракет, состоящих на вооружении различных армий во время второй мировой войны? Известно, что лучшие образцы пороховых ракетных снарядов (ПРС) были созданы в СССР. Они обладали следующими характеристиками: дальность до 11,8 км (М13ДД), масса.головной части - до 30 кг (М-31), точ- ность характеризовалась тем, что отклонения точек падения PC от точки прицеливания были больше (хуже), чем 1/500 от дальности. Для оценки точности укажем, что от МБР при дальности в 10 000 км требовалось, чтобы отклонения не превышали 1/2000...1/5000 даль- Л
ности (5. ..2 км). Таким образом, можно заключить, что все основ- ные характеристики ПРС были ниже требуемых на один-два порядка. Создавать ракеты большой дальности, развивая ПРС, улучшая их конструкцию, было невозможно. Требовались совершенно другие схе- .мы, решения*. Из всех многочисленных образцов ракет, бывших на вооружении армий воющих стран к концу войны, только одна ракета могла расс- матриваться как прототип ракет больших дальностей. Такой ракетой была ракета V-2 Германии. Эта ракета имела следующие характерис- тики: дальность полета - около 300 км, масса головной части - примерно 1 т, отклонения точек падения ракеты от точки прицели- вания - несколько километров. Эти характеристики были уже значи- тельно ближе к.тем, что требовались. И неудивительно поэтому, что в СССР и в США было обращено особое внимание на V-2 и предп- риняты самые решительные меры по получению материалов, позволяв- ших в максимальной степени использовать немецкий опыт в создании ракеты. Почему же такая ракета, как V-2, была создана к 1944 г. именно в Германии? В какой степени ученые и конструкторы СССР были близки к созданию подобных ракет? Для ответа на эти вопросы следует обратиться к некоторым моментам из истории развития ра- кетной техники. Пороховые PC находили применение и в XVIII и в XIX вв. К середине прошлого столетия их дальность достигала 5 км, масса измерялась десятками кг. В качестве топлива двигателей ис- пользовался дымный порох. В начале 'текущего века начались работы над ракетами, в которых предполагалось использовать бездымные пороха (на основе пироксилина и нитроглицерина). Этот вид- твер- дого 'топлива обладал существенно лучшими характеристиками, че^ дымные пороха. С начала 20-х годов работы по ракетам с таким * Отсюда не следует, что ПРС конца мировой войны были пло- хими образцами оружия. Но это было оружие совершенно другого назначения, чем ракеты больших дальностей, которые предполага- лось создавать. При выполнении тех задач (дальность, масса ВВ), которые возлагались на ПРС, они были достаточно эффективными. Более того, и в наше время в армиях многих стран имеются на воо- ружении PC с дальностями до нескольких десятков километров и массой ГЧ до нескольких десятков килограммов. 50
топливом начались и в СССР. В середине 30-х годов первые образцы ракет на бездымном порохе были приняты на вооружение. В августе 1939 г. они были успешно применены в воздушных боях советских истребителей с японскими самолетами в военном конфликте на Хал- кин-Голе. К началу Великой Отечественной войны были созданы по- роховые PC и для Сухопутных войск. Пороховые PC сыграли значи- тельную роль в ведении и успешном исходе многих операций в ходе войны. Они непрерывно совершенствовались. Реактивные снаряды на твердом топливе применялись во второй мировой войне армиями и других стран (Германия, США). Таким образом, все прошлое столетие и почти половина теку- щего были "эпохой твердотопливных ракет малых дальностей". Вмес- те с тем в XX в. начались исследования и разработки и других направлений ракетной техники, появились работы К.Э.Циолковского (СССР), Р.Годдарта (США), Г. Оберта (Германия)', Р. Эно-Пельтри (Франция), в которых рассматривались вопросы теории ракетного полета, определялись условия обеспечения больших дальностей ра- кет вплоть до реализации космических полетов. Это имело большое значение для определения путей создания в будущем межконтинен- тальных и космических ракет, заключающихся в улучшении энергети- ческих характеристик двигателей, повышении массового совершенс- тва конструкции ракет и переходе к их многоступенчатым схемам. В поисках возможностей увеличения дальностей ракет специа- листы ь ряде стран обратили внимание на то, что использование двигателей на жидком'топливе может обеспечить существенное уве- личение скорости (а следовательно, и дальности) ракет. Это свя- зывалось прежде всего с тем, что ряд жидких двухкомпонентных топлив, использование‘которых представлялось возможным, имел за- метно больший запас энергии, чем пороха, применявшиеся в предво- енный период. Кроме того, можно было надеяться и на‘то, что ра- кеты с двигателями на жидком топливе будут иметь лучшие массовые характеристики,’ чем ракеты с твердотопливными двигателями. На эти особенности жидкостных ракет обратил внимание, в частности, К. Э.Циолковский. Он указал на то, что достижение скоростей, обеспечивающих выход человека в космос, возможно при использова- нии высококалорийных жидких топлив (основное условие повышения удельного импульса), насосной подаче их в камеру двигателя (ос- новное условие улучшения массовых, характеристик ракеты) и приме- нении многоступенчатой конструкции. Все это определило повышение
в 20 - 30-х годах интереса к жидкостным ракетам и 'прежде всего к жидкостным ракетным двигателям как основному элементу этих ра- кет. Работы в области ЖРД и жидкостных ракет начались в различ- ных странах. Наиболее интенсивными были они в СССР и Германии. В 1929 г. в одном из подразделений Ленинградской газодинамической лаборатории (ГДЛ) началась под руководством В. П.Глушко разработ- ка двигателей на жидком топливе; до 1933 г. здесь был разработан ряд образцов двигателей, тяга которых достигала 3000 Н. Работы по ракетам с ЖРД проводились и в московской группе изучения ре- активного движения (ГИРД), руководителем которой был С.П.Коро- лев. В 'августе 1933 г. состоялся первый запуск ракеты (масса около 20 кг) с’ЖРД, разработанной в ГИРД. В 1933 г. ГДЛ и ГИРД объединяются в Реактивный научно-исследовательский институт, в котором продолжалась под руководством С.П.Королева и В.П.Глушко работа над летательными аппаратами с ЖРД и самими двигателями. В 1936 г. закончилась отработка двигателя В.П.Глушко, характерис- тики которого позволили установить.его. на ракетоплане конструк- ции С.П. Королева. Полеты этого ракетоплана проводились в 1940 г. Но его создатели в этих испытаниях не принимали участия: в 1937-1938 гг. они были необоснованно репрессированы. В 1944 г. С.П.Королев и В. П. Глушко были освобождены. За рубежом наиболее интенсивные исследования и разработки ЖРД и ракет на их основе велись в Германии. В 1933-34 гг. здесь проводились пуски экспериментальной ракеты (масса около 150 кг) с двигателем, работавшим на жидком кислороде и этиловом спирте. В 1938 г. масса,ракет достигла 750 кг. Таким образом, начало отсчета работ над жидкостными ракетами в СССР и Германии совпа- дает - это первая половина и середина 30-х годов. Однако в даль- нейшем работы по этому направлению в нашей стране были сокраще- ны, в Германии же они, наоборот, активизировались. В Д937 г. здесь создается военный исследовательский центр в Пенемюнде, в котором начинается разработка жидкостной ракеты с дальностью по- рядка 300 км и массой головной части около 1 т. Руководителем работ становится Вернер фон Браун. С 1942 г. новая ракета, полу- чившая индекс V-2, проходит летные испытания. Развертывается ее массовое производство. В 1944 - 1945 гг. ракета V-2 применялась в основном для обстрела объектов на территории Англии. По данным К.Гетленда, в период между 6 сентября 1944 г. и 27 марта 1945 г. немцы выпустили 4320 снарядов V-2, из них 1120 по Лондону.
Конечно, с точки зрения современных представлений о ракетах больших дальностей ракета V-2 имела несовершенную конструкцию и невысокие характеристики (к этому мы в дальнейшем еще вернемся). И все же создание этой ракеты в первой половине 40-х годов было, безусловно, выдающимся достижением на пути развития новогоl вида вооружения. Как оценить то, что в СССР в те годы подобная ракета не создавалась? По-видимому, это было правильным. Такая ракета могла найти широкое применение (хотя и не повлияла заметно на ход войны) в Германии, но была совершенно непригодна для исполь- зования Советской Армией в условиях наступательных маневренных действий второй половины Великой Отечественной войны. > Да и отв- лекать в те тяжелые годы науку, производство, экономику от работ над вооружением, которое, в первую очередь, было нужным фронту (те же пороховые PC), было бы, безусловно, неразумным. В 1944 г. данные о разработке в Германии нового вида оружия стали известны и в СССР, и в США. В обеих странах принимаются ме ры по получению всех имеющихся сведений о ракете V-2. Сразу пос- ле окончания войны из СССР в Германию направляется группа специ- алистов с задачами восстановить чертежи ракеты, изучить ее тех нологию, собрать элементы конструкции, а в дальнейшем и всю ра- кету. Задачи эти были успешно выполнены, и осенью 1947 г. в СССР были проведены пуски нескольких ракет V-2, доставленных из Гер- мании. Центром работ по новому виду ракет стал научно-исследова- вельский институт (НИИ-88), расположенный под Москвой. Начальни- ком одного из отделов НИИ был назначен С.П.Королев. С этого вре- мени он становится руководителем работ в нашей стране по созда- нию ракет большой дальности. Через несколько лет из этого отдела НИИ формируется особое конструкторское бюро (ОКБЧ), которое С.П.Королев возглавлял до конца своей жизни. Было создано и спе- циальное КБ по разработке двигателей. Его руководителем стал В.П.Глушко. Руководителями организаций, занимавшихся другими направлениями ракетной техники, стали Н.А.Пилюгин (системы уп- равления), В.П.Бармин (наземное оборудование), В.И.Кузнецов (ко- мандные приборы). Создается ракетный полигон (начальник - гене- рал В. И. Вознюк), вГа обеспечение производства ракет ориентируется, ряд промышленных организаций, многие НИИ (в том числе головной НИИ-4) включаются в разработку проблем, решение которых было не- обходимым для создания и .совершенствования ракет больших даль- ностей, начинается подготовка специалистов-ракетчиков, в том числе и'военных (в: Артиллерийской академии им. Ф. Э. Дзержинско- го - с 1946 г. ). 3 СССР уже г первые послевоенные годы создаются условия для разлития нового направления ракетной техники.
Руководство военного ведомства США также гредпринима.ьо энергичные меры по поиску в Германии всего, что было связано с развитием ракетной техники, и прежде всего с созданием V-2. За океан удалось переправить и сами ракеты, и техническую докумен- тацию по; ним, и, всех разработчиков ракеты V-2, включая ее глав- ного конструктора Вернера фон Брауна. Работы над ракетами боль- шой дальности начались в США и в СССР практически в одно и то же время и с одинакового уровня. 2.2. РАЗРАБОТКА РАКЕТ БОЛЬШОЙ ДАЛЬНОСТИ В СССР НА ПУТИ К СОЗДАНИЮ ПЕРВЫХ МБР. РАКЕТЫ Р-1, Р-2, Р-5М, Р-11М, Р-12, Р-14 УПРАВЛЯЕМАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА Р-1 Разработка ракет больших дальностей в СССР и в США нача- лась с освоения немецкой ракеты V-2, что было, безусловно, оп- равданным в связи с отсутствием собственного опыта создания по- добных ракет. В СССР ракета, повторявшая в значительной степени особенности конструкции и характеристики ракеты V-2. получила индекс Р-1. Решение о создании такой ракеты было принято осенью 1947 г., а через год начались ее летные испытания. Комплекс с этой ракетой был принят на вооружение в ноябре 1950 г. Разраба- тывалась ракета Р-1 организациями, которые возглавляли С.П.Коро- лев (ракета, комплекс), В.П.Глушко (двигатель), Н.А.Пилюгин т е (система управления, и наземная проверочно-пусковая аппаратура) В.П.Бармин (наземное стартовое, заправочное и другое оборудова- ние), В.И.Кузнецов (командные приборы). Общий вид ракеты приведен на рис. 2.1. Основными частями ракеты являлись: головная часть, приборный отсек, бак горючего, бак окислителя, хвостовой отсек с двигателем. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета.................. 270 км Стартовая масса................................ 13,4 т Масса головной части........................... 1 т Длина ракеты................................. 14,6 м Диаметр корпуса ракеты......................... 1,65 м 54
Рцс. 2.1. Управляемые баллистические ракеты Р-1 и Р-2 1 - головная часть; 2 - бак горючего; 3 - тоннельная труба с расходным трубопроводом горючего; 4 - бак окислителя; 5 - приборный отсек; 6 - торовый бак перекиси водорода; 7 - турбонасосный агрегат; 8 - камера сгорания двигателя; 9 - хвостовой отсек; 10 - аэродинамический стабилизатор: 11 - газоструйный руль. 1
Точность стрельбы (предельное отклонение)....,................... 1.5* км Основными особенностями конструкции ракеты было применение неотделяющейся головной части с использованием подвесных (нене- сущих) топливных баков, размещенных в силовом корпусе. Силовой корпус ракеты представлял собой жесткий, каркас из стальных стрингеров и шпангоутов с. оболочкой -из листовой стали. Баки окислителя-и горючего были выполнены из листового алюминиевого сплава. Применение неотделяющейся головной части1требовало, что- бы корпус ракеты не разрушался при входе' в'плотные слои атмосфе- ры и чтобы полет ракеты на этом участке траектории был стабили- зирован. В связи с этим в хвостовой части ракеты были установле- ны четыре мощных и' тяжелых (масса около 300 кг) стабилизатора. Потребовались управляющие органы двух типов: воздушные (установ- ленные на стабилизаторах) и газоструйные (размещенные в струе продуктов сгорания, истекающих из сопла) рули. Все это вело к увеличению пассивной массы ракеты. Этому же способствовало и ис- пользование ненесущих баков. Однокамерный жидкостный ракетный двигатель работал на топ- ливе - жидкий кислород и 75%-ый водный раствор этилового спирта. Тяга двигателя у Земли составляла 267 кН, в пустоте - 307 .кН. Система подачи топлива - насосная, незамкнутая (отработавший в турбине газ выбрасывался в атмосферу). В качестве рабочего тела турбины использовался парогаз, образующийся при разложении пере- киси водорода в присутствии катализатора - раствора‘*пермйнганата натрия; подача перекиси' и перманганата в реактор была' вытесни- тельной. Таким образом, для работы двигателя требовалось четыре жидких компонента. Их секундные расходы составляли: 75 кг/с жид- кого кислорода, 50 кг/с спирта и 1,7 кг/с перекиси и пермангана- та натрия. При этом удельный импульс был равен 2021 м/с у Земли и 2366 м/с в пустоте. Такие низкие значения удельного импульса объяснялись использованием низкокалорийного топлива (в горючее добавляли воду, т.к. иначе не могли обеспечить охлаждение каме- ры), невысокими параметрами рабочего процесса двигателя и прино- шением незамкнутой схемы ДУ. Двигатель имел большую массу/ ла объяснялось несовершенством конструкции всех его основных arc-, гатов: камеры сгорания (низкое давление - около 1,6 МПа, плохая * Здесь о. в дальнейшее - при шкышшчпшч даалнольа ьллл 56
re I —r Й 0 организация процессов сгорания топлива), турбонасосного агрегата (низкое число оборотов), .парогазогенератора (вытеснительная сис- тема подачи компонентов). Воспламенение топлива в камере сгора- ния при запуске двигателя осуществлялось пиротехническим зажига- тельным устройством. Масса ракеты (13,4 т) включала массу головной части (1 т), массу топлива (около 8,5 т) и массу конструкции (около 4 т). При этом относительный запас топлива составлял немногим выше 0, 6. и Напомним, что в настоящее время для одноступенчатых ракет с ЖРД считается достижимой величина J\4K более 0,9. Таким образом, оба показателя, определяющие скорость, а, следовательно, и дальность полета ракеты (Дуд hJ^k) были у ракеты Р-1 крайне низкими. Причи- ны этого уже отмечались выше - несовершенство схемы конструкции ракеты и низкие характеристики ее двигателя.* На ракете была применена автономная инерциальная система управления, включавшая контур стабилизации углового положения ракеты на АУТ и автомат управления дальностью, в котором исполь- зовался гироскопический интегратор ускорений. Система управления имела значительную массу, (масса приборов управления около 200 кг при общей массе приборного отсека в 520 кг). Точность ракеты (2,7 б*п=1,5 км) должна оцениваться как низкая, если иметь ввиду, что она соответствовала дальности всего примерно в 300 км. Эф- фективность действия головной части по целям определялась тем, что в ГЧ содержался заряд ВВ массой около 800 кг. Радиус разру- шения городских зданий при этом не превышал 20...25 м, и ракета могла использоваться только для поражения крупных слабозащищен- ных целей стрельбой по площадям. В состав наземного технологического оборудования комплекса входило, более 20 специальных машин и агрегатов. Подготовка, раке- ты к пуску осуществлялась на двух позициях - технической и бое- вой (стартовой). Основным, содержанием работ на технической пози- ции были проверки систем ракеты, стыковка ее с головной частью. Перевозка ракеты на боевую позицию осуществлялась на грунтовом X Все эти оценки даются с позиций современных представле- ний о ракетах больших дальностей. Ракета Р-1 была первой в их ряду и было бы неоправданным ждать, что ее характеристики будут соответствовать требованиям, которые предъявляются к ним сейчас. 57
лафете, с помощью которого ракета устанавливалась затем на ‘стар- t Ц товый стол и который использовался для подготовки ракеты к пус- ку. На ракете после установки ее в вертикальное положение, прове- рялась система управления, заправлялось топливо и средства паро- газогенерации, осуществлялось прицеливание.- При подготовке раке7 ты к пуску проводились и ручные операции с двигателем .ракеты - настройка редукторов давления парогазогенератора в зависимости от концентрации и температуры перекиси водорода. Этим параметры двигателя приближались к номинальным. В камеру двигателя снизу через,сопло устанавливалось зажигательное устройство. Пуск раке- ты осуществлялся из специальной бронемашины с пультом управле- ния. Время для подготовки ракеты на технической позиции состав- • ляло 2.. . 4 ч,, * на .боевой позиции - до 4 ч.. Таким образом, бое- i готовность комплекса, т.е. время от получения команды на пуск до < старта ракеты составляло не менее 6...8 ч.. Для подготовки раке- ? ты к пуску использовалось очень большое количество специальных машин и агрегатов, а технологический процесс подготовки ракеты к пуску был весьма трудоемок и сложен. Несмотря на очевидные недостатки ракеты Р-1, её разработка позволила в короткие сроки создать в СССР все условия, необходи- мые для дальнейшего развития нового вида оружия - ракет больших дальностей, и определить пути и направления этого развития. Еще в 1946 г., т.е. до начала разработки ракеты Р-1, было сформировано первое ракетное соединение Советской Армии - 'бригада особого назначения РВГК. Ознакомление с новой техникой личный состав' бригады,начал в Германии, затем участвовал в проведении пусков ракет.V-2 и Р-1 .в СССР. На основе опыта работ бригад особого назначения была начата отработка вопросов войсковой эксплуатации и- боевого применения ракет больших дальностей. УПРАВЛЯЕМАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА Р-2 Следующей за Р-1 ракетой большой-дальности, созданной в СССР, была ракета Р-2. Ее разработка началась в 1948 г., в нояб- ре 1951 г. комплекс с ракетой Р-2 был принят на вооружение. Соз- давался комплекс той же кооперацией разработчиков, что и комп- лекс Р-1, за исключением того, что к этой кооперации добавился коллектив, разрабатывавший систему радиокоррекции траектории' (руководитель М, FI. Борисенко). . 58
Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета................... 600 км Стартовая масса................................. 20,4 т Масса головной части............................ 1,5 т Длина ракеты.................................... 17,7 м Диаметр корпуса ракеты.......................... 1,65 м Точность стрельбы (предельное отклонение)....................... 1,25 км г I » При выборе схемы ракеты Р-2 (рис. 2.1.) и разработке ее аг- регатов недостатки, свойственные ракете Р-1, были устранены только' частично, 'тем не менее были существенно повышены даль- ность полета, масса головной части и точность попадания. В схему ракеты Р-2 были внесены по сравнению с ракетой Р-1 следующие изменения: головная часть сделана отделяющейся, один (спиртовый) бак - несущим, приборный отсек размещен между хвос- товым отсеком и баками, были увеличены размеры топливных баков (запас топлива), расширено применение легких алюминиевых сплавов в конструкции ракеты. Однако преимущества, предоставляемые при- менением отделяющейся головной части, были использованы не пол- ностью - остались без изменений хвостовые стабилизаторы, бак окислителя был выполнен, как и у ракеты Р-1, подвесным (ненесу- щим). Ракета Р-2 рассматривалась как промежуточный образец и бы- ло сочтено необходимым не вводить изменений в ее схему, значи- тельно меняющих аэродинамическую фррму ракеты, которая была тес- но' связана с управлением ее полетом.. Масса конструкции ракеты Р-2 мало, увеличилась по сравнению с массой ракеты Р-1, . в то же время запас топлива возрос примерно в 1,7 раза (14,5 т). Это обеспечило повышение относительного запаса топлива до значения JIVk -0.72. Конструкция двигателя изменилась незначительно. Была повы- шена (до 92%) концентрация водного раствора этилового спирта, жидкий катализатор (перманганат натрия) заменили твердым. Увели- чением числа оборотов турбины и насосов был повышен расход топ- лива, что обеспечило увеличение давления в камере до 2, 12 МПа. Был увеличен перепад давления при расширении газов в сопле за счет его удлинения. -Тяга двигателя составляла у Земли 363 кН, в пустоте - 405 кН, что достигалось при значениях удельного им- пульса 2100 м/С и 2370 м/с соответственно. Таким образом, при создании’ракеты Р-2 были улучшены ее ха- рактеристики, определяющие дальность стрельбы: относительный 59
запас топлива и удельный импульс двигателя. Однако было ясным, что возможности повышения характеристик ракеты далеко не- исчер- паны. В целях повышения точности на ракете применялась комбиниро- ванная система управления, включавшая автономную систему стаби- лизации ракеты и определения скорости и радиосистему' боковой коррекции полета ракеты. Назначением последней было уменьшение бокового рассеивания за счет устранения (или хотя бы снижения) параллельного сноса ракеты, к которому применявшаяся автономная система была нечувствительна. Для реализации радиоуправления требовалось размещать за стартовой позицией две РЛС, контролиро- вавших нахождение ракеты в плоскости стрельбы. Это усложняло эксплуатацию и боевое применение комплекса и, кроме того, резко уменьшало сектор возможных пусков ракеты (от 45° для ракеты Р-1 до 1°40’ для ракеты Р-2). В автономной СУ вместо гироскопических интеграторов ускорений применялись электролитические с измери- тельно-преобразовательной головкой маятникового типа. Наземное оборудование комплекса с ракетой Р-2 в основном повторяло оборудование РК с ракетой Р-1 (за исключением наличия оборудования системы боковой радиокоррекции и отсутствия обору- дования для заправки жидкого перманганата). Эффективность действия ракеты Р-2 по целям превосходила эф- фективность действия ракеты Р-1 незначительно, т.к. количество ВВ было увеличено всего примерно на 40%. По экспериментальным данным площадь зоны сильных разрушений составляла для ГЧ ракеты Р-2 около 950 мг. Проводились исследования возможностей дополни- тельного повышения эффективности. Так, рассматривалась схема ра- кеты, при которой на ней устанавливались две головные части (разделяющаяся ГЧ) последовательно. Первая была отделяющейся, вторая достигала цель вместе с ракетой. Было установлено, что взрывной эффект увеличивается, если в зону взрыва поступает кислород, оставшийся в баках ракеты (для ракеты с неотделяющейся ГЧ). Кислород взаимодействует с непол- ностью окисленными продуктами взрыва, чем обеспечивается доба- вочное выделение энергии. Для ракеты Р-2 повышение эффективности взрыва могло составить от 1,2 до 2 в зависимости от дальности (количества оставшегося кислорода). Для увеличения эффекта кис- лородный бак рекомендовалось устанавливать сразу за ГЧ, что име- ло бы смысл делать, если бы ракета Р-2 имела неотделяющуюся го- ловную' часть. 60
УПРАВЛЯЕМАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА СРЕДНЕЙ ДАЛЬНОСТИ Р-5М Дальнейшим развитием и завершением ряда одноступенчатых ра- кет с двигателями, работавшими на топливе, включавшем жидкий кислород, были ракеты Р-5 и ее модернизация - ракета Р-5М (рис. 2.2). Эти ракеты создавались той же кооперацией разработчиков, что и ракеты Р-1 и Р-2, за исключением того, что система ради- оуправления разрабатывалась под руководством Б.М.Коноплева. Комплекс с ракетой Р-5М был принят на вооружение в июне 1956 г. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета......:........... 1200 км Стартовая масса............................... 29,1 т Масса головной части.......'.................. 1,35 т Длина ракеты.................................. 20,75 м Диаметр корпуса ракеты........................ 1,65 м Точность стрельбы (предельное отклонение)........................ 6,0 км В конструкцию ракеты были внесены следующие (по сравнению с конструкцией ракет Р-1 и Р-2) изменения. Головная часть - отде- ляющаяся. Оба бака были выполнены несущими и представляли собой сварную тонкостенную конструкцию из листового алюминиевого спла- ва, подкрепленную изнутри шпангоутами. Для упрочнения баков и обеспечения бескавитационной работы насосов ТНА в баках создава- лось небольшое избыточное давление. Бак горючего наддувался воз- духом из бортовых баллонов, а бак окислителя - газифицированным в специальном теплообменнике кислородом. Несколько повышенное испарение кислорода из бака (вследс- твие отсутствия его теплоизоляции), компенсировалось подпиткой, т.е. автоматизированной дозаправкой кислородом непосредственно перед стартом. Длина и объем баков были увеличены, что позволило существенно повысить количество заправляемого топлива. При этом удлинение ракеты (отношение длины к диаметру) возросло до 14, что считается предельным для жидкостных ракет дальнего действия. Тяжелые и громоздкие стабилизаторы были заменены небольшими пи- лонами с установленными на них воздушными рулями. Двигатель ракеты Р-5М в основном был подобен двигателю ра- кеты Р-2, однако он был форсирован по тяге за счет увеличения 61
• Л* Рис. 2.2. Ракета средней дальности Р-5М 1 - головная часть; 2 - пневмотолкатель системы отделения головной части; 3 - бак окислителя; 4 - приборный отсек; 5 - тоннельный трубопровод с расходной магистралью окислителя; 6 - бак горючего; 7 - бак перекиси водорода; 8 - турбонасосный агрегат; 9 - камера сгорания маршевого ЖРД; 10 - хвостовой отсек; 11 - пилон с воздушным рулем; 12 - газоструйный руль. 62
секундного расхода топлива. Тяга двигателя у Земли составляла 432 кН, в пустоте - 500 кН, давление в камере сгорания 2,4 МПа, удельный импульс у Земли 2158 м/с, в пустоте 2433 м/с. .Вытесни- тельная система, подачи перекиси водорода в-реактор была заменена насосной, что улучшило массовые характеристики двигателя. В ре- зультате изменений в схеме ракеты и совершенствования ее агрега- тов относительный запас топлива составил J^/K=0,84 (у ракеты Р-1 JVK=0,6, у ракеты Р-2 J4, к =0, 72). На ракете была установлена ком- бинированная (автономная и радиокоррекционная) система управле- ния. В целях повышения надежности системы управления впервые бы- ло применено резервирование ее отдельных приборов и наиболее важных элементов бортовой кабельной сети. При отработке ракеты Р-5 впервые практически исследовалась и решалась проблема колебаний упругого корпуса с жидким., наполне- нием и помехоустойчивости системы управления в условиях вибра- ций. Специальных решений потребовала и статическая неустойчи- вость ракеты на траектории полета. Ракета Р-5 создавалась с головной частью,- снаряженной обыч- ным взрывчатым . веществом. Разрабатывалась и разделяющаяся ГЧ, при использовании которой к основной ГЧ добавлялись еще четыре (дальность при этом уменьшалась). Эффективность обоих вариантоЕ; головной части была, особенно если учесть большое рассеивание точек падения ГЧ, низкой. Однако к этому времени (середина 50-х годов) в СССР было освоено производство ядерных зарядов, что позволило создать модернизированную ракету Р-5М с ядерной голов- ной частью. В таком варианте ракета и была принята на вооруже- ние. В феврале 1956 г. был произведен пуск ракеты Р-5М с ядерной головной частью. Топливо на основе жидкого кислорода, применявшееся в раке- тах Р-1, Р-2, Р-5, было наиболее удобным для создания первых ра- кет больших дальностей. Кислород является мощным окислителем и в случае использования его вместе с достаточно эффективным горючим позволяет получить высокие значения удельного импульса. И кисло- род, и спирт по агрессивны, что облегчает отработку и эксплуата- цию ракет и двигателей. Оба компонента относительно дешевы, их массовое производство было ко времени создания ракет освоено в: нашей стране. Всеми этими достоинствами и определялся выбор топ- лива для первых ракет больших дальностей. Однако это топливо об- ладает и недостатком, при чем настолько существенным, что приме- нение его в боевых ракетах крайне нежелательно. Этот недостаток 63
очевиден - подготовка ракеты с двигателем на жидком кислороде к старту сложна и требует большого времени, хранить ракету с зап- равленными баками невозможно и, как следствие, боеготовность комплекса с такой ракетой крайне низка. В связи с этим уже в те же годы начались исследования возможности создания ракет больших дальностей с двигателями, работающими на высококипящих компонен- тах топлива. Определенные наработки в этом направлении существо- вали. В нашей стране к тому времени уже проводились работы с ЖРД на основе азотнокислотных окислителей, в Германии в период вто- рой мировой войны отрабатывался ряд образцов ракет (в основном зенитных;, с топливом, где в качестве окислителя использовалась азотная, кислота. Было ясным, что освоение таких топлив будет несравненно более сложным, чем освоение топлив на основе жидкого кислорода, но было ясным и другое: высококипящие компоненты топлива позволяют обеспечить длительное нахождение ракеты в .зап- равленном состоянии и тем самым повысить боеготовность комплек- са. Сторонники использования высококипящих компонентов топлива были и в ОКБ-1. Во главе их стоял заместитель Главного конструк- тора М. К. Янгель. Под его руководством в середине 50-х годов от- рабатывались ракеты Р-11 и Р-Г1М с двигателями на высококипящих компонентах топлива. Эти ракеты имели дальность около 200 км, т.е. близкую к дальности ракеты Р-1, принятой на вооружение раньше на пять лет. Пройдет менее десяти лет, и ракеты дальнего действия на жидком кислороде будут полностью вытеснены из армий СССР и США ракетами на высококипящих компонентах топлива. Возни- кает вопрос, нужно ли было создавать ракеты, которые с большой вероятностью (в начале 50-х годов это можно было предвидеть) в силу наличия очевидных отрицательных качеств должны будут усту- пить место ракетам более перспективным. Вряд ли можно ответить на этот вопрос однозначно, т.к. измерить точно и сопоставить пользу и ущерб, которые принесли создание ракет Р-1, Р-2 и Р-5, нельзя. Очевидно, что их разработка позволила резко .поднять уро- вень многих отраслей науки, проектных работ, промышленности, без которых дальнейшее развитие ракетного вооружения было невозмож- но; были получены опыт и знания, которые могли быть использованы и для других направлений ракетной техники; была создана сложней- шая структура КБ, НИИ, полигонов, заводов, без которой нельзя было рассчитывать на создание все более сложных и эффективных оч азцов оружия. Не следует забывать, и о том, что ’’увлечение" ракетами с двигателями на жидком кислороде во второй половине
40-х и в первой половине 50-х годов сыграло, безусловно, положи- тельную роль в подготовке будущих достижений СССР в освоении космоса. С другой стороны, конечно, концентрация внимания на ра- кетах с кислородными двигателями задержала в какой-то степени развитие другйх направлений ракетной.техники, и в том числе тех, которые стали в последующем решающими для развития МБР, - ракет с двигателями на жидком высококипящем и твердом топливах. Сей- час, когда прошло около пятидесяти лет со времени решения этих вопросов, многое представляется по-другому, однако можно, по-ви- димому, оценить последовательность работ*по созданию первых ра- кет большой дальности (сначала кислородных) в основном положи- тельно. Выскажем только сомнение в необходимости создания после- довательно трех ракет Р-1, Р-2, Р-5. Ракета Р-2 была-промежуточ- ным вариантом, без которого можно было обойтись. УПРАВЛЯЕМАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА Р-11М Разработка ракеты Р-11 началась в 1951 г. Заданием предус- матривалось создание ракеты, которая могла бы транспортироваться и находиться в заправленном состоянии в течение месяца. Комплекс с ракетой разрабатывался коллективами под руководством М.К.Янге- ля (главный конструктор), А.М.Исаева (двигатель), Н.А.Пилюгина (система управления), В.П.Бармина (наземное оборудование). Ра- кетный комплекс с ракетой Р-11 был принят на вооружение в июне 1955 г: Ракета имела значительно меньшую стартовую массу, чем ракета Р-1, а боеготовность комплекса повысилась более чем в два раза. На ракете устанавливалась головная часть с обычным ВВ. Мо- дернизация ракеты позволила перейти к применению ядерной голов- ной части, а также создать на ее основе подвижный ракетный комп- лекс с самоходной пусковой установкой. Модернизированная ракета получила обозначение Р-11М. Комплекс с этой ракетой был принят на вооружение в апреле 1958 г. В течение ряда лет он был основ- ным комплексом с ракетой оперативно-тактического назначения Со- ветской Армии. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета................... 170 км Стартовая масса............................... 5,4 т Масса головной части............................ О, 6 т Длина ракеты..-................................ . 10,5 м 65
Диаметр корпуса ракеты........................... 0,88 м Точность стрельбы (предельное ,отклонение)......................... 6,0 км Ракета имела конструкцию (рис. 2.3), резко отличающуюся от конструкции ракет Р-1, Р-2, Р-5. На ней был установлен однока- мерный жидкостный ракетный двигатель с вытеснительной системой подачи топлива. Требуемое давление в топливных баках обеспечива- лось с помощью жидкостных аккумуляторов давления. Применение вы- теснительной подачи топлива для ракеты большой (хотя и относи- тельно) дальности требует специального объяснения. Известно, что насосная система подачи топлива создает более благоприятные ус- ловия для снижения массы конструкции и увеличения тем самым от- носительного запаса топлива (повышения дальности). При разработ- ке ракеты Р-2, например, рассматривался ее,вариант с вытесни- тельной подачей топлива; оценки показали, что ракета при этом будет иметь дальность примерно в 500 км, т. е. на 100 км меньшую, чем при использовании насосной системы подачи топлива. Но для ракеты Р-11 применение вытеснительной подачи было оправданным. Ракета имела небольшие размеры (чем размеры больше, тем значи- тельнее выигрыш от перехода к насосной системе подачи топлива) и, что самое главное, предназначалась для транспортировки в зап- равленном (и, естественно, в горизонтальном) положении в войско- вых условиях и, следовательно, должна была иметь высокую проч- ность элементов корпуса и баков в том числе. Высокая прочность корпуса позволила применить для ракеты неотделяюшуюся головную часть. В качестве органов управления использовались только газо- вые рули. Совершенно иным, чем в рассмотренных выше ракетах, был .и двигатель. В-качестве топлива применялись: окислитель АК-20 (20% четырехокиси азота и 80% азотной кислоты) и горючее Т-1 (керо- син). Для запуска двигателя использовалось дополнительное само- воспламеняющееся с АК-20 горючее - ТГ-02 (50% ксилидина и 50% трйэтиламина), размещаемое в специальном изолированном отделении магистрали горючего перед камерой сгорания. Жидкостные аккумуля- торы давления работали на самовоспламеняющихся компонентах АК-20 и ТГ-02, размещенных в торовых баках. Топливо из торовых баков в ЖАД'вытеснялось сжатым воздухом. Переход на высококипящие компоненты топлива требовал при создании ракеты и двигателя решения целого круга вопросов, свя- 66
1 <*А Рис. 2.3. Управляемая баллистическая ракета Р-ПМ 1 - головная часть; 2 - торовый бак для горючего 3 - торовый бак для окислителя АК-20; 4 - жидкостный аккумулятор давления бака окислителя; 5 - бак окислителя; б - приборный отсек; 7 - жидкостный аккумулятор давления бака горючего; 8 - бак горючего; 9 - шаровый баллон со сжатым воздухом; 10 - камера сгорания маршевого ЖРД; 11 - стабилизатор; 12 - газоструйный руль. 67
занных с необходимостью повышения качества конструкционных мате- риалов, изучением и обеспечением их стойкости при действии аг- рессивной среды, обеспечением стабильности компонентов топлива при длительном их нахождении в баках ракеты и т.п. Не все эти вопросы были решены в полной мере при создании ракеты Р-11, но достигнутые результаты позволили создать ракету, выдержавшую проверку эксплуатацией в войсках. В двигателе, в отличие от дви- гателей ранее созданных ракет, применялась автоматика одноразо- вого (пиросредства), а не многоразового действия. На ракете использовалась автономная система управления. Значительное внимание уделялось обеспечению возможности осущест- вления скорейшего-пуска после занятия боевой позиции. Вначале, когда (для ракеты Р-11) осуществлялась перевозка ракеты на грун- товой тележке, пуск проводился не позднее чем за 3, 5 часа. С переходом к самоходной ПУ (ракета Р-11М) время пуска было сокра- щено. Уменьшилось и число агрегатов наземного оборудования - часть из них размещалась на пусковой установке (автономном стар- товом агрегате). УПРАВЛЯЕМЫЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ СРЕДНЕЙ ДАЛЬНОСТИ Р-12 И Р-14 Создание ракеты Р-11М и комплекса на ее основе доказало возможность и целесообразность разработки ракет больших дальнос- тей с двигателями на высококипящих компонентах топлива. Для соз- дания- таких ракет было образовано новое особое конструкторское бюро - КБ "Южное", Главным конструктором которого стал М.К.Ян- гель. В этом КБ во второй половине 50-х годов началась разработ- ка комплексов с ракетами средней дальности Р--12 и Р-14. Общий вид этих ракет приведен на рис. 2.4 и 2.5. Основные характеристики ракет: Максимальная дальность полета, км Стартовая масса, т................ Масса головной части, т........... Длина- ракеты, м.................. Диаметр корпуса ракеты, м......... Мощность ядерного боезаряда, Мт.. Точность стрельбы (предельное отклонение), км....... Р-12 2000 Р-14
Рис. 2.4. Ракета средней дальности Р-12 1 - головная часть; 2 - пневмотолкатель системы отделения головной части; 3 - бак окислителя; 4 - приборный отсек; 5 - расходный трубопровод окислителя; 6 - бак горючего; 7 - торовый баллон со сжатым воздухом; 8 - бак перекиси водорода; 9 - турбонасосный агрегат; 10 - камера сгорания маршевого ЖРД; 11 - хвостовой отсек; 12 - стабилизатор; 13 - газоструйный руль.
Обе ракеты - одноступенчатые, с отделяющимися головными час- тями. Комплекс с ракетой Р-12 был принят на вооружение в 1959 г., комплекс с ракетой Р-14 - в 1961 г. Ракетные комплексы обеспечи- вали высокую эффективность поражения площадных целей со слабоза- щищенными структурными элементами. Площадь таких целей, поражае- мая одной ядерной головной частью, составляла около 100 км2. Од- нако эффективность действия ракет Р-12 и Р-14 по высокозащищен- ным целям была крайне низкой. Для поражения объекта с уровнем защищенности в 10 МПа с вероятностью 0,9 требовались десятки ра- кет. - Причиной этого была .низкая их точность. Эти данные получены для случая, когда надежность Рк=1. Отделение головной части ракеты Р-12 (рис.2.4) осуществля- лось с помощью пневматического толкателя, срабатывавшего после разрыва пироболтов, крепящих ГЧ к переходнику. Баки сварной конструкции изготавливались и.з алюминиевб-маг- ниевых сплавов. Верхний бак (окислителя) разделялся промежуточ- ным днищем. Окислитель расходовался сначала из нижней части ба- ка. чем создавались более благоприятные условия для стабилизации • полета и уменьшения нагрузок на органы управления. Ракета имела * четыре небольших стабилизатора, в качестве органов управления использовались графитовые газовые рули, установленные в потоке продуктов сгорания по одному у среза сопла каждой из четырех ка- мер сгорания двигателя. На ракете использовался четырехкамерный (с общим ТНА) ЖРД, работавший на топливе: окислитель АК-27И (73% HNO3, 27% N204 -с. .добавкой ингибитора'- йода), горючее - керосин ТМ-185. Для за- пуска применялось пусковое горючее ТГ-02, .самовоспламеняющееся с АК-27И. Двигатель развивал на Земле тягу в 628 кН, в пустоте - 721 кН.. Удельный импульс составлял соответственно 2237 м/с и 2570 м/с. Рабочим телом турбины служили продукты разложения пе- рекиси водорода (парогаз). Наддув бака окислителя осуществлялся парогазом, баков горючего и перекиси водорода - сжатым воздухом из специальных* баллонов. На ракете применялась система регулиро- вания кажущейся скорости (РКС), позволявшая в определенных пре- делах изменять тягу двигателя в целях обеспечения более точного соответствия движения ракеты на АУТ требуемому. В конце активно- го участка полета двигатель переходил на режим дросселирования. Система управления полетом - автономная инерциальная. Масса приборов системы управления 430 кг. Приборы размещались в меж- 70
баковом отсеке. Задачами системы управления являлись стабилиза- ция ракеты относительно центра масс, стабилизация центра масс относительно расчетной траектории в боковом направлении и по нормали к траектории в плоскости полета, регулирование скорости движения ракеты на АУТ путем изменения тяги двигателя. Система управления включала также систему аварийного подрыва ракеты. Особенностью системы управления было использование для уменьше- ния ошибок определения скорости ракеты нескольких электролити- ческих интеграторов ускорений. Для ракеты Р-12 предполагалось использовать открытый (с на- земного стартового стола) старт. Комплекс при этом должен был быть подобным по составу комплексам с ранее созданными ракетами, имеющими аналогичный тип старта, хотя и отличающимся от них конструкцией агрегатов наземного оборудования. При создании комплекса с ракетой Р-12 особое внимание обра- щалось на обеспечение возможно более высокой его боеготовности. Хранение ракеты в заправленном и полностью подготовленном для пуска состоянии в течение всего времени гарантийного срока было еще невозможным. Отработанная для комплекса система боевых го- товностей позволяла в наибольшей степени повысить боеготовность на всем периоде нахождения его на вооружении. Эта система вклю- чала четыре степени готовности. Готовность N 4 (постоянная). Ракета находится в проверенном состоянии на технической позиции. Гироприборы не установлены, головная часть хранится отдельно. В такой готовности ракета мог- ла храниться (при условии проведения периодических проверок) в течение всего гарантийного срока (7 лет). Минимальное время до пуска 205 мин. Готовность N 3 (повышенная). Ракета на технической позиции. Приборы установлены, головная часть пристыкована. Время возмож- ного нахождения в этой готовности 3 г., время пуска - 140 мин. Готовность 2 (повышенная первой степени). Ракета на бое- вой позиции, установлена .на стартовом столе. В систему управле- ния введены необходимые для пуска данные, система проверена. Ря- дом с ракетой находятся машины-заправщики топлива. Время нахож- дения в готовности - до трех месяцев, пуск возможен через 60 ми- нут. Готовность N 1 (полная). Заправлены основные (кроме ТГ-02) компоненты топлива. Произведено прицеливание. В готовности N 1 71
комплекс мог находится в течение месяца, пуск производился через 30 минут. Ракета Р-14 . (рис.2. 5) была дальнейшим развитием и усовер- шенствованием ракеты Р-1.2. Значительное повышение дальности (до 4500 км) достигалось увеличением (примерно в 2 раза) запаса топ- лива и улучшением конструкции (особенно ее двигателей) при сох- ранении массы головной части. Замена горючего ТМ-185 на несим- метричный диметилгидразин (НДМГ) позволила существенно (почти на 10%) повысить удельный импульс и исключить использование пуско- вого горючего (т.к. НДМГ самовоспламеняется с окислителем АК-27И). -Тяга двигательной 'установки составляла на Земле 1480 кН, в пустоте - 1740 кН; удельный импульс был равен соответственно 2406 м/с и 2830 м/с. Двигательная установка ракеты Р-14 включала два автономных ЖРД, каждый из которых имел две камеры сгорания, один THA, систему газогенерации, элементы автоматики и т.д. В двигателях впервые использовались газогенераторы на основных компонентах топлива, что позволило исключить перекись водорода. На ракете использовались только два (вместо четырех на Р-12) жидких компонента, что упростило эксплуатацию комплекса. Впер- вые применялась система опорожнения баков (СОБ)., в результате чего оказалось возможным уменьшить гарантийные запасы топлива. Применение мембран в магистралях ' подачи компонентов привело к упрощению схемы ДУ и повышению ее надежности. Перед выключением двигателя он переводился на режим дросселирования. Впервые для автономной инерциальной системы управления ракеты Р-14 была раз-.- работана гиростабилизированная платформа, позволившая снизить инструментальные ошибки СУ и тем самым обеспечить более высокую точность попадания головной части в'цель. Принципиально новым конструктивно-технологическим решением было изготовление топлив- ных баков несущей конструкции из алюминиевых панелей с использо- ванием химического фрезерования. Головная часть .ракеты имела коническую форму с тупым полус- ферическим наконечником из термостойкого сублимирующего материа- ла. На корпус головной части наносилось теплозащитное покрытие из асботекстслита. Головная часть крепилась к переходнику ракеты тремя разрывными болтами. Отделение головной части в конце ак- тивного участка траектории производилось разрушением болтов пу- тем их подрыва и торможением корпуса ракеты тремя пороховыми ра- кетными двигателями, установленными снаружи приборного отсека. 72
Рис. 2.5. Ракета средней дальности Р-14 1 - головная часть; 2 - бак окислителя; 3 - расходный трубопровод окислителя; 4 - приборный отсек; 5 - тормозной пороховой ракетный двигатель; 6 - бак горючего; 7 - маршевая двигательная установка; 8 - хвостовой отсек; 9 - стабилизатор; 10 - газоструйный руль. 73
Серьезным недостатком комплексов с ракетами Г -12 и.Р-14 бы- ла низкая живучесть в. условиях возможного (главным образом, ядерного) воздействия противника. Защищенность ракет по отноше- нию к ВУВ при открытом старте составляла всего около 0,02 МПа. Это означало, что ракета будет уничтожена, если взрыв заряда ме- гатонной мощности произойдет на расстоянии порядка 5 км от раке- ты. Для повышения защищенности комплексов от действия ПФЯВ в 1960г г. началась-разработка шахтных пусковых установок. Эти ра- боты возглавляло конструкторское бюро, руководимое В. П.Барминым. Создание шахтных ПУ было новым делом. Предстояло решить много сложных технических проблем - по разработке конструкции шахты, имеющей подвижную- крышу, по обеспечению заправки ракеты топливом и сжатыми газами с использованием дистанционного управления, по обеспечению газодинамического старта ракеты из ШПУ и др. Все эти проблемы были решены. В 1964 г. комплексы с шахтными ПУ были приняты на вооружение. Ракеты шахтных комплексов получили индек- сы Р-12У и Р-14У. Появление на вооружении ракетных комплексов с шахтными ПУ было первым и крайне важным шагом в решении проблемы живучести. Однако, при их создании меры,, позволяющие повысить живучесть, использовались в недостаточной, степени. ПУ имели защищенность всего в несколько десятых долей мегапаскаля. Это означало, что радиус."их поражения при взрыве мегатонного заряда оставался еще большим (при q=l MT он составлял 1/5...2 км). Кроме того, боевые позиции новых комплексов выполнялись групповыми - по четыре (для Р-12У) или три (для Р-14У) шахты, расположенные на расстоянии менее 100 метров друг от друга. Это еще более снижало живучесть, т.к. один взрыв мог уничтожить сразу три или четыре ракеты. Соз- дание групповых стартов было крайне неудачным решением. Несмотря на серьезные недостатки, комплексы с ракетами средней дальности Р-12 и Р-14 получили широкое распространение в войсках и явились основой для построения системы вооружения, позволившей Вооруженным Силам СССР, решать принципиально новые оперативно-стратегические задачи. Почти 30 лет эти ракетные комплексы находились на вооружении РВСН и закончили свое сущест- вование в соответствии с Договором между СССР и США о ликвидации ракет средней и меньшей дальности 1987 года. На момент подписа- ния Договора на боевом дежурстве находилось 65 ракет Р-12. .74
2.3. ПЕРВАЯ МБР СССР Р-7. СХЕМА. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ s В 1954 г. принимается решение о начале разработки в . СССР первой межконтинентальной баллистической ракеты. Образцов такого оружия в мире не существовало.•Единственной известной попыткой в прошлом создания ракеты, способной достичь другого континента, была разработка в Германии к концу войны проекта ракеты А-9/А-10, предназначавшейся для обстрела с территории Европы объектов на Атлантическом побережье США, т.е. имеющей дальность полета не менее 5000 км. Предполагалось, что ракета будет двухс- тупенчатой, со стартовой массой примерно в 85 т. Первая ступень (масса 69 т, .из них топливо - 52 т) должна была под действием ЖРД с тягой в 2000 кН разгонять вторую ступень до скорости в 1180 м/с и затем, отделившись, опускаться на парашюте. В качест- ве второй ступени (стартовая масса 16,2 т, из них топливо-11,9 т) предполагалось использовать модернизированную ракету V-2, отли- чавшуюся от прототипа увеличенным объемом топливных баков и на- личием вместо стабилизаторов четырех аэродинамических плоскос- тей,' рассчитанных на обеспечение планирования ракеты после входа в плотные слои атмосферы. Вторая-ступень достигала скорости по- рядка. 3000 м/с, что было недостаточно для обеспечения дальности в 5000 км при движении ракеты по баллистической траектории. Не- достающая дальность-и должна была выбираться за счет планирова- ния ракеты. Работы над ракетой А-9/А-10 прервались с окончанием войны. Можно ли было.хотя бы в какой-то степени использовать при создании отечественной МБР результаты проектирования ракеты А-9/А-10? Вряд ли. . Низкая энергетика двигателей (удельный им- пульс порядка 2000 м/с), малые значения величины относительного запаса топлива (примерно 0,6) определяли невозможность достиже- ния требуемой дальности при движении ракеты до цели-по баллисти- ческой траектории. Решение вопроса переходом к траектории с пла- нированием влекло ряд очевидных недостатков ракеты - увеличива- лось время ее полета, становилось возможным уничтожение ракеты средствами ПВО, еще более осложнялось обеспечение достаточной точности. Ничего сколько-нибудь существенного из проекта ракеты А-9/А-10 разработчиками отечественной МБР взято не было. Первая отечественная МБР получила индекс Р-7. Головной ор- ганизацией при ее создании было ОКБ-1 С.П.Королева. Основные 75
системы разрабатывались конструкторскими бюро и институтами под руководством В. П.Глушко (двигатели), Н. А.Пилюгина, В.И.Кузнецо- ва, М.С.Рязанского (система управления), В. П. Бармина (наземное оборудование). Разработчики ракеты Р-7 опирались, в первую очередь,' на опыт и достижения отечественного ракетостроения по созданию уп- равляемых баллистических ракет. Все эти ракеты были относительно просты по' конструкции и действию, выполнены одноступенчатыми и имели небольшие дальности полета. Для достижения межконтинен- тальных дальностей нужна была составная ракета. Было принято ре- шение создать ракету пакетной схемы. Такая схема давала.возмож- ность разработать ракету сравнительно небольшой длины, с заданной массой полезной нагрузки и требуемой дальностью полета. Кроме того, пакетная схема позволяла осуществить запуск всех двигате- лей и контроль их работы на Земле. Это преимущество пакетной схемы было особенно важным, т.к. еще не было опыта запуска дви- гателей в полете на больших высотах в условиях, близких к вакуу- му. Первый испытательный пуск ракеты Р-7 был осуществлен в мае 1957 г. Р-7 была управляемой жидкостной двухступенчатой межконти- нентальной баллистической ракетой, выполненной по схеме- "пакета" и состоявшей из пяти блоков: одного центрального и четырех боко- вых (рис. 2.6). Центральный блок считался второй ступенью ракеты. Он нес на себе отделяющуюся в полете головную часть с ядерным боезарядом. К нему симметрично в плоскостях стабилизации крепились четыре боковых блока, которые вместе с центральным блоком составляли "пакет" - первую ступень ракеты. Применительно к ракете э-7 таксе деление блоков по ступеням условно, так как в отличие от ракет, выполненных по схеме с пос- ледовательным расположением ступеней, где двигательная установка второй ступени начинает работать после отделения первой, у раке- ты Р-7 двигатели всех пяти блоков запускались на земле гон стар- те ракеты. Время работы двигателей боковых блоков было примерно 120 с, центрального блока - до 290 с. Отделяемая головная часть крепилась к приборному отсеку центрального блока с помощью трех плрозамков и имела в своем составе наконечник, герметизированный корпус с ядерным зарядом, взрывательное устройство, стабилизатор. Основные узлы л .летали головной, части изготовлялись из алюминиевых сплавов. Нсвпус го-
1 Рис. 2.6. Первая межконтинентальная баллистическая ракета Р-7 1 - головная часть; 2 - приборный отсек; 3 - центральный блок ракеты; 4 - бак окислителя центрального блока; 5 - силовой пояс ракеты; 6 - шаровая пята центрального блока; 7 - опорный конус бокового блока; 8 - газоход (сопло) системы разделения ступеней; 9 - крышка; 10 - бак горючего центрального блока; 11 - боковой блок ракеты; 12 - бак окислителя бокового блока; 13 - тоннельная труба с расходным трубопроводом окислителя; 14 •• бак горючего бокового блока; 15 - торовые баки жидкого азота центрального и боковых блоков; 16 - торовые баки перекиси водорода центрального и боковых блоков; 17 - маршевый двигатель центрального блока; 18 - рулевой двигатель центрального блока; 19 - маршевый двигатель бокового блока; 20 - аэродинамический руль; 21 - рулевой двигатель бокового блока.
ловнои части и днище имели теплозащитное покрытие по наружной поверхности из асботекстолита. Наконечник - из материала на ос- нове карбида кремния. Взрывательные устройства позволяли реали- зовать как наземный, так и воздушный подрыв ядерного заряда. Боковые блоки крепились к центральному посредством опорного конуса (в верхней части), наконечник которого входил в шаровую пяту центрального блока, и двух тяг на нижнем силовом кольце хвостового отсека. Тяги удерживались шариковыми пирозамками, закрепленными на силовом кольце центрального блока. Каждый блок ‘'пакета” имел жидкостную двигательную установ- ку, гидравлически и пневматически независимую от других блоков. Двигательная установка центрального блока состояла из основного четырехкамерного ЖРД и четырех однокамерных поворотных рулевых агрегатов (двигателей), расположенных в плоскостях стабилизации. Двигательная установка бокового блока состояла.из основного че- тырехкамерного ЖРД и двух однокамерных рулевых агрегатов (двига- телей) . Компоненты топлива (керосин Т-1 .и жидкий кислород) в камеры сгорания основного и рулевых двигателей каждого блока подавались насосами турбонасосного агрегата (ТНА). Рабочим телом для турби- ны THA являлся парогаз, образующийся при разложении перекиси во- дорода под воздействием катализатора. Во время работы двигателей баки с компонентами топлива находились под наддувом. Для наддува баков использовался жидкий' азот, предварительно подогретый и превращенный, в газообразное состояние. .Ракета Р-7 имела комбинированную систему управления,. состо- ящую, из автономной системы управления и системы радиоуправления дальностью и направлением. Система управляла полетом ракеты и стабилизировала ее движение на активном участке траектории. В состав .автономной системы управления входили: автомат угловой стабилизации; система нормальной стабилизации; система боковой стабилизации; система регулирования кажущейся скорости; система одновременного опорожнения баков и синхронизации Уровней; автомат управления дальностью. Чувствительными элементами автомата угловой стабилизации являлись гироскопические приборы - гирогоризонт и гировертикант; системы нормальной и боковой стабилизации и автомата управления 78
дальностью - одностепенные физические маятники; системы регули- рования кажущейся скорости - гироскопические интеграторы про- дольных ускорений. Первичными источниками электрической энергии постоянного тока на ракете служили серебряно-цинковые аккумуля- торные батареи, вторичными - мотор-тенераторные преобразователи. Система радиоуправления работала в конце активного участка траектории и управляла дальностью полета ракеты Р-7, а также оп- ределяла координаты точки падения головной части. Измерение па- раметров движения, передача команд и контроль за их исполнением в системе радиоуправления осуществлялись по одной многоканальной импульсной линии связи в сантиметровом диапазоне волн. Наземные устройства системы радиоуправления размещались на двух пунктах управления (главный и зеркальный), удалённых на 276 км от стар- товой позиции и на 552 км друг от друга. Система РУ позволяла осуществлять пуск ракеты в секторе +30° в сторону зеркального пункта и - 10° в сторону основного пункта без передислокации на- земных пунктов системы радиоуправления. Радиоаппаратура пунктов РУ состояла из: системы измерения радиальной скорости; системы измерения наклонной дальности; системы 'Измерения угла места и угловой скорости; разностно-дальномерной системы бокового управления; системы локационного наведения антенн; счетно-решающего устройства управления дальностью и направ- лением; системы передачи команд. Исполнительными органами системы управления на борту ракеты являлись электроприводы, элементы пироавтоматики двигательных установок, рулевые машины поворотных камер рулевых двигателей (агрегатов) и воздушных рулей. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета...................... 8000 км Стартовая масса..................................... 283 т Масса головной части............................... 5,4 т Длина ракеты....................................... 31,4 м Максимальный поперечный размер ракеты в сборе..... 11,2 м Диаметр цилиндрической части бокового блока........ 2,8 м Диаметр цилиндрической части центрального блока.... 3,0м Мощность ядерного боезаряда........................ 3,0 Мт 79
Точность стрельбы (предельное отклонение).-..............................10 км Общая масса заправленного топлива ракеты Р-7 составляла бо- лее 250 т, чем определялась величина отношения массы топлива ft стартовой массе ракеты, равная, примерно, 0,9. Основные парамет- ры, определяющие дальность полета ракеты (Чуд и к), у ракеты Р-7 выросли по сравнению с первой ракетой Р-1 примерно в 1,5 ра- за, что и позволило (вместе с реализацией многоступенчатой схе- мы) создать МБР, -с вполне удовлетворительным значением относи- тельной массы полезной нагрузки около 0,02 (двух процентов). Центральный блок ракеты' Р-7 (см. рис. 2.6) состоял из при- борного отсека, бака для окислителя (жидкий кислород), бака для горючего (керосин Т-1), силового кольца, хвостового отсека, мар- шевого двигателя и четырех рулевых агрегатов. В приборном отсеке располагались основные бортовые приборы автономной системы управления и системы радиоуправления. На на- ружной поверхности отсека под обтекателями крепились рупорные антенны системы радиоуправления. Баки для окислителя и горючего были выполнены по несущей схеме и одновременно являлись элементами ракеты, воспринимающими внешние нагрузки. Они представляли собой сварную укрепленную шпангоутами тонкостенную конструкцию из алюминиевого сплава. Одна из обечаек бака для окислителя имела усиленные шпанго- уты и являлась силовым поясом бака. К наружной поверхности этой обечайки в плоскостях стабилизации приваривались кронштейны, г шаровую пяту которых входили наконечники опорных конусов боковых ВЯЗКОЕ;. Силовой пояс служил для восприятия усилий, действующих от боковых блоков ракеты на центральный блок. Цилиндрическая обечайка заднего днища бака окислителя обра- зовывала боковую стенку межбакового отсека, в котором размеща- лись часть ’ приборов автономной системы управления, арматура и элементы автоматики двигательной установки. В обечайке -заднего днища бака для- горючего размещались ко- ровые баки для перекиси‘водорода и жидкого азота. К заднему сты- ковочному шпангоуту бака горючего крепилось силовое кольцо ниж- них узлов связи, которое являлось силовым элементом ракеты и воспринимало нагрузки от рамы двигательной установки центрально- го блока, а также нагрузки от боковых блоков’ракеты. На- уровне нижних узлов связи боковые блоки ракеты стыковались с централь- ным блокс-м с помощью тяг1 и пирозамков. 80
Корпус хвостового отсека центрального блока являлся обтека- телем основного двигателя и основанием для крепления рулевых аг- регатов (камер сгорания рулевых двигателей и рулевых машин). Боковой блок ракеты (см. рис. 2.6) состоял из опорного ко- нуса, топливных баков (окислителя и горючего), силового кольца, хвостового отсека, маршевого двигателя и двух рулевых агрегатов. Опорный конус предназначался для стыковки бокового блока с центральным блоком ракеты и передачи усилия тяги двигательной установки бокового блока центральному блоку. Наконечник конуса оканчивался сферической опорой с пальцем, предотвращавшим разво- рот бокового блока вокруг продольной оси. Топливные баки конструктивно аналогичны топливным бакам центрального блока ракеты. Переднее днище бака окислителя было изготовлено в виде шпангоута с крышкой, которая могла вращаться на оси. Крышка открывалась давлением в баке после срабатывания пирозамка в процессе разделения "пакета11.. После открытия крышки происходило истечение газов из бака через специальное сопло, ус- тановленное в .опорном конусе, в результате чего возникала реак- тивная сила, отталкивавшая носовую часть бокового блока от цент- рального блока ракеты. В обечайке нижнего днища бака для горючего размещался блок торовых баков для жидкого азота и перекиси водорода. На корпусе хвостового отсека имелись две специальные ниши для камер сгорания рулевых двигателей и устанавливался пилон, на котором помещался воздушный руль. В составе ракеты Р-7 было пять автономных двигательных ус- тановок: одна для центрального и четыре для боковых блоков. Каждая ДУ включала в себя: четырехкамерный маршевый ЖРД и рулевые агрегаты с насосной подачей компонентов; системы питания основными компонентами топлива (жидким кис- лородом и керосином), перекисью водорода и жидким азотом; систему наддува баков; 'систему продувки камер сгорания; пневмосистему (систему электропневмоавтоматики); исполнительные органы системы регулирования опорожнения и синхронизации уровней компонентов-топлива в баках; исполнительные органы системы регулирования кажущейся ско- рости ракеты.
Основными агрегатами маршевых двигателей, выполненных по открытой схеме, являлись камеры сгорания, турбонасосные агрегаты (ТНА), агрегаты системы парогазогенерации, агрегаты управления и автоматики. Компоненты топлива впрыскивались в камеры сгорания двухком- понентными центробежными форсунками. Керосин к форсункам посту- пал через зарубашечные пространства камер сгорания, обеспечивая при этом охлаждение внутренних стенок камеры. В составе каждой ДУ был один ТНА, который состоял из турби- ны и четырех одноступенчатых центробежных'насосов: кислородного (с двусторонним входом) и керосинового, установленных на одном валу с турбиной; перекиси водорода и жидкого азота, валы которых соединялись с валом турбины через мультипликатор. Несмотря на то, что принятая схема двигательных установок не лишена недостатков. (применение разомкнутой схемы, использова- ние перекиси водорода и жидкого азота и т.д.), создание жидкост- ных ракетных двигателей для ракеты Р-7 было выдающимся для того времени достижением в области ракетного двигателестроения и в значительной степени предопределило успех в разработке комплекса с первой отечественной МБР. Маршевые двигатели ракеты'Р-7 имели высокие-энергетические и массовые характеристики и, что особенно важно, - высокую на- дежность.- У поверхности Земли двигательные установки ракеты Р-7 раз- вивали тягу 3800 кН, в пустоте - около 5000 кН. Удельный импульс маршевых двигателей достигал величины 3150 м/с при давлении в камере сгорания 6 МПа и на срезе сопла 0,04 МПа. Для обеспечения надежного пуска ракеты была принята схема запуска с первой и второй промежуточными ступенями тяги для ДУ боковых блоков и с включением главной ступени тяги ДУ централь- ного блока после выхода всех боковых ДУ на режим первой промежу- точной ступени тяги. ДУ боковых блоков переключались на режим второй промежуточной ступени тяги при выходе центральной ДУ на главную ступень тяги, а на режим главной ступени - в полете ра- кеты. Конструктивно-компоновочная схема ракеты Р-7 обеспечивала запуск'всех двигателей (основных и рулевых) при старте (на зем- ле) с помощью специальных пирозажигательных устройств, устанав- ливаемых в каждую из 32 камер сгорания.
На активном участке траектории вначале работали двигатели всех блоков ракеты. При достижении ракетой определенной скорости выключались двигатели боковых блоков и происходило отделение бо- ковых блоков .от центрального, который продолжал активный полет. При достижении центральным блоком заданной скорости, близ- кой к требуемой, выключался его основной двигатель. Блок продол- жал лететь с ускорением под действием силы тяги рулевых двигате- лей (суммарная тяга 100 кН). При достижении им скорости, необхо- димой для попадания в цель, выключались и рулевые двигатели, а через несколько секунд после этого с помощью пневмотолкателей отделялась головная часть, которая по инерции летела на заданную дальность. Боевой ракетный комплекс с ракетой Р-7 состоял из стацио- нарных наземных сооружений и включал в себя: техническую и стар- товую позиции, специальную позицию проверок и подготовки голов- ных частей, два пункта радиоуправления, места хранения топлива, а также вспомогательные сооружения. Подготовка ракеты Р-7 к пуску и пуск ее осуществлялись при помощи комплекта агрегатов наземного оборудования: подъем- но-транспортного, комплекта приборов прицеливания, провероч- но-пускового,. стартового, заправочного, вспомогательного. Боевая позиция для ракеты Р-7 (рис. 2,7) включала в себя наземную незащищенную пусковую установку, площадку с подъездными путями для железнодорожного транспортно-установочного лафета и подвижных средств заправки, а также специальные сооружения бун- керного типа, в которых размещались пультовая, агрегатная и ко- мандный пункт. Пусковая установка ракеты Р-7 имела четыре качающиеся фер- мы, установленные на поворотном круге. После подъема в верти- кальное положение ракета свободно повисала, опираясь на фермы через опорные конусы боковых блоков. О размерах стартового соо- ружения можно судить по его общей высоте - 40 м и диаметру прое- ма -15 м. Пуск ракеты мог производиться в любое время суток при тем- пературе окружающего воздуха от -40°С до +50°С при скорости вет- ра у земли до 15 м/с, при градиентах скоростей ветра на высотах не более 15 м/с на километр. Создание первой в мире МБР Р-7 обеспечивало решение для СССР принципиально- новых военно-политических задач, однако по своим боевым свойствам и тактико-техническим характеристикам ра- кета Р-7 не могла стать основой новой системы вооружения (всего 83
Рис. 2.7. Стартовая позиция первой межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 (Р-7А)
было построено четыре сложных и громоздких стартовых сооружения для пусков ракеты). Невысокая точность попадания головной части хотя и позволяла в принципе поражать крупные Площадные объекты с учетом большой мощности ядерного заряда, но не обеспечивала тре- буемую боевую эффективность комплекса. Комплекс имел низкую бое- вую готовность, обусловленную, в первую очередь, используемыми компонентами топлива, принятыми конструктивно-схемными решения- ми, сложностью и длительностью процессов подготовки ракеты к пуску. Достигнутый уровень технических характеристик ракеты Р-7 (схема и параметры двигательных установок, конструктивные реше- ния, масса системы управления и т,д,) был безусловным шагом впе- ред в развитии мирового и советского ракетостроения, но с пози- ций сегодняшнего времени не обеспечивал приемлемых для боевого образца вооружения массово-габаритных характеристик ракеты и обобщенных показателей ее технического совершенства, в частности, относительной массы полезной нагрузки, которая составляла И1ПН=2/ Отметим, что для современных жидкостных МБР, использующих менее эффективное по теплотворной способности топливо, чем керосин и жидкий кислород, этот показатель составляет 4%. В целом принятая концепция ракеты и комплекса не могла иметь перспективы в рамках разработки системы стратегического ракетного вооружения, но от- дельные научно- технические решения, реализованные в ракете Р-7, были важным и необходимым шагом в создании такой системы. Сюда можно отнести применение вместо традиционных газоструйных рулей рулевых двигателей, что позволяло уменьшить потери удельного им- пульса и увеличить эффективный удельный импульс тяги двигатель- ных установок в целом. Полезным было также практическое соревно- вательное сравнение между собой автономной инерциальной системы и системы радиоуправления и другое. Для улучшения боевых и эксплуатационных свойств был разра- ботан модифицированный вариант комплекса с ракетой Р-7А, которая имела новую, более совершенную систему радиоуправления с упро- щенной наземной аппаратурой, решающей задачи управления только дальностью полета ракеты. Это позволило разместить наземный комплекс системы радиоуправления вблизи боевой стартовой пози- ции, Для ракеты F-7A разрабатывалась также новая головная часть, меньшая го массе, что- позволило увеличить максимальную дальность пуска (поражение целей) до 9500 км. Ракета Р-7 вполне сознательно разрабатывалась для решения
Создание ракеты Р-7 и комплекса на ее основе было выдающим- ся достижением советской науки, техники и экономики. Оно имело крайне важное, не только военное, но и политическое значение, т.к. положило конец существовавшему до того положению, при кото- ром США могли рассчитывать на свою безнаказанность в случае раз- вязывания ими войны, в том числе и атомной. Однако как образец вооружения комплекс с ракетой Р-7 (и Р-7А) не заслуживал особо высоких оценок. Высокая стоимость комплекса, большие габариты и масса ракеты, использование двух сжиженных газов, сложность на- земного оборудования и процессов подготовки ракеты к пуску, на- личие системы радиоуправления и другие особенности комплекса исключали возможность его массового внедрения в войска. К этому следует добавить, что комплекс имел крайне низкие значения таких важных для образцов вооружения характеристик, как боеготовность и живучесть. В то же время нельзя не отметить, что в истории изучения и освоения космического пространства на основе использования бес- пилотных и пилотируемых аппаратов ракета Р-7, разработанные в интересах ее создания и на ее основе элементы и образцы ракетной техники сыграли выдающуюся роль, продолжая и сегодня решать важные и ответственные задачи. С помощью космических ракет-носи- телей, разработанных на базе ракеты Р-7 ("Восток", "Союз" и др.), в СССР были осуществлены запуски первого в мире искусс- твенного спутника Земли, первого пилотируемого космического ап- парата, аппаратов для изучения .Луны, Венеры и т.д. О возможнос- тях' ракеты Р-7 как основы для носителей космических аппаратов говорит, например, то, что пилотируемый космический аппарат "Со- юз" имеет массу в 6,5 т. Ракеты Р-7 и Р-7А стали отличной основой для создания луч- ших для' своего.времени ракет-носителей космических аппаратов, но они были весьма неудачными МБР. Такая оценка ни в коей мере не порочит создателей ракет Р-7 и Р-7А и комплексов на их основе. Для С.П.Королева.главной целью жизни было исследование и завое- вание космоса, и в ракете Р-7 он видел, прежде всего, средство для достижения этой цели. К ракетам-носителям космических аппа- ратов и к МБР, как образцам оружия, предъявляются слишком раз- личные требования, чтобы разработкой одной ракеты и комплекса можно было их в одинаковой степени выполнить. В последующем соз- дание МБР шло отдельно от создания космических ракет.
< Разработка и принятие на вооружение в 50-е годы целого ряда комплексов с ракетами больших - вплоть до межконтинентальной - дальностей создали предпосылки для образования нового вида Воо- руженных Сил СССР - Ракетных войск стратегического назначения. Решение об этом было принято 17 декабря 1959 г. 2.4. РАЗРАБОТКА РАКЕТ БОЛЬШОЙ ДАЛЬНОСТИ В США НА ПУТИ К , СОЗДАНИЮ ПЕРВЫХ МБР. РАКЕТЫ "РЕДСТОУН". "ТОР", "ЮПИТЕР" Работы по созданию ракет больших дальностей были начаты в США в 1946 г. Значительную роль в них сыграли немецкие специа- листы во главе с главным конструктором ракеты V-2 Вернером фон Брауном, вывезенные в США после окончания второй мировой войны. Вернер фон Браун был назначен техническим директором конструк- торского бюро управляемых снарядов армии США. С его участием и под его руководством выполнялся ряд программ создания боевых и космических ракет США. Первой ракетой для армии США, которая создавалась с исполь- зованием немецкого опыта, была ракета "Гермес", повторявшая в значительной степени зенитную управляемую ракету "Вассерфаль" (Германия, 1943 г.). Ракета имела ЖРД на высококипящем топливе и при стартовой массе в 5,5 т достигала дальности в 80 км. Разраба- тывались варианты этой ракеты с дальностью до 480 км. Ракета "Гермес" была создана в 1949 г. В этом же году начались испыта- ния ракеты "Викинг", предназначенной для исследования верхних слоев атмосферы. В конструкции ракеты "Викинг" использовался ряд ; решений, реализованных в немецкой ракете V-2, однако во многих 1 отношениях эти ракеты -различались. При почти одинаковой длине (13,7 м для "Викинга" и 14 м для V-2) ракета "Викинг" имела зна- * чительно меньший диаметр (0,8 м и 1,65 м) и соответственно этому ?.• меньшую стартовую массу. В зависимости от массы полезной нагруз- < ки (от 50 кг до*900 кг) стартовая масса составляла 4,5...5, 2 т (у ракеты V-2 около 13 т)'. При этом максимальная скорость равня- лась 2,5...1,38 км/с (у ракеты V-2 немногим более 1,5 км/с), а высота подъема 380...135 км (ракета V-2 могла обеспечить верти- кальный подъем до 180 км). Улучшение характеристик ракеты "Ви- кинг" по сравнению с характеристиками ракеты V-2 достигалось ря- дом усовершенствований конструкции (в частности, корпуса), в ре- зультате чего был увеличен почти до 0, 8 относительный запас топ- лива (у V-2 менее 0,7). В 1954 г. ракета "Викинг" достигла высо- 87
ты б 254 км. Мы остановились на ракете "Викинг” потому, что ее создание, хотя она и была исследовательской, могло рассматри- ваться как один из . первых этапов в разработке ракет больших дальностей США. Первой ракетой большой дальности, поступившей на вооружение армии США, была ракета "Капрал”. Основной вариант ракеты обеспе- чивал дальность до 120. км, рассматривались варианты с дальностью до 24.0 км. Ракета могла иметь -обычную или ядерную головную часть массой в 0,9 т. В случае применения ядерной ГЧ предусматривалось использование зарядов с мощностью до 0,1 Мт. Масса ракеты около 5,5 т, длина 14 м, диаметр цилиндрического корпуса 0,76 м; дви- гатель -.жидкостный на топливе моноэтиловый анилин и азотная кислота. Система подачи топлива вытеснительная с использованием сжатого воздуха. Система управления-комбинированная: автономная и радиокоррекция. Ракета "Капрал” была принята на вооружение в 1953 г, В 1956 г. в Европе размещалось шесть дивизионов "Капрал” по десять пусковых установок в каждом. УПРАВЛЯЕМАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА "РЕДСТОУН" В 1954 г. были закончены летные испытания ракеты "Редсто- ун”, разработка которой началась в 1951 г. под руководством Вер- нера фон Брауна. Ракета с самого начала проектировалась под ядерный боевой заряд. Ракета "Редстоун” (рис. 2.8) была дальнейшим развитием ос- новных идей и конструктивно-схемных решений управляемой баллис- тической ракеты V-2. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета...................... до 500 км Стартовая масса.................................. 18, 1 т Масса головной части............................. около 1 т Длина ракеты.......................................19, 2 м Диаметр корпуса ракеты......................... 1,78 м Мощность ядерного боезаряда...................... 1 Мт Точность стрельбы (предельное отклонение)............................1 км Ракета "Редстоун” была одноступенчатой жидкостной ракетой, имела цилиндрический корпус с несущими топливными баками и четы- 8 b 1
Рис 2.8. У правляемая баллистическая ракета “Редстоун” 1 - головная часть; 2 - приборный отсек; 3 , 6 - аэродинамические органы управления полетом; 4 - топливные баки ракеты; 5 - хвостовой отсек; 7 - газодинамические рули.
ре стабилизатора на хвостовой части корпуса. В качестве основных* компонентов топлива использовались жидкий кислород и этиловый спирт. Силовая установка ракеты состояла из однокамерного ЖРД с турбонасосной системой подачи окислителя и горючего в охлаждае- мую спиртом' камеру сгорания. Турбина ТНА работала на продуктах разложения высококонцентрированной перекиси водорода, которая из специальной- емкости (бака) с помощью вытеснительной системы по- давалась в парогазогенератор ТНА. В хвостовом отсеке ракеты раз- мещались шаровые баллоны со сжатым воздухом для создания избы- точного давления в топливных баках. Тяга двигательной установки у поверхности Земли 340 кН. Система управления ракетой "Редстоун" - автономная инерци- альная. Для нее была разработана стабилизированная платформа с гироскопами на воздушной подвеске. Исполнительными органами уп- равления являлись элементы двигательной установки, четыре аэро- динамических и четыре'газоструйных графитовых руля (схема управ- ления ракетой V-2). Корпус ракеты "Редстоун" был выполнен из алюминиевых спла- вов и состоял из двух разделяющихся в полете частей: верхней, длиной 8,8 м, -в которой размещались боевая часть ракеты и отсек системы управления, и нижней, длиной 10,4 м, с топливными баками и двигательной установкой (бак с жидким кислородом располагался непосредственно над двигателем). Верхняя часть ракеты у своего основания имела четыре небольших аэродинамических стабилизатора. Технология обслуживания и подготовки к пуску ракеты "Редс- тоун" была близка к технологии подготовки ракеты V-2, Ракета за- пускалась из вертикального положения с устанавливаемого на по- верхность Земли пускового стола, имевшего верхнее поворотное кольцо для наведения ракеты в цель по азимуту. В 1956 г. ракеты "Редстоун" начали поступать на вооружение армии США. В СССР в 1951 - 1956 гг. были приняты на вооружение комплексы с ракетами дальнего действия Р-2 и Р-5, которые пре- восходили по своим характеристикам прежде всего по дальности ракету "Редстоун". РАКЕТЫ СРЕДНЕЙ ДАЛЬНОСТИ "ЮПИТЕР" И "ТОР" Следующим этапом в развитии ракет больших дальностей США было создание ракет "Юпитер" и "Тор", имевших близкие характе- ристики. Одновременная разработка различными фирмами двух столь 90
близких по основным характеристикам образцов оружия объясняется в основном стремлением руководства вооруженных сил США гаранти- рованно решить задачу по созданию в короткие сроки новых сложных систем вооружения. Основные характеристики ракет: "Юпитер" "Тор" Максимальная дальность, км............ 3200 2800 Стартовая масса, т................... 49,9 45,4 Масса головной части, т.............. 1 . около 1 Длина ракеты, м....................... 18,3 19,8 ' Диаметр корпуса, м.................... 2,67 2,44 Мощность ядерного боезаряда, Мт....... 1 1 Точность'стрельбы (предельное отклонение), км.......... 3 3 Разработка одноступенчатой управляемой баллистической раке- ты "Юпитер” (рис. 2.9) велась на базе ракеты "Редстоун” под ру- ководством Вернера фон Брауна. Вместо этилового спирта в качест- ве горючего на ракете использовался керосин в паре с жидким кис- лородом, что привело к повышению удельного импульса ЖРД -до 2450 м/с на уровне моря. Разработка для двигателя газогенератора на основных компонентах позволила отказаться от применения в ра- кете . перекиси водорода и тем самым улучшить ее эксплуатационные свойства. В ракете "Юпитер" был также реализован новый принцип построения исполнительных органов системы управления без тради- ционных для того времени аэродинамических и газовых рулей. Двигательная установка ракеты "Юпитер” представляла собой однокамерный ЖРД с турбонасосной системой подачи компонентов топлива с тягой у.поверхности земли в 680 кН при давлении в ка- мере 4 МПа. ТНА закреплялся на раме хвостового отсека неподвиж- но, а камера сгорания - в кардановом подвесе, что позволяло уп- равлять полетом ракеты по тангажу и рысканию. Управление по кре- ну осуществлялось с помощью поворотных сопел, через которые ис- текали продукты сгорания газогенератора, прошедшие турбину ТНА. Система управления полетом ракеты "Юпитер" - автономная инерци- 91
4 Рис 2.9. Ракета средней дальности “Юпитер” 1 - головная часть; 2 - приборный отсек; 3 - топливные баки горючего и окислителя; 4 - хвостовой отсек; 5 - маршевый ЖРД ракеты. 92
альная, имевшая в своем составе гиростабилизированную платформу с гироскопами на воздушных подшипниках, бортовое счетно-решающее устройство и другое, общей массой около 200 кг. Ракета "Юпитер" имела отделяющуюся головную часть в форме усеченного конуса со сферическим притуплением. После отделения головная часть закручивалась вокруг продольной оси с помощью не- большого твердотопливного двигателя, что обеспечивало при про- хождении плотных слоев атмосферы равномерный унос теплозащитного покрытия с корпуса головной части. Ракета "Тор" (рис. 2.10) проектировалась и разрабатывалась по тем же общим требованиям и исходным данным, что и ракета "Юпитер". Жидкостный ракетный двигатель, работающий на керосине и жидком кислороде, был разработан одной фирмой. В состав двига- тельной установки ракеты входили однокамерный маршевый (основ- ной) ЖРД с тягой у Земли 680 кН и два верньерных двигателя, представлявшие собой ЖРД малой тяги, работавшие на основных ком- понентах топлива. Камера сгорания маршевого двигателя была зак- реплена в кардановом подвесе, а камеры верньерных двигателей - шарнирно..Верньерные двигатели обеспечивали управление полетом ракеты по крену, а также достижение требуемых параметров движе- ния при. меньших ускорениях после выключения маршевого двигателя в конце активного участка траектории. Впервые для ракет "Юпитер" и "Тор" была разработана трубча- тая паяная конструкция камеры сгорания маршевого двигателя, ох- лаждаемая горючим, подаваемым к форсуночной головке по продоль- ным трубкам переменного прямоугольного сечения (около 300 тру- бок) из жаростойкого никелевого сплава. На ракете "Тор" применялась автономная инерциальная система управления с гиростабилизированной платформой, тремя поплавковы- ми гироскопами, тремя интегрирующими акселерометрами, счетно-ре- шающим устройством, потенциометрами, сельсинами и т.д., общей массой свыше 300* кг. Исполнительные элементы системы управления - автоматика двигателей и гидравлические приводы, отклоняющие ка- меры сгорания маршевого и верньерных двигателей. После окончания активного участка полета головная часть ра- кеты "Тор" отделялась вместе с приборным отсеком, ориентирова- лась носовой частью в сторону цели и закручивалась относительно продольной оси с помощью небольшого твердотопливного двигателя. После этого от головной части отделялся приборный отсек. Такое решение по головной части ракеты "Тор", так же как для ракеты "Юпитер", позволило повысить точность попадания в цель. 93
Рис. 2.10. Ракета средней дальности “Т ор 1 - головная часть; 2 - приборный отсек; 3 - топливные баки горючего и окислителя; 4 - хвостовой отсек; 5 - маршевый ЖРД ракеты.
Пуск ракет "Юпитер" и "Тор" предусматривался с наземных не- защищенных стартовых площадок. . На стартовых площадках ракеты хранились-в горизонтальном положении в специальных легких укры- тиях. При подготовке к пуску ракета подавалась колесным транс- портером на пусковую установку, устанавливалась в вертикальное положение, заправлялась компонентами топлива, проводились необ- ходимые предстартовые операции и проверки. По сообщениям иност- ранной печати, весь этот процесс при заранее развернутом запра- вочном и технологическом оборудовании- занимал 15 мин. Ракеты "Тор" и "Юпитер" состояли на вооружении США с 1958 по 1963 гг. Всего было развернуто 105 ПУ ракет на шести базах, в т.ч. 60 ПУ БРОД "Тор" на четырех базах в Великобритании (Йорк, Линкольн, Нортгемптон, Норвич) и 45 ПУ БРСД "Юпитер" на двух ба- зах: в Италии (Джоя, 30 ПУ) и Турции (Тигли, 15 ПУ). Практически в те же годы, когда в США разрабатывались раке- ты "Юпитер" и "Тор", в СССР создавались ракеты Р-12 и Р-14, имевшие, близкие характеристики (дальности 2000 км и 4500 км). Однако ракеты Р-12 и Р-14 были оснащены двигателями, работавшими на высококипящих компонентах' топлива и в этом отношении были значительным шагом вперед по сравнению с ракетами, в которых ис- пользовалось криогенное топливо. Вместе с тем ракеты Р-12 и Р-14 существенно уступали ракетам "Юпитер" и "Тор" по точности попадания головных частей. После создания ракет средней дальности "Юпитер" и "Тор" в США началась интенсивная разработка межконтинентальных ракет. В отличие от СССР, где с самого начала создания межконтинентальных ракет они разрабатывались,только как баллистические (МБР), в США помимо МБР создавались и крылатые ракеты межконтинентальной дальности. Во второй половине 40-х годов начались работы над ря- дом образцов крылатых ракет малой и средней (до 2500 км) даль- ности и над двумя крылатыми межконтинентальными - "Снарк" и "На- вахо". Основные характеристики ракет: "Снарк" "Навахо" л Предельная дальность, км.............. 8000 8000 Стартовая масса, т........................ 21,7 45,4 Длина, м................................. 22,5 Высота полета, км. ..................... 18 30 Скорость, м/с........................... 27С 1030 95
Обе ракеты должны были нести ядерные головные части. Систе- мы управления полетом разрабатывались как комбинированные - инерциальные и астронавигационные (выход к цели с использованием ориентирования по'звездам). В качестве маршевых двигателей на ракете "Снарк" использовался турбореактивный двигатель, на раке- те "Навахо" - два прямоточных воздушно-реактивных двигателя. Старт ракет осуществлялся с помощью пороховых РД ("Снарк") и ЖРД ("Навахо"), работавшего на топливе жидкий кислород+этиловый спирт. Использование для МКР "Навахо" в качестве разгонного дви- гателя ЖРД на криогенном топливе было, несомненно, большим не- достатком этой ракеты, и хотя, как это следует из таблицы, "На- вахо" должна была иметь существенно лучшие, чем "Снарк", харак- теристики, на вооружение была принята ракета "Снарк". К 1957 г. обе ракеты были доведены до стадии летных испытаний, однако пос- ле этого работы'над "Навахо" были прекращены;' а на МКР "Снарк" был сделан заказ в промышленности (50 ракет). Таким образом, во- оруженные силы США получили образец межконтинентальной ракеты, однако удовлетвориться, этим образцом они не могли, так как МКР "Снарк" обладала по сравнению с МБР многими недостатками. Дозву- ковая ракета, которая должна была лететь на предельную дальность более 8 ч, могла стать относительно легкой добычей для средств ПВО, сложным было обеспечение достаточно высокой точности попа- * м Дания в цели. МКР "Снарк" в дальнейшем была снята с вооружения, и новых попыток создания межконтинентальных крылатых ракет в США не предпринималось. Все последующие образцы межконтинентальных ракет создавались в США как баллистические. 2.5. ПЕРВЫЕ МБР США "АТЛАС" И "ТИТАН-1". СХЕМЫ, ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА "АТЛАС" По заказу ВВС США в 1954 г.' ускоренными темпами началась разработка МБР "Атлас", хотя фирма "Conver” заключила контракт на создание управляемой баллистической ракеты с дальностью дейс- твия 8000 км в 1946 г. В тот период .уровень техники и технологии был такой, что проект ракеты считался в какой-то мере фантасти- ческим и в течение 1947 - 1953 гг. исследовались отдельные науч- ные и технические идеи в рамках опытно-конструкторских работ с ис- 96
пользованием серии экспериментальных двигателей и ракет. К 1954 г., когда удалось значительно снизить массу ядерного заряда и головной части, а также выработать реальные и приемлемые тре- бования к точности попадания в цель, проект межконтинентальной баллистической ракеты приобрел реальный смысл. Летные испытания первой модификации ракеты "Атлас-D" нача- лись в 1957 г., в 1959 г. ракета была принята на вооружение. Последующими модификациями, также принятыми на вооружение ВВС США, были "Атлас-Е" и "Атлас-F", отличающиеся, главным образом, системой управления и типом стартовых позиций. МБР "Атлас" (рис. 2.11) была выполнена по полутораступенча- той (условно пакетной) схеме с жидкостными ракетными двигателя- •ми, работавшими . на жидком кислороде и керосине. Корпус ракеты "Атлас" имел цилиндрическую форму и фактически представлял собой два топливных бака (верхний - бак окислителя и нижний - бак го- рючего), выполненных из листов аустенитной стали путем сварки. Тонкостенные стальные баки (толщина стенок от 0,5 до 1 мм) были выполнены по несущей схеме, т.е. являлись силовым элементом конструкции ракеты. При хранении и транспортировке ракеты баки наддувались гелием до 0,07'МПа. В полете в баке с жидким кисло- родом поддерживалось давление 0,18 МПа, а в баке *с горючим - 0,42 МПа. Переходник, соединяющий цилиндрический корпус ракеты с го- ловной частью, имел различную форму в•зависимости от модифика- ции, что позволяло устанавливать головные части нескольких типов. В хвостовой части корпуса ракеты "Атлас" размещалась двига- тельная, установка, в состав которой входили два стартовых ЖРД с тягой по 740 кН у поверхности Земли каждый и маршевый ЖРД с тя- гой 270 кН. Все три двигателя выполнялись по открытой схеме и имели турбонасосную систему подачи топлива. По оси ракеты располагался маршевый двигатель, камера сго- рания которого была закреплена в. кардановом подвесе. По бокам маршевого двигателя были расположены прикрытые "юбкой" стартовые ЖРД с шарнирно закрепленными камерами сгорания. Кроме стартовых и маршевого ЖРД на ракете "Атлас" на наруж- ной боковой поверхности корпуса в районе верхнего шпангоута хвостового отсека под углом 90° к плоскости стартовых двигателей устанавливались два небольших рулевых .(верньерных) ЖРД с тягой по 4,5 кН каждый, обеспечивавшие управление ракетой в полете по крену и коррекцию скорости в конце активного участка траектррии.
Рис. 2.11. Межконтинентальная баллистическая ракета “Атлас” 1 - головная часть; 2 - переходник; 3 - бак окислителя; 4 - приборный отсек; 5 - бак горючего; 6 - верньерный двигатель; 7 -„юбка” стартовых двигателей; 8 - маршевый ЖРД ракеты; 9 - стартовые ЖРД.
Принятая конструктивно-компоновочная схема ракеты "Атлас" Предусматривала запуск всех двигателей на земле. Два стартовых ЖРД работали до 120 с, затем выключались и отделялись (сбрасыва- лись) вместе с "юбкой" и обтекателями верньерных двигателей. Маршевый (центральный) ЖРД продолжал работать (общее время рабо- ты двигателя при полете на максимальную дальность около 270 с). После выключения маршевого двигателя продолжали работу верньер- ные двигатели до момента отделения головной части. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета................... 11 000 км Стартовая масса................................ 118,0 т Масса головной части............................ 1,5... 2, 8 т Длина ракеты с головной частью................... 26,0 м Максимальный поперечный размер ракеты в сборе................................. 4, 9 м Диаметр цилиндрической части корпуса............ 3, 05 м Мощность ядерного боезаряда..................... 3, 0 Мт Точность стрельбы (предельное отклонение)......................... 3,0 км На наружной поверхности корпуса ракеты с двух сторон вверх от "юбки" стартовых двигателей располагались обтекатели, прикры- вающие приборы системы управления и оборудование других систем ракеты. Внутренний объем под обтекателями, в котором располага- лась электронная аппаратура, был герметичен и имел систему кон- диционирования. На ракете "Атлас-D" устанавливалась радиоинерциальная сис- тема наведения, при которой данные о величине и направлении век- тора скорости ракеты передавались на наземную станцию, где счет- но-решающий прибор (вычислитель) определял поправки, которые в виде радиокоманд предавались в автопилот ракеты. Автопилот, в свою очередь, посылал соответствующие сигналы в систему управле- ния для создания необходимых сил и моментов для управления поле- том.. По окончании фазы наведения по радиокомандам вступала в ра- боту инерциальная система, действовавшая до момента отделения головной части. Постоянное совершенствование систем наведения было направ- лено не только на увеличение их точности, но и на уменьшение массы и.габаритов. Так, на первых радиоинерциальных системах для ракет "Атлас" блок радиокомандной системы имел массу 110 кг и
объем 0,1 м3, в последующих системах этого класса масса блока была доведена до 15 кг, а объем, уменьшен до 0,04 м3. Радиоинерциальная система обеспечивала достаточно высокую для того времени точность попадания, но не позволяла запускать одновременно несколько, ракет и усложняла процесс эксплуатации и подготовки ракеты к пуску. На последующих модификациях ракеты ”Атлас-Е и -F" была уста- новлена Чисто инерциальная система наведения с(гиростабилизиро- ванной платформой на трех кардановых подвесах. На платформе раз- мещались два гироскопа и три акселерометра. Акселерометры изме- ряли изменение .скорости по трем осям и передавали данные-в бор- товой вычислитель, который вырабатывал сигналы поправок, посыла- емые в автопилот. Перед запуском ракеты направление платформы на цель проверялось оптическими приборами. На первых принятых на вооружение ракетах "Атлас" применя- лись корпуса головных частей теплопоглотительного'типа, имевшие толстое медное покрытие. Такое покрытие было очень тяжелым (бо- лее 500 кг) и дорогостоящим, но в то время оно решало проблему входа головной части в атмосферу. В дальнейшем по мере прогресса в области разработки более совершенных корпусов головных частей для МБР был создан корпус аблирующего типа, у которого при входе в атмосферу происходит унос массы теплозащитного покрытия. Пок- рытие выполнялось из фенольной смолы, упрочненной такими матери- алами, как стеклоткань, нейлон и асбест. Модификации ракеты "Атлас-D, -Е и -F" отличались не только отдельными•деталями конструкции, типом и характеристиками систе- мы управления, но,' в первую очередь, типом стартового сооруже- ния, боеготовностью и методами применения. Уже в то время в США начинают уделять серьезное внимание проблеме живучести МБР и их защите с помощью специальных стартовых сооружений. Ракета "Атлас-D" предназначалась для запуска с открытых на- земных незащищенных стартовых площадок. В процессе несения бое- вого. дежурства ракета находилась на стартовом комплексе в гори- зонтальном положении под водонепроницаемым укрытием на стреле подъемника, состыкованного со стартовым сооружением,в составе ко- торого имелась специальная подвижная ферма (высотой около 30 м) для подъема и обслуживания ракеты. Автоматический подъем ракеты перед пуском в вертикальное положение занимал 115 с, после чего начинались предпусковые операции, в том числе автоматическая заправка компонентами топлива. 100
Ракеты "Атлас-Е" запускались с полуподземных бетонированных стартовых площадок, где они находились в горизонтальном положе- нии и для запуска устанавливались в вертикальное положение, пос- ле чего осуществлялась заправка компонентами топлива. Ракеты "Атлас-F" предназначались для несения боевого де- журства в подземных пусковых колодцах (группами по 3) в верти- кальном положении с предварительно заправленным горючим (кероси- ном) . При запуске ракеты с помощью специального подъемного меха- низма поднимались на поверхность, где происходила заправка окис- лителем. Автоматическая подготовка, к запуску ракеты "Атлас-F" занимала около 15 мин. МБР "Атлас" модификаций D, Е и F состояла на вооружении с 1958 по 1965 гг. Всего было развернуто 132 ракеты на И базах континентальной части США, в т.ч.: 30 ПУ "Атлас-D" - на трех, 28 ПУ "Атлас-Е" - на четырех, 74 ПУ "Атлас-F" - на семи базах. На базе ракеты "Атлас" в США был разработан ряд космических ракет-носителей ("Атлас-Аджена", "Атлас-Кентавр" и др.), которые в течение ряда лет играли важную роль в запуске спутников и кос- мических аппаратов. Представляет интерес сравнение характеристик ракет "Атлас" и первой отечественной МБР Р-7А. Основные характеристики МБР Р-7А Год принятия на вооружение............... 1960 Предельная дальность, км................. 9500 Точность стрельбы (предельное отклонение),' км.......’.... 10 Стартовая масса, т...................... 283 Относительный запас топлива.............? 0,9 Давление в камерах ЖРД, МПа............. 5...6 Удельный импульс в пустоте, м/с......... 315.0 Относительная масса полезной нагрузки... О,02 "Атлас" 1959...1962 8000...11 000 118 0,92 4 3090 0,013. . .0,023 Двигатели ракет Р-7А и "Атлас" работали на одинаковом топ- ливе, что предопределяло сложность эксплуатации и низкую боего- товность комплексов с ракетами, использующими жидкий кислород. Применение на ракетах "Атлас-D" и Р-7А систем управления, тре- 101
бовавших наличия наземных РЛС, еще более усложняло комплексы. Уровень совершенства конструкции ракет был примерно одинаковым (близкие значения Пуд и При этом ракета Р-7А имела более высокие характеристики двигателей, ракета ’'Атлас" - лучшую сис- тему управления (более высокую точность). И, наконец, отметим значительное (не в пользу ракеты Р-7А) различие стартовых масс ракет, которое определялось тем, что при проектировании ракет были заданы существенно различные исходные данные по требуемой массе полезной нагрузки,в первую очередь по массе головной час- ти. Кроме того, ракета Р-7 вполне сознательно разрабатывалась как универсальная (космическая и боевая), а главной задачей при создании ракеты "Атлас" была разработка боевого ракетного комп- лекса с МБР. МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА "ТИТАН-1" Создание первой МБР "Атлас" было настолько новой и сложной научно-технической проблемой, что США не решились возложить все надежды на одну систему оружия. Параллельно с работами по созда- нию ракеты "Атлас" в США с 1955 г. разрабатывалась МБР "Ти- тан-Г*, предназначенная для решения тех же задач в случае неуда- чи с разработкой ракеты "Атлас". Сохранив основную концепцию первой МБР (жидкостная ракета с компонентами топлива: жидкий кислород и керосин), ракета "Ти- тан-1" (рис. 2.12) имела следующие особенности, отличающие ее от ракеты "Атлас": была принята чисто двухступенчатая схема ("тандем"), при которой двигатель второй ступени запускался в полете за предела- ми атмосферы; топливные баки ракеты были выполнены из листов алюминиевого сплава, подвергнутых механической обработке и химическому трав- лению; в конструкции корпуса ракеты нашли широкое применение магниево-ториевые сплавы; с самого начала разработки предусматривалось хранение на боевом дежурстве ракеты "Титан-1" в подземных шахтных колодцах с заправленными горючим (керосином) баками. Ракета "Титан-Г* была двухступенчатой жидкостной МБР и при- нята на вооружение в 1960 г.,-снята с вооружения в 1965 г. 102
Рис. 2.12. Межконтинентальная баллистическая ракета “Титан-Г’ 1 - головная часть; 2 - переходной отсек; 3 - приборный отсек; 4 - бак окислителя II ступени; 5 - соединительный отсек; 6 - бак горючего И ступени; 7 - хвостовой отсек II ступени; 8 - переходной отсек; 9 - бак окислителя I ступени; 10 - соединительный отсек; 11 - бак горючего I ступени; 12 - хвостовой отсек I ступени; 13 - маршевая ЖРД I ступени. IC3
Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета................... 10 200 км Стартовая масеа........’........................ 100 т Масса головной части............................ 1,5. ..2,7 т Длина ракеты с головной частью.................. 30 м Диаметр первой ступени.......................... 3,05 м Диаметр второй ступени.......................... 2,44 м Мощность ядерного боезаряда..................... 3,0 Мт Точность стрельбы (предельное отклонение)......................... 3,0 км Корпус ракеты включал в себя хвостовые отсеки, топливные баки ступеней, соединенные между собой переходниками (верхний бак окислителя, нижний бак горючего), силовой отсек, соединяющий ступени, и приборный отсек (верхняя часть корпуса второй ступе- ни) . Топливные баки были несущей конструкцией. Последовательно расположенные ступени ракеты соединялись между собой разрывными болтами. Двигатель первой ступени представлял собой двухкамерный ЖРД с тягой у поверхности Земли 1360 кН. Компоненты топлива (керо- ,син + жидкий кислород) подавались в камеры сгорания турбонасос- ным агрегатом, газогенератор которого работал на основных компо- нентах топлива. I Камеры сгорания двигателя первой ступени устанавливались в- кардановых подвесах, что обеспечивало управление полетом ракеты по каналам тангажа.и рыскания. Управление пр крену, обеспечивав лось истекающими после турбины через отбросные сопла продуктами сгорания, газогенератора ТНА. Для поворота камер использовалась энергия давления горючего, поступающего в гидравлическую систему приводов после насоса. Для запуска двигателя первой ступени на лопатки турбины ТНА подавался сжатый1 азот от наземной пневмосистемы и одновременно включалась цепь управления системой воспламенения компонентов топлива в газогенераторе и камерах сгорания. По мере раскрутки ротора ТНА и повышения давления на выходе насосов срабатывали элементы автоматики двигательной установки (клапаны- и др.), обеспечивавшие подачу компонентов топлива в газогенератор и ка- меру сгорания. Двигатель второй ступени ракеты "Титан-Г’ представлял собой однокамерный ЖРД с турбонасосной системой подачи компонентов 104
топлива и тягой в пустоте в 360 кН. Для управления полетом по тангажу и рысканию камера сгорания двигателя была закреплена в кардановом подвесе. Управление по крену осуществлялось четырьмя поворотными рулевыми соплами тягой 4 кН, работавшими на продук- тах сгорания газогенератора ТНА. Кроме управления по крену руле- вые сопла обеспечивали разделение ступеней ракеты, продолжали работать после выключения двигателя второй ступени до достижения расчетной скорости полета (при этом газы от ГГ направлялись че- рез перепускной клапан прямо к рулевым соплам) и обеспечивали реверс тяги для торможения второй ступени при отделении головной части. Для первоначальной раскрутки ТНА при запуске двигателя вто- рой ступени ракеты "Титан-1" использовался сжатый гелий из бор- товых баллонов. Система управления полетом ракеты "Титан-Г' — радиоинерци- альная. В состав наземного оборудования системы радиоуправления входила специализированная ЭВМ, которая вычисляла действительную траекторию ракеты по данным наземных радиолокационных средств, сравнивала ее с программой, выдавала соответствующие управляющие команды и определяла момент выключения двигательной установки второй ступени. В состав бортовой аппаратуры радиоуправления входили приемник команд управления, декодирующее устройство, ра- диомаяк и др. Бортовая аппаратура инерциальной системы управле- ния ’имела в своем составе блок из трех поплавковых гироскопов, программный и временной механизм и др. Первая модель корпуса моноблочной головной части (притуп- ленная) для ракеты "Титан-1" изготовлялась из стали с теплопог- лощающим никелевым покрытием. При входе в атмосферу такая голов- ная часть стабилизировалась с помощью специальной системы, кото- рая начинала функционировать на высоте около 90 км. Малогабарит- ные гироприборы, реагирующие на угловые ускорения по трем осям, управляли истечением сжатого гелия через четыре небольших реак- тивных сопла, расположенных вокруг основания корпуса, головной части. Эта головная часть, как имеющая ряд недостатков, была за- менена последующей модификацией, известной под маркой Мк-4, бо- лее заостренной формы с разрушающимся керамическим теплозащитным покрытием. Для головной части Мк-4 были разработаны средства прорыва ПРО - ложные цели. При несении боевого дежурства МБР "Титан-Г* находилась в пусковой шахте (глубиной около 50 м и диаметром 12,2 м) в верти- 105
кальном положении с заправленными горючим баками. Сверху шахта закрывалась двухстворчатой защитной крышей, каждая из створок которой имела массу около 210 т. В шахте ракета устанавливалась внутри стальной клети на пусковой стол, с которым она скреплялась с помощью четырех раз- рывных болтов. ’Стальная клеть подвешивалась внутри шахты на восьми пружинных амортизаторах. К основной шахте примыкали две меньшие шахты, в одной из которых (глубиной 14,3 ми диаметром 11,4 м) находилось оборудование для заправки окислителем, а в другой (глубиной 18,9 ми диаметром 12,2 м) - технологическое и вспомогательноеоборудование. Каждая стартовая позиция МБР "Титан-Г1 включала в себя три пусковые установки с ракетами и командный пункт шахтного типа. При прохождении команды на пуск ракеты происходила автома- тическая заправка баков окислителем (жидким кислородом), после чего специальный подъемный механизм поднимал пусковой стол с ра- кетой на поверхность. Подъем и опускание пускового стола с раке- той, а также раскрытие защитного устройства производились с по- мощью гидромотора. Поднятый на поверхность пусковой стол жестко крепился в верхней части клети четырьмя эксцентриковыми зажимами. При запуске двигательной установки первой ступени срабаты- вали разрывные болты, крепившие ракету к пусковому столу, и ра- кета начинала полет. На подготовку ракеты к запуску требовалось 8...10 мин. Таким образом, первые МБР США 'были созданы примерно в те же сроки, что и первая МБР СССР' и были близки к ней по своим .осо- бенностям, Их создание позволило решить главную для первого эта- па развития МБР задачу - обеспечить доставку на межконтиненталь- ные дальности ядерных зарядов с точностью, достаточной для пора- жения крупных площадных целей. Можно отметить наиболее сущест- венные конструктивные отличия ракет "Атлас" и "Титан-1" от со- ветской МБР Р--7А: американцам удалось успешно решить задачу шар- нирного и карданового подвеса камер сгорания основных (маршевых) двигателей и отказаться от использования такого традиционного до этого компонента, как перекись водорода в системе газогенерации. Ракета "Титан-1" имела также более высокую точность попадания в цель, чем МБР СССР Р-7А. При разработке комплекса с ракетой "Ти- тан-Г’ был значительно автоматизирован и ускорен процесс подго- товки ракеты к пуск\. Для несения боевого дежурства ракеъа раз- мещалась в укрытии шахтного типа.
Вместе с тем первые МБР США как образцы вооружения обла- дали и рядом существенных недостатков, которые не’позволяли по- лучить достаточно высоких значений важнейших характеристик ракет (например, относительной массы полезной нагрузки, точности попа- дания и др.). Вследствие использования в двигателях ракет крио- генного топлива их подготовка к пуску была крайне сложной, а бо- еготовность комплексов с этими ракетами невысокой. Сложность комплексов объяснялась также использованием систем радиоуправле- ния полетом ракет. Была низкой также живучесть комплексов, хотя в США уже в тот период этой проблеме уделялось серьезное внима-
Глава 3 СОЗДАНИЕ МОНОБЛОЧНЫХ МБР В СССР И США В 60-Х ГОДАХ 3.1. СХЕМЫ, ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ МБР СССР Р-16, Р-9А, Р-36, УР-1ОО, PC-10, PC-12, РТ-20 МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА Р-16 (Р-16У) Опыт создания в КБ М.К.Янгеля РОД Р-12 и Р-14 на высококи- пящих компонентах топлива показал возможность разработки на тех же принципах и межконтинентальной ракеты. Необходимость этой разработки была очевидной, поскольку МБР Р-7, что уже отмеча- лось, обладала, как образец вооружения/ крупными недостатками. Вновь создаваемой МБР был присвоен индекс Р-16. Решение о ее разработке было принято в мае 1959 года, т.е. тогда, когда рабо- ты над ракетами Р-12 и Р-14 еще не были- закончены. Головной ор- ганизацией (ракета и комплекс) было определено КБ "Южное” под руководством М.К. Янгеля, системы комплекса разрабатывались в организациях, где руководителями были В.П. . Глушко- (двигатели), Б.М. Коноплев, В.Г.Сергеев, В.И. Кузнецов (система управления), В: И. Капустинский, Е. Г. Рудяк (наземное оборудование). При проек- тировании ракеты Р-16 использовался ряд решений, отработанных и проверенных на ракетах Р-12 и'Р-14. Унификация агрегатов узлов и приборов,и в особенности маршевых двигательных установок, позво- лила провести разработку и создать ракету в значительно меньшие сроки,, чем ракету Р-7. Ракета Р-16 являлась первой в мире межконтинентальной двухступенчатой ракетой с двигателями на.высококипящем окислите- ле. В качестве топлива на обеих ступенях ракеты использовались самовоспламеняющиеся высококипящие компоненты: окислитель АК-27И-;смесь 27 % азотного тетраксида и 73 % азотной кислоты,, горючее - несимметричный диметилгидразин (НДМГ). 10
МБР Р-16 - двухступенчатая ракета тандемной схемы с жид- костными ракетными двигателями, оснащенная моноблочной головной частью (рис. 3.1). Летные испытания этой ракеты проводились с октября 1960 г. до конца 1961 г. В этом же году был поставлен на боевое де- журство первый ракетный полк с МБР Р-16, а ракетный комплекс Р-16 был принят на вооружение. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета./.......... И ООО... 13 000 км Стартовая масса.......................... 140., 6 т . Масса головной части..................... 1,5... 2, 2 т Длина ракеты............................. 34, 3 м Диаметр первой ступени................... 3,0 м Диаметр второй ступени................... 2,4 м Мощность ядерного боезаряда.............. 5, 0 Мт Точность стрельбы (предельное отклонение).................. 10,0 км Для МБР Р-16 отрабатывалось три типа головных частей, имею- щих ядерныё заряды с различным тротиловым эквивалентом. Макси- мальная дальность полета ракеты зависела от применяемого типа головной части. Головная часть ракеты состояла из корпуса, ядер- ного снаряжения, наконечника и взрывательного устройства с авто- матикой подрыва. Головные части всех типов, как "легкие", так и "тяжелые", имели коническую форму с полусферической вершиной. Корпус головной части покрывался теплозащитным покрытием? К кор- пусу второй ступени головная часть крепилась с помощью трех раз- рывных болтов. Отделение головной части от корпуса ракеты осу- ществлялось за счет торможения второй ступени с помощью порохо- вых ракетных двигателей. Первая ступень ракеты состояла из переходника (к которому четырьмя разрывными болтами крепилась вторая ступень ракеты), бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека с силовым кольцом. Двигательная установка первой ступени состояла из основного (маршевого) двигателя, представлявшего собой блок из трех двух- камерных ЖРД, и рулевого-двигателя с четырьмя поворотными каме- рами сгорания. 109
Рис. 3.1. 2 Межконтинентальная баллистическая ракета Р-16(Р-16У) 1 - головная часть; $ 2 - приборный отсек; 3 - бак окислителя It ступени; 4 - бак горючего II ступени; 5 - туннельный трубопровод окислителя II ступени; 6 - рулевой двигатель II ступени; 4 7 - переходной отсек; 8 - бак окислителя I ступени; 5 9 - шаровые баллоны системы бортового наддува; 10 - бак горючего I ступени; 11 - тунельный трубопровод окислителя I ступени; g 12 - хвостовой отсек I ступени; 13 - рулевой двигатель I ступени; 14 - основной ЖРД I ступени. 7 9 10 11 12 15 14 НО
л т * Система подачи топлива во всех двигателях— турбонасосная с питанием турбин продуктами сгорания основного топлива. Камеры сгорания — стальные, цилиндрической формы, пая- но-сварной конструкции, с плоской форсуночной головкой и профи- лированным соплом. Турбонасосный агрегат состоял из турбины и двух центробежных насосов - окислителя и горючего, с двухсторон- ним входом и установленными на входах шнеками для создания под- пора. Газ для турбонасосного агрегата вырабатывался при горении в газогенераторе основных компонентов топлива с избытком горюче- го. Все агрегаты двигателя собирались в единое целое с помощью рамы. Основными недостатками подобных двигателей являлись: ис- пользование незамкнутой схемы привода турбонасосного агрегата, что не позволяло достигнуть высоких значений удельного импульса тяги двигателя, сложность схемы запуска и выключения двигателя вследствие использования пневмоклапанов, а также относительно большая масса конструкции двигателя. Отметим также, что применение рулевых двигателей, обеспечи- вающих управление полетом.ракеты и работу двигательной установки на режимах конечной ступени тяги, также повышает потери удельно- го импульса тяги и увеличивает массу конструкции всей двигатель- ной установки. Топливные баки первой ступени ракеты были выполнены по не- сущей схеме из панелей алюминиево-магниевого сплава и имели по- перечный и продольный силовой набор, состоящий из шпангоутов и стрингеров. Приборный отсек первой ступени располагался между баками окислителя и горючего. В нем размещались приборы системы управ- ления и пять шаровых баллонов со сжатым газом, необходимым для наддува бака горючего и обеспечения работы двигательной установ- ки. Бак окислителя первой ступени наддувался встречным (при по- лете ракеты) потоком воздуха. Хвостовой отсек первой ступени являлся силовым элементом корпуса и представлял собой цилиндрическую оболочку, подкреплен- ную шпангоутами и стрингерами. Снаружи, в нижней части, хвосто- вой отсек имел четыре обтекателя. Внутри отсека располагалась маршевая двигательная установка, а под обтекателями - тормозные пороховые двигатели и четыре камеры сгорания рулевого двигателя. Кроме того, обтекатели, закрывающие камеры сгорания рулевого двигателя и расположенные на внешней поверхности хвостового от- Ш
I сека, выполняли роль стабилизаторов полета ракеты. Пороховые двигатели предназначались для торможения первой ступени ракеты при разделении ступеней на траектории полета. Силовое кольцо служило для крепления маршевого двигателя к корпусу ракеты. На нем также закреплялись четыре кронштейна для установки ракеты на пусковое устройство. Вторая ступень ракеты состояла из переходника, бака окисли- теля, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Все конструктивные элементы второй ступени во многом аналогичны по устройству соответствующим элементам первой ступени, однако диа- метр ее меньше. Исключением являлся бак окислителя второй ступе- ни, который изготавливался из листового материала с применением химического фрезерования (технология изготовления подобных конс- трукций была отработана и впервые применена при производстве ра- кеты. средней дальности Р-14). Маршевая двигательная . установка второй ступени состояла из одного двухкамерного блока, аналогичного двухкамерному блоку первой ступени, но имевшего удлиненные с большим перерасширением (высотные) сопла и рулевого четырехкамерного двигателя. Рулевой двигатель второй ступени также аналогичен по уст- ройству рулевому двигателю первой ступени, но его агрегаты имели меньшие размеры и тяговые характеристики (таблица 3.1). Таблица 3.1 Основные характеристики двигателей ракеты Характеристики * ДУ 1-ой ст. ДУ 2-ой ст. марш. РУЛ. марш. РУЛ. % Тйга на Земле,- кН ч Тяга в пустоте, кН Удельный импульс (на Земле), м/с Удельный импульо (в пустоте), м/с 2265 2660 2420 2840 288,5 380 2310 2680 710 900 2370 2870 41.5 49.2 2060 2460 Давление в камерах сгорания маршевых двигательных установок достигало величины- 7,5 МПа. Общий запас топлива на первой и вто- рой ступенях ракеты составлял около 130 т, что соответствовало значению относительного запаса топлива 0,92. Показатель энерго- массового совершенства ракеты тпн около 0,016. Ш
Система управления полетом ракеты автономная, инерциальная. Общая масса приборов системы управления 440 кг, из них 152 кг - масса приборов, размещенных на первой ступени, и 288 кг - на вто- рой.' Система управления состояла из автоматов угловой стабилиза- ции, стабилизации центра масс (НС и БС), системы регулирования кажущейся скорости, автомата управления дальностью, систем од- новременного опорожнения баков (только на второй ступени), прог- раммированных импульсов, а также источников питания и токорасп- ределительных устройств. Так же , как на ракете Р-14, в приборных отсеках были уста- новлены гиростабилизированные платформы. Пуск ракеты Р-16 протекал автоматически. Запуск двигательной установки и функционирование систем ра- кеты в полете осуществлялись в определенной последовательности. Вначале сжатыми газами наддувались топливные баки ступеней и пусковые бачки газогенераторов ЖРД первой ступени. Далее начина- ли раскручиваться турбонасосные агрегаты основного и рулевого* двигателей первой ступени. Топливо подавалось в камеры сгорания, где происходило его самовоспламенение и двигатели выходили на режим номинальной тяги. Ракета начинала вертикальный подъем. В полете регулирование тяги маршевых двигательных установок ступеней осуществлялось системой регулирования кажущейся скорости. Система управления выводила ракету по заданной программе на наклонный участок тра- ектории. В момент, близкий к выгоранию топлива первой ступени, система управления выдавала команду на разделение ступеней. По этой команде вначале выключался основной двигатель и снижалась тяга рулевого двигателя первой ступени. После этого включался рулевой двигатель второй ступени, подрывались пироболты скрепля- ющие первую и вторую ступени, и срабатывали пороховые тормозные двигатели первой ступени. За счет действия тормозных двигателей первой ступени ее корпус притормаживался, и она отделялась от второй ступени. При достижении относительного расстояния между ступенями в 10 - 15 м осуществлялся запуск основного двигателя маршевой двигательной установки второй ступени. При достижении заданных параметров движения ракеты, обеспе- чивающих попадание головной части в цель, по предварительной ко- манде выключался основной ЖРД.второй ступени, а после выключения рулевого двигателя .(главная команда) происходил подрыв пиробол- тов, соединяющих головную часть с корпусом, и одновременно Вклю-
чение пороховых тормозных двигателей второй ступени, обеспечива- ющих увод второй ступени с траектории полета головной части. Первоначально.ракетный комплекс на базе МБР Р-16 проектиро- вался как наземный подвижный, однако проработки показали, что этот вариант крайне сложен и громоздок. Было принято решение о создании комплекса наземного стационарного базирования. Именно в таком варианте комплекс и был принят на вооружение в 1961 г. Наземный стартовый комплекс для МБР Р-16 (условное обозна- чение "Шексна - Н") включал в себя боевые стартовые позиции, на которых располагались по дес-! стартовых устройства с общими ко- мандным пунктом и хранилищем ракетного топлива. Для комплекса были установлены готовности, в основном подобные тем, что приме- нялись для комплексов с ракетами Р-12 и Р-14. . Высшей степенью боевой готовности являлась полная готовность. Только при этой степени готовности ракета .заправлялась компонентами ракетного топлива. При пуске из полней готовности ракета дозаправлялась компо- нентами ракетного топлива, заправлялась сжатым газом и включа- лась система управления. V £ р В 1960 гз были начаты работы ио созданию комплекса с * шахтными пусковыми установками. В январе 1962 г. был проведен первый пуск, ракеты из шахтной пусковой установки, а в июле 1963 г. ракетный комплекс с такими пусковыми установками был принят на вооружение. Ракета для шахтных пусковых установок получила обозначение Р-16У. Эта ракета конструктивно почти не отличалась от ракеты Р-16. Отдельные внесенные в конструкцию ракеты измене- ния были обусловлены необходимостью проведения пусков как с на- земных, так и шахтных пусковых установок, а также повышенными требованиями надежности и безопасности при эксплуатации. . Так, в частности, была, измоечо'га автоматика, управляющая запуском двига- тельной установки первой ступени, наддув баков горючего первой ступени и баков окислителя и горючего второй ступени из баллонов I 1 высокого давлевия осущестг^лялся азотом, регулировка положения рулевых камер осуществлялась дистанционно, на корпусе ракеты бы- ли сделаны площадки для установки бугелей, фиксирующих положение ракеты Fs направляющих шахтной пусковой установки и т.д. Шахтный стартовый комплекс для МБР Р-16У (условное обозна- чение "Шексна - В") включал в себя боевые стартовые позиции,на нсторых располагались три шахтные пусковые установки, размещен- ные в линию ня. незначительном (десятки метров) расстоянии друг
от друга, подземный командный пункт, хранилище горючего и окис- лителя, а также другие сооружения. Основные геометрические размеры шахтной пусковой установки: Глубина шахтной пусковой установки............... 45,6 м Внутренний диаметр шахтного сооружения.......... 8,3. м Внутренний диаметр стакана....................... 4, 64 м Тип защитного устройства - плоское, сдвижное МБР Р-16У размещались внутри шахтного стартового сооружения на специальном поворотном пусковом устройстве с пристыкованными коммуникациями системы заправки. В отличие от шахтных пусковых установок других ракетных комплексов шахтная пусковая установка МБР Р-16У обеспечивала движение ракеты в шахте по направляющим, вследствие чего стакан газоходов был выполнен поворотным и соединялся с пусковым уст- ройством, а на ракете устанавливались две пары бугелей, входящих в направляющие пазы. Ракетные комплексы с шахтными установками имели три степени боевой готовности: постоянную, повышенную и полную. Ракета зап- равлялась компонентами ракетного топлива только в полной боевой готовности. При проведении пуска из полной! готовности ракета до- заправлялась компонентами топлива и сжатыми газами, включалась _ь_ бортовая система управления и открывалось защитное устройство. Как уже отмечалось ранее, при оценках шахтных комплексов с ракетами Р-12У и Р-14У, групповое расположение пусковых устано- вок является неудачным, т.к. резко снижает (по сравнению с оди- ночными стартами) живучесть ракетного комплекса при ядерном воз- действии противника. К этому следует добавить, что и защищен- ность ракет Р-16У в шахтных пусковых установках была относитель- но невысокой. И тем не менее создание первого ракетного комп- лекса с МБР, размещенными в шахтных пусковых установка?:, явилось значительным шагом в повышении важнейшей характеристики РК - их живучести. Она стала, заметно выше, чем живучесть комплексов с открытыми стартами. Боеготовность комплексов с МБР Р-16 (Р-1.6У) была существен- но повышена по сравнению с боеготовностью комплекса с ракетой Р-7, в чем основную роль сыпро.л переход к высококипящему топли- ву. Кроме того, ракеты Р-16 и комплексы на их основе имели и ряд Других достоинств по сравнению о первой МБР, а именно; они имели
значительно меньшую массу ракет (почти в два раза), на них не использовались системы радиокоррекции траектории полета.’ Упроще- ние технологии производства и эксплуатации ракет позволило впер- вые в практике отечественного ракетостроения наладить серийное производство ракет, агрегатов технологического оборудования и строительство боевых стартовых позиций. Однако, несмотря на очевидные достоинства, МБР Р-16 (Р-16У) и ракетный-комплекс имели и существенные недостатки. Хранить ра- кету длительное время в заправленном состоянии было нельзя, и поэтому боеготовность комплексов была низкой - десятки минут и даже часы для разных степеней готовности и различных типов комп- лексов. Низкими были также точность попадания боеголовок и пока- затели энергомассового совершенства ракеты. Не в полной мере бы- ли использованы возможности повышения живучести комплекса, предоставляемые переходом к шахтному варианту базирования. Структура боевых порядков ракетных комплексов как наземного ста-. ционарного, так и шахтного базирования была сложной, а слабая ав- томатизация работ по подготовке ракеты к пуску требовала и раз- нообразного технологического оборудования и задействовала много- численные расчеты личного состава. При отработке ракеты Р-16 произошло трагическое событие. 24 4 октября 1960 г. при подготовке первого пуска ракеты, в тот мо- мент, когда она в заправленном состоянии находилась на стартовом столе, прошла несанкционированная команда на запуск двигательной установки второй ступени, следствием чего было разрушение всей ракеты. Более 100, т самовоспламеняющегося топлива хлынули на землю. Погибло много ведущих специалистов, присутствовавших на стартовой площадке, и в их числе председатель Государственной комиссии по испытаниям ракеты Р-16 Главнокомандующий РВСН Глав- ный маршал артиллерии М.И.Неделин и Главный конструктор системы управления Б.М.Коноплев. МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА Р-9А В те годы, когда в КБ М.К.Янгеля создавалась МБР на высоко- кипящем топливе Р-16, в ОКБ-i под руководством С.П.Королева ве- лась работа над ракетой Р-9А. Разработка ракеты началась в мае 1959 г. Верный своему пути, С. П. Королев в максимальной степени использовал в процессе разработки новой межконтинентальной раке- ты научно-технические и конструкторские наработки, реализованные 116
ранее в ракетах Р-1, Р-2, Р-5М и Р-7. Подобный подход однозначно определил технический облик будущей межконтинентальной ракеты на основе использования низкокипящего кислородного окислителя. К созданию межконтинентальной ракеты Р-9А были привлечены имевшие к тому времени опыт разработки ракет больших дальностей и комп- лексов на их основе коллективы и организации, которыми руково- дили С. П. Королев, В. П. Глушко, Н. А. Пилюгин, .В. И. Кузнецов, М. С. Ря- занский, С. А.Косберг, С.Г.Кочерянц, А. Ф. Богомолов, В.П.Бармин. МБР Р-9А - межконтинентальная, двухступенчатая с последова- тельным расположением ступеней ракета, с жидкостными ракетными двигателями, оснащенная моноблочной головной частью (рис. 3.2). В качестве топлива на обеих ступенях ракеты использовались ком- поненты: окислитель - переохлажденный до температуры •' -186 0 С жидкий кислород, горючее - керосин Т-1. Летные испытания ракеты проводились с апреля 1961 г. по февраль 1964 г. Первые ракетные полки, вооруженные МБР Р-9А, бы- ли поставлены на боевое дежурство в 1964 г. Ракетный комплекс на базе ракеты Р-9А был принят на вооружение в 1965 г. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета........... 10 000... 12 000 км Стартовая масса......................... 80, 4 т Масса головной части.................... 1,6... 2,1 т Длина ракеты............................. 24,3 м Диаметр корпуса ракеты.................:. 2, 68 м Мощность ядерного боезаряда....-'....... '5,0 Мт Точность стрельбы (предельное отклонение)................ '5,0 км Ракета состояла-из первой и второй ступеней и головной час- ти с ядерным снаряжением. Для МБР Р-9А отрабатывалось два* типа головных частей, имею- щих ядерные заряды с различным тротиловым эквивалентом. Макси- мальная дальность полета зависела от применяемого типа головной части. Головная часть соединялась со второй ступенью ракеты че- рез специальный переходник с помощью пирозамков. Отделение головной части осуществлялось после выключения маршевой двигательной установки второй* ступени при помощи пнев- мотолкателя. Первая и вторая ступени ракеты соединялись между со'бой с помощью открытой решетчатой фермы пирозамками. 117
Рис. 3.2. Межконтинентальная баллистическая ракета Р-9А 1 - головная часть; 2 - переходной отсек; 3 - бак горючего II ступени; 4 - бак окислителя II ступени; 5 - хвостовой отсек II ступени; 6 - аэродинамические стабилизаторы; 7 - соединительная ферма; 8 - бак окислителя I ступени; 9 - приборный отсек; 10 - бак горючего I ступени; 11 - хвостовой отсек I ступени; 12 - маршевый поворотный ЖРД I ступени.
Первая ступень ракеты состояла из открытой решетчатой фер- мы, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвосто- вого отсека, во внутреннем объеме которого размещалась, маршевая жидкостная двигательная установка. Решетчатая ферма предназначалась для связи первой и второй ступеней ракеты и обеспечения выхода газов при запуске маршевой двигательной установки второй ступени. Для защиты от газовой вы- сокотемпературной струи двигательной установки второй ступени на верхнем днище бака окислителя первой ступени крепился газоотра- жательный конус, обеспечивающий отвод газовой струи и тепловую защиту бака окислителя первой ступени. Топливные баки первой ступени выполнялись по несущей схеме и изготавливались из алюминиево-магниевого сплава. В баках от- сутствовал внутренний силовой набор (стрингеры и шпангоуты), а их панели в целях предельного уменьшения массы баков обрабатыва- лись химическим фрезерованием. Баки окислителя и горючего конс- труктивно аналогичны. Приборный отсек располагался в межбаковом объеме первой ступени и служил для размещения приборов системы управления, обеспечивавших функционирование первой ступени при полете ракеты на активном участке. В нем также размещался воздушный баллон вы- сокого давления, предназначавшийся для продувки магистралей го- рючего камер сгорания и газогенератора маршевого двигателя вто- рой ступени перед его запуском. Хвостовой отсек служил для размещения маршевого двигателя первой ступени и для защиты его от аэродинамических сил во время, полета ракеты в; плотных слоях, атмосферы. Кроме того, хвостовой отсек являлся опорой при установке ракеты на пусковое' устройс- тво. На внешней поверхности хвостового отсека по плоскостям ста- билизации размещались четыре пилона, которые прикрывали выходя- щие за внутренний объем отсека камеры сгорания маршевого двига- теля и о дн о вр етие н н о с лужи ли в о з л у ши ыми с та би л и з ат о рами. Вторая ступень ракеты разгоняла полезную нагрузку'до око рости, обеспечивавшей получение заданной дальности :стрельбы. Корпус второй ступени состоял. лз конической и 'цилиндрической частей. Коническую часть корпуса составляли переходник, бак го- рючего и бак окислителя с межбзкопой обечайкой. Цилиндрическая часть образовывала хвостовой отсек, внутри которого размещался маршевый двигатель зтоссй CTyiionn.
Переходник обеспечивал соединение головной части с корпусом второй ступени. Для МБР Р-9А использовались два вида переходни- ков, каждый из которых представлял собой обечайку в виде усечен- ного конуса, подкрепленную стыковочными шпангоутами и стрингера- ми. Переходник, предназначавшийся для крепления "тяжелой" голов- ной части,' имел обратную конусность и несколько большую длину. Соединение головной части с переходником осуществлялось с по- мощью двух пирозамков. Бак горючего второй ступени был выполнен по несущей схеме и состоял из конической обечайки и двух сферических днищ. Обечайка бака не имела силового набора, а ее панели в целях уменьшения массы обрабатывались химическим фрезерованием по всей поверхнос- ти. На верхнем сферическим днище бака горючего устанавливался пневмотолкатель системы отделения головной части, работавший на газе наддува бака горючего. Бак окислителя второй ступени имел форму сферы. .К верхней полусфере бака приваривалась межбаковая обечайка, а к нижней - цилиндрическая силовая обечайка, к которой при помощи трех- пиро- замков крепился .хвостовой отсек. Кроме того, к нижней полусфере приваривалась коническая силовая обечайка, предназначавшаяся для крепления рамы маршевого двигателя. В межбаковой обечайке бака окислителя размещалась основная аппаратура'системы управления. Хвостовой отсек предназначался для защиты маршевой двига- тельной установки второй ступени от действия аэродинамических сил в полете во время работы двигательной установки первой сту- пени и в течение нескольких'секунд самостоятельного полета вто- рой ступени, после чего хвостовой отсек сбрасывался. Корпус хвостового отсека состоял из трех панелей, связанных между собой по продольным стыкам рычажными замками. Надежный и безударный сброс панелей хвостового отсека обеспечивался поперечными пру- жинными толкателями. Сброс хвостового отсека уменьшал массу сту- пени, а следовательно, позволял получить большую дальность поле- та ракеты. На панелях имелось четыре щитка, открывавшихся пружинными механизмами на угол 30° в момент разделения первой и второй сту- пеней ракеты. Щитки выполняли роль стабилизаторов второй ступени с момента разделения до сброса хвостового отсека и дополнительно способствовали сходу хвостового отсека с направляющих шпилек при его движении назад относительно второй ступени в момент сброса. 120
На обеих ступенях ракеты' были установлены жидкостные ракет- ные четырехкамерные двигатели с общим турбонасосным агрегатом. Рабочим телом турбины служили продукты сгорания основных компо- нентов ракетного топлива. Такая система газогенерации исключала необходимость в третьем компоненте (например, перекиси водорода) и соответственно уменьшала стартовую массу ракеты. Для быстрого выхода двигателей на номинальный режим работы и воспламенения компонентов топлива служила система запуска, включавшая пиро- стартер турбонасосного агрегата (пороховые газы обеспечивали пер- воначальную раскрутку турбины) и пирозажигательное устройство, которые устанавливались в газогенераторах и камерах сгорания. Маршевые двигательные установки обеспечивали ракете задан- ную скорость и управляли ее полетом. Камеры сгорания двигатель- ной установки первой ступени выполнялись поворотными, каждая ка- мера имела отдельный рулевой привод и отклонялась в плоскости, перпендикулярной к плоскости стабилизации, в которой расположена камера сгорания. Камеры сгорания основного двигателя второй ступени устанав- ливались неподвижно, а роль рулевых двигателей выполняли пово- ротные сопла, работавшие на отработанном турбогазе. Камеры сгорания. двигательной установки первой ступени ци- линдрические, паяно-сварной конструкции,с плоской форсуночной головкой и профилированным соплом. Давление в камерах сгорания достигало величины 8 МПа, удельный импульс тяги в пустоте для двигателя первой ступени 3107 м/с. Турбонасосный агрегат состоял из одной турбины и двух цент- робежных насосов основных компонентов топлива со шнеками на вхо- де в рабочие колеса. Наддув бака горючего обеспечивался турбогазом, полученным в газогенераторе и отработавшим в турбине. Однако, поскольку для этой цели температура турбогаза была слишком высока, небольшое количество последнего подавалось в специальный теплообменник. В р нем турбогаз охлаждался до требуемой температуры кислородом, поступавшим для наддува бака окислителя. Кислород за счет тепла турбогаза нагревался (газифицировался) и поступал в бак окисли- теля. Осуществление привода.турбонасосного агрегата и наддува топливных баков с помощью продуктов сгорания основных компонен- тов топлива позволило упростить конструкцию двигателя и умень- шить его массу. 121
Камеры сгорания двигателя второй ступени цилиндрические, с плоской форсуночной головкой, полностью выполнялись из стали,за исключением бронзовой вставки в области критического сечения сопла. Двигатель второй ступени работал на большой высоте при очень малых давлениях окружающей среды, поэтому камера сгорания двигателя имела профилированное высотное сопло с большой сте- пенью расширения и малым давлением на срезе. Давление в камере сгорания двигателя - до 7 МПа, давление на срезе сопла - 0,007 МПа. Это позволило достичь значения удельного импульса тяги - 3300 м/с'. Обеспечение работы турбонасосного агрегата двигателя, а также наддув баков горючего и окислителя аналогичны первой ступени ракеты. На двигательной установке второй ступени впервые в практике ракетостроения была конструктивно реализована схема использова- ния турбогаза для управления полетом второй ступени ракеты и ра- боты двигателя на режиме конечной ступени с малой тягой. Заме- тим, что подобные схемы существовали на более ранних образцах США МБР ’’Титан-!" (1960 rJ.H ”Титан-2" (1962 г.), но они пре- дусматривали использование отработанного турбогаза, отводимого через реактивные отбросные сопла для управления полетом ракеты только по каналу крена. Основной недостаток двигательных установок ступеней ракеты заключался в использовании незамкнутой схемы привода турбонасос- ных агрегатов. Конструкция МБР Р-9А имела наружный желоб (мачту) бортовых коммуникаций, который служил для связи борта второй ступени с наземным технологическим оборудованием. Корпус мачты был выпол- нен в виде тонкостенной балки коробчатого сечения, внутри кото- рого проходили заправочно-сливные трубопроводы горючего и окис- лителя, воздушные и дренажные трубопроводы пневмосистемы, а так- же кабели системы управления. Нижняя часть мачты шарнирно крепи- лась к пусковому устройству, а верхняя часть - пневмозамком к открытой ферме первой ступени. Отделение мачты от ракеты произ- водилось до старта ракеты, при этом мачта откидывалась на угол 30° и удерживалась в таком положении гидравлическим демпфером. Для создания момента, вызывающего отброс мачты, использова- лось реактивное сопло, в которое при отбросе мачты подавался воздух высокого давления от наземного источника. При истечении воздуха через сопло возникала необходимая реактивная сила. Применение отбрасываемой мачты позволяло уменьшить старто- вую массу.ракеты за счет массы отбрасываемых трубопроводов и ка- белей и увеличить таким образом дальность полета ракеты.
. На ракете? Р-9 А применялась комбинированная (инерциальная и радиокоррекции) система управления, аналогичная системе управле- ния ракеты Р-7. Инерциальная система управления обеспечивала по- лет ракеты с момента пуска до отделения головной части. В инер- циальной системе управления применялись приборы с форсированным разгоном гироскопов. Система управления позволяла обеспечивать дистанционный контроль параметров ракеты. Система радиокоррекции предназначалась для управления полетом ракеты по направлению в течение последних секунд полета на активном участке траектории и для выработки предварительной и главной команд на выключение двигательной установки второй ступени при достижении ракетой па раметров, обеспечивающих полет головной части на заданную даль- ность. Подготовка и проведение пуска ракеты Р-9А протекали автома- тически, с дистанционным контролем каждой! команды. Запуск двигательной установки и функционирование систем ра- кеты в полете производились в следующей последовательности: Перед пуском ракеты осуществлялись необходимые проверки, ракета заправлялась сжатым воздухом и компонентами топлива, пос- ле чего' автоматически производился предстартовый наддув баков (баки окислителя наддувались воздухом, а баки горючего - азотом). По' окончании наддува баков система управления переводилась на бортовое питание, и подавалась команда на отвод мачты (желоба бортовых коммуникаций). После отвода мачты поджигались пиротехнические зажигатель- ные устройства, установленные в камерах сгорания и газогенерато- ре маршевого двигателя первой ступени, и открывались 'главные клапаны окислителя и горючего. Компоненты топлива сначала само- теком, а затем под давлением поступали в камеры сгорания, где воспламенялись, и двигатель выходил на режим. Первоначальная раскрутка турбины производилась при помощи пиростартера. После отрыва от пускового устройства ракета двигалась вер- тикально, после чего начинался программный разворот в плоскости наведения. Управление полетом осуществлялось поворотными камера- ми сгорания двигателя. Во время полета производился наддув бака горючего охлажден- ным газогенераторным газом, отбиравшимся перед турбиной, и над- дув баков окислителя газифицированным и подогретым кислородом, отбиравшимся из магистрали за засосом.
По достижении расчетной скорости от гироскопического датчи- ка системы регулирования кажущейся скорости подавалась команда на разделение ступеней, по которой сначала запускался двигатель второй ступени, а затем выключался двигатель первой ступени. При достижении двигателем второй ступени тяги, большей,чем тяга дви- гателя первой ступени, подавалась команда на разрыв механической связи между первой и второй ступенью (раскрытие пирозамков). Вследствие- разности тяг и ускорений вторая ступень ракеты отде- лялась от первой. Таким образом, на МБР Р-9А была реализована схема "огневого" разделения ступеней, что существенно уменьшало гравитационные потери скорости,характерные для схемы разделения ступеней,реализованной на МБР Р-16. Управление полетом второй ступени осуществлялось поворотны- ми соплами за счет'выброса через них отработанного турбогаза. Через несколько секунд после, разделения ступеней происходил сброс хвостового отсека второй ступени. Наддув баков окислителя и горючего обеспечивался аналогично наддуву баков первой ступе- ни. За несколько десятков секунд до конца активного участка по- лета бортовая аппаратура системы радиоуправления вступала в связь с наземным пунктом и начиналось управление- полетом ракеты по направлению с помощью радиосистемы. По- достижении ракетой скорости полета: несколько меньшей, чем это требуется для полета на заданную дальность, радиосистема управления подавала предварительную команду на выключение двига- теля, по. которой двигатель переходил на конечную ступень тяги. Тяга двигателя'уменьшалась - основные камеры сгорания вык- лючались, продолжали работать только поворотные сопла. По достижении ракетой такого соотношения между величиной и направлением скорости и координатами конца активного участка траектории, при котором обеспечивалось минимальное отклонение точки падения головной части от цели, радиосистема управления выдавала главную команду на выключение двигателя. По этой коман- де двигатель выключался полностью. В случае отказа в работе системы радиоуправления выключение двигателя осуществлялось в одну ступень по команде от датчика системы регулирования кажущейся скорости при достижении ракетой заданной скорости. После выключения двигателя подавалась команда на отделение головной части, по которой раскрывались пирозамки, крепившие го- 124
ловную часть к переходнику второй ступени, и под действием пнев- мотолкателя головная часть отделялась от второй ступени. В целях' предотвращения столкновения корпуса второй ступени с головной частью отработавшая ступень разворачивалась вокруг своего центра масс под действием истекающих через специальное сопло газов наддува бака горючего. .. После отделения полет головной части происходил независимо от второй ступени. Стабилизация головной части при входе в плот- ные слои атмосферы обеспечивалась конической формой головной части и передним расположением центра масс. С 1959 г. разрабатывалась МБР Р-9, для которой предусматри- вался только наземный открытый старт. После 1960 г. в проектные материалы были внесены изменения и начата разработка модернизи- рованной МБР Р-9А, пригодной для пуска как с наземных стационар- ных, так и из шахтных пусковых установок. Для ракеты Р-9А были разработаны три варианта боевых стартовых комплексов: наземный стационарный. - "Десна-Н", полуавтоматизированный - "Долина" и шахтный - "Десна-В". Основной задачей при создании ракетных комплексов на базе МБР Р-9А было возможно большее повышение их боеготовности и для этого сделано было всё, что можно было сде- лать при использовании топлива на основе жидкого кислорода. Наземный полуавтоматизированный стартовый комплекс "Долина" имел в своем составе две пусковые установки (каждая со стацио- нарным установщиком), заглубленный командный пункт управления, обвалованные хранилища горючего и окислителя, хранилища ракет и пристартовый пункт радиоуправления. Ракеты находились в хранилищах на специальных самоходных тележках. При переводе- комплекса в повышенную боевую готовность к ракете пристыковывалась головная часть, а в камеры первой сту- пени устанавливались зажигательные устройства (на второй ступени они устанавливались на заводе-изготовителе ракет). В полной бое- вой .готовности ракета находилась в вертикальном положении на старте с пристыкованными коммуникациями. Заправка ракеты компо- нентами топлива производилась перед стартом при дистанционном контроле процесса заправки с командного пункта с максимально возможной скоростью заполнения топливом баков.. Интервал между пусками ракет с одной пусковой установки составлял 2,5 ч, между пусками с соседних пусковых установок - 9 м.
Боевой стартовый комплекс "Десна-Н" отличался от комплекса "Долина" тем, что процесс установки ракеты на пусковое устройс- тво не был автоматизирован. Шахтный стартовый комплекс "Десна-В” включал в себя бое- вые стартовые позиции, на которых располагались три шахтные пус- ковые установки, размещенные в линию на незначительном расстоя- нии друг от друга, подземный командный пункт, подземные хранили- ща окислителя и горючего и пункт радиоуправления с выдвижными антеннами. Шахтная пусковая установка состояла из шахтного стар- тового сооружения, защитного устройства (крыши), поворотного пускового устройства и стального стакана газоходов. Основные характеристики шахтной пусковой установки: Глубина шахтной пусковой установки................. 36, 0 м Внутренний диаметр шахтного сооружения............. 7,8 м Внутренний диаметр стакана......................... 5, 5 м Тип защитного устройства - купольное, сдвижное Ракета находилась в шахтной пусковой установке с пристыко- ванными головной частью, а также электрическими и заправочными коммуникациями. В камерах сгорания первой ступени устанавлива- лись зажигательные устройства. Заправка ракеты компонентами топлива производилась после получения команды на пуск. .При этом использовалась автоматичес- кая система подготовки старта. Одновременно с, заправкой ракеты проводилась подготовка к работе аппаратуры пункта радиоуправления и выдвижение из шахтных колодцев антенных устройств. МБР Р-9А представляла собой выдающуюся по своему совершенс- тву ракету на низко'кипящем окислителе. При создании этой ракеты был использован ряд прогрессивных технических решений, в резуль- тате чего она имела довольно высокий для первых МБР показатель энергомассового совершенства - более 0,02. В результате разработки МБР Р-9А удалось: 1. Существенно снизить стартовую массу ракеты. По сравнению с МБР Р-16 при одинаковой массе полезной нагрузки и сравнимой дальности пуска ракета Р-9А имела стартовую массу на 60 т мень- ше. 2. На ракете отработан принцип уменьшения массы конструкции за счет сброса, элементов, выполнивших свое функциональное назна- 126
чение (отстыковка и сброс пневмогидравлических коммуникаций и кабельных линий связи второй ступени с наземным технологическим оборудованием, отделение в полете хвостового отсека второй сту- пени) . 3. Впервые в практике ракетостроения использовались пово- ротные камеры сгорания маршевых двигателей и отработанный турбо- газ для управления полетом ракеты. 4. Существенно была повышена точность стрельбы ракеты (по сравнению с МБР Р-16) за счет применения комбинированной системы управления. 5. Предельно повышена боеготовность комплекса путем исполь- зования автоматизированных систем заправки ракеты топливом и форсированной раскрутки гироскопов. 6. Конструкция ракеты обеспечивала ее боевое применение в составе как наземных стационарных, так и в шахтных ракетных комплексах. Однако, несмотря на очевидные конструктивные достоинства МБР Р-9А,судьба ее была предопределена тем, что в ракете исполь- зовался жидкий кислород. Комплекс на базе этой ракеты практичес- ки не сыграл никакой роли в оснащении РВСН. Трудно давать общие оценки решениям, которые принимались несколько десятилетий на- зад, однако рискнем заключить, что создание комплекса с ракетой Р-9А было ошибкой. МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА Р-36 Основными недостатками комплексов с ракетами Р-16 и Р-9А были низкая боевая готовность, сложность эксплуатации и недоста- точная живучесть в условиях возможного ядерного нападения. На их устранение были направлены усилия разработчиков нового поколения МБР Советского Союза - МБР Р-36, УР-1ОО (РС-10) и РС-12. Все но- вые комплексы предполагалось размещать в позиционных районах с одиночными шахтными пусковыми установками (типа "ОС"), разнесен- ными на такие расстояния, чтобы две пусковые установки не могли быть поражены одним ядерным взрывом. С учетом той степени инже- нерной ' защищенности пусковой установки, которую предполагалось реализовать, расстояние между пусковыми установками составляло несколько километров. Новое поколение ракетных комплексов должно было обеспечить- по сравнению с комплексами, существовавшими до того, значительное сокращение времени на подготовку и пуск ра- кет, повышение их надежности, точности, уменьшение численности
личного состава, обслуживающего ракетный комплекс, увеличение межрегламентного периода и улучшение эксплуатации ракетного воо- ружения. Для достижения этих целей требовалось решить многие технические проблемы, значительно изменить конструкцию и харак- теристики всех основных систем комплексов. Основной проблемой, которую требовалось разрешить на пути к достижению высоких бое- вых и эксплуатационных характеристик комплексов и ракет, было обеспечение длительного хранения ракет в заправленном состоянии. В 1962 г. началась разработка ракетного комплекса с ракетой Р-36. Эта ракета относилась к МБР "тяжелого" класса. Головным КБ по созданию комплекса с ракетой Р-36 и самой ракеты было КБ "Юж- ное", возглавляемое М.К.Янгелем, стартовая позиция с шахтными пусковыми установками разрабатывалась в КБ Е.Г.Рудяка. Отметим, что в период создания МБР Р-36 термин "ракета тя- желого класса" определялся абсолютным значением стартовой массы. В настоящее время термин "тяжелая МБР" означает ракету (договор СНВ-4), стартовая масса которой более 106 т или ' забрасываемый вес которой более 4,35 т. Летные испытания ракеты Р-36 проводились с сентября 1963 г. по май 1966 г. Первые ракетные полки, вооруженные МБР Р-36, на- чали ставится на боевое дежурство в конце 1966 г., а ракетный комплекс с ракетой был принят на вооружение в июле 1967 г. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета............ И ООО. . . 12 000 км Стартовая масса........................... 183,9 т Масса головной части..................... 3, 95. . . 5, 8 т Длина ракеты. ........................... 31,7 м Диаметр корпуса ракеты;........;.......... 3,0 м Мощность ядерного боезаряда............... 10,0 Мг. Точность стрельбы (предельное отклонение).................. 5,0 км .При проектировании ракеты использовался ряд конструкторских решений, отработанных и проверенных на ракете Р-16 (Р-16У). В производстве ракеты использовалось значительное число техноло- гий, реализованных на ранних образцах ракет КБ "Южное". Схема ракеты приведена на рис.3.3. 128
Рис. 3.3. Межконтинентальная баллистическая ракета Р-36 1 - головная часть; 2 - приборный отсек; 3 - бак окислителя II ступени; 4 - бак горючего II ступени; 5 - рулевой двигатель II ступени; 6 - основной ЖРД II ступени 7 * бак окислителя I ступени; 8 - бак горючего I ступени; 9 - рулевой двигатель I ступени; 10 - основной ЖРД I ступени.
Межконтинентальная двухступенчатая управляемая баллистичес- кая ракета Р-36 была предназначена для поражения важнейших стра- тегических объектов, а также наиболее крупных административ- но-политических и военно-промышленных центров противника, защи- щенных средствами противоракетной обороны. Отметим, что эта ра- кета являлась первой межконтинентальной ракетой, на которой раз- мещались средства преодоления ПРО. В качестве топлива на обеих ступенях использовались само- воспламеняющиеся высококипящие компоненты: окислитель - азотный тетраксид (АТ), горючее - несимметричный диметилгидразин (НДМГ). МБР Р-36 оснащалась тремя типами головных частей, две из которых были моноблочными, различающимися массой и тротиловым эквивалентом ("легкая” и "тяжелая" моноблочные головные части). Третьим типом боевого оснащения ракеты была разделяющаяся голов- ная часть типа "MRV" с простым разбросом боевых блоков. В соста- ве головной части использовалось три неуправляемых боевых блока (некоторые источники указывают, что тротиловый эквивалент каждо- го боевого блока достигал 2 Мт). МБР Р-36 выполнялась по тандемной схеме и состояла из го- ловной части, приборного отсека первой и второй ступени и жид- костных маршевых двигательных установок. Первоначально ракета проектировалась с комбинированной системой управления полетом, однако 'в ходе летных испытаний было установлено, что автономная система управления вполне обеспечивала заданную точность стрель- бы. Поэтому на вооружение ракета Р-36 была принята без системы радиоуправления, что существенно упростило конструкцию стартово- го комплекса, эксплуатацию ракеты и снизила, соответственно, их стоимость. Первая ступень ракеты-состояла из переходника, бака окисли- теля, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Двигательная установка первой ступени представляла собой маршевый двигатель, состоявший из основного двигателя и рулевого с четырьмя поворотными камерами сгорания. Основной двигатель представлял собой блок их трех двухкамерных ЖРД. Таким образом, конструктивно-компоновочная схема двигательной установки первой ступени ракеты в точности повторяла компоновку двигательной ус- тановки первой ступени, ракеты Р-16 (Р-16У). Кроме этого, на ра- кете Р-36 использовались также, как и на ракете Р-16, двигатели открытой схемы, т.е. без дожигания газогенераторного газа. С од- ной стороны, подобное обстоятельство положительным образом ска- зывалось на процессе проектирования ракеты, т.к. снижало его 130
стоимость и уменьшало сроки разработки. Однако, вместе с тем использование двигательной установки открытой схемы вело к уменьшению удельного импульса тяги, что неблагоприятно сказыва- лось на энергомассовом совершенстве МБР. Система подачи компонентов топлива в камеры сгорания марше- вого двигателя и газогенератор — турбонасосная. Рабочим телом турбины турбонасосного агрегата являлись продукты сгорания ос- новных компонентов топлива в жидкостном газогенераторе. Отбор компонентов топлива на питание жидкостного газогенератора турби- ны производился от магистралей высокого давления после насосов. Отработанные газы после турбины турбонасосного агрегата че- рез выхлопные патрубки (отбросные сопла.) выбрасывались в окружа- ющее пространство. Первоначальная раскрутка турбины турбонасос- ного агрегата обеспечивалась пороховыми газами специального пи- ростартера (схема, которая была реализована на МБР Р-9А). Переходник первой ступени предназначался для соединения первой и.второй ступеней ракеты с помощью четырех разрывных бол- тов и являлся силовым элементом корпуса первой ступени. Топливные баки окиспителя и горючего служили емкостями для компонентов топлива. Баки являлись силовыми, несущими элементами корпуса, воспринимавшими все нагрузки, которые возникают при на- земной эксплуатации и в полете. Для обеспечения статической ус- тойчивости ракеты в полете бак окислителя (окислитель имеет большую плотность, чем горючее) располагался перед баком горюче- го. Топливные баки первой ступени ' выполнялись из алюминие- во-магниевого сплава АМГ6 и изготавливались из прессованных оребренных панелей, -подкрепленных поперечным силовым набором. Баки окислителя и горючего имели сферические днища. Между баками окислителя и горючего размещался приборный отсек, который также являлся силовым элементом корпуса ракеты. Он выполнялся в виде тонкостенной оболочки; подкрепленной поперечным и продольным си- ловым набором. Приборный отсек предназначался для размещения части приборов системы управления ракеты, обеспечивавших функци- онирование первой ступени в полете. Хвостовой отсек представлял собой цилиндрическую оболочку, подкрепленную продольным и поперечным силовым набором,и предназ- начался для размещения маршевой двигательной установки первой ступени. Основной двигатель размещался во внутреннем объеме хвостового отсека, а рулевой четырехкамерный двигатель - под об- 131
текателями по плоскостям стабилизации ракеты. В хвостовом отсеке устанавливались также четыре пороховых ракетных двигателя, пред- назначавшихся для.торможения первой ступени в процессе разделе- ния ступеней ракеты. Таким образом, конструктивно-компоновочная схема первой ступени ракеты в общем повторяла компоновку первой ступени МБР Р-16 (Р-16У), что характеризовало невысокое совершенство конс- трукции первой ступени ракеты. На ракете применялась достаточно совершенная, позволяющая снизить массу конструкции ракеты, система наддува топливных ба- ков, использующая в качестве рабочего тела наддува продукты сго- рания основных компонентов топлива (напомним, что подобные сис- темы впервые использовались на МБР Р-9А)’. Бак окислителя первой ступени наддувался газами от жидкостного газогенератора системы наддува. Отбор компонентов топлива для питания жидкостного газо- генератора производился от системы окислителя и горючего после насосов рулевого двигателя. Бак горючего первой ступени надду- вался продуктами газогенерации турбонасосного агрегата рулевого двигателя, обогащенными продуктами разложения горючего (вследс- твие этого снижалась температура смеси) в смесителе двигателя. Предстартовый наддув топливных баков первой ступени обеспечивал- ся газом высокого давления, содержавшимся в шаровых баллонах, размещенных на борту ракеты. Вторая ступень ракеты обеспечивала разгон головной части до определенной скорости, соответствующей заданной дальности- стрельбы. Она состояла из приборного, топливного и хвостового отсеков, а также маршевой двигательной установки ступени. При- борный отсек служил для размещения основной части приборов сис- темы управления (общий вес' приборов автономной инерциальной сис- тема управления составлял 752 кг). Отсек выполнялся в форме усе- ченного конуса, на внешнюю поверхность которого наносилось теп- лозащитное покрытие, .предохранявшее корпус отсека от аэродинами- ческого нагрева в полете. Приборный отсек имел два торцевых шпангоута, выполненных из магниевого сплава. На переднем торцевом шпангоуте размещались фитинги, в которые устанавливались разрывные болты, связывавшие приборный отсек с головной частью. Задним торцевым шпангоутом приборный отсек с помощью стыковочных болтов крепился к топлив- ному отсеку.
Топливный отсек служил емкостью для компоненте'' топлива - окислителя и горючего, он был выполнен по несушек* ..ыне, являлся силовым отсеком корпуса ракеты и представлял собой мкость, раз- деленную внутри промежуточным сферическим средним днищем. Верх- няя часть топливного отсека служила баком окислителя, а нижняя - баком горючего. Топливный отсек изготовлялся из алюминиево-маг- ниевых сплавов. Нижняя часть топливного отсека второй ступени (бак горюче- го) выполнялась из прессованных и химически фрезерованных пане- лей с продольными ребрами жесткости. Химическому фрезерованию подвергались обечайка, среднее и заднее днища топливного отсека (за исключением мест сварки и отбортовки), что уменьшало толщину исходного материала и обеспечивало минимальный вес конструкции топливного отсека. Верхняя полость топливного отсека (бак окис- лителя) была выполнена из гладких нягартованных листов алюминие- во-магниевого сплава. Конструктивная разработка топливного отсека второй ступени, совмещавшего баки окислителя и горючего, являлась первым приме- ром реализации в отечественном ракетостроении принципа плотной компоновки отсеков ракеты, обеспечивавшего минимальную массу конструкции ракеты. Хвостовой отсек второй ступени представлял собой цилиндри- ческую несущую оболочку, подкрепленную продольным и поперечным силовым набором. Отсек предназначался для размещения маршевого двигателя ступени. Размещение двигателя аналогично размещению двигателя первой ступени - внутри отсека расположен основной двухкамерный ЖРД, а на внешней поверхности под обтекателями по плоскостям стабилизации - четырехкамерный рулевой. Внутри хвос- тового отсека располагаются также пороховые ракетные двигатели, обеспечивавшие отделение головной части от корпуса второй ступе- ни путем торможения последней после достижения заданного значе- ния скорости и выключения маршевой двигательной установки. Маршевая двигательная установка второй ступени включала в себя неподвижно установленный основной двухкамерный ЖРД, анало- гичный по конструкции двухкамерному блоку первой ступени, но имевшему большую высотность сопла и большее давление газов в ка- мере сгорания. Удельный импульс тяги основного двигателя дости- гал 3112,5 м/с. Рулевой двигатель второй ступени также аналоги- чен рулевому двигателю первой ступени. Запуск основного и рулевого двигателей второй ступени обес- печивался пиростартерами: -система подачи компонентов топлива в 133
камеры сгорания и газогенератор турбонасосная. В качестве .рабо- чего тела турбины аналогично первой ступени использовались ос- новные компоненты топлива. Наддув баков горючего и окислителя производился так же, как и на первой ступени, продуктами газоге- нерации. Отметим, что на каждой ступени ракеты для уменьшения гаран- тийных запасов топлива устанавливалась система одновременного опорожнения баков. Функционирование двигательных установок ракеты Р-36 на ак- тивном участке траектории полета не отличается от схемы функцио- нирования двигателей ракеты Р-16 (Р-16У). Система разделения ступеней, и отделения головной части также идентична конструктив- но-компоновочной схеме системы разделения ступеней и отделения головной части ракеты Р-16. Характерной особенностью МБР Р-36 являлась возможность на- хождения ее в заправленном состоянии в течение нескольких лет. Длительное хранение компонентов топлива в баках ракеты обеспечи- валось специальной гидравлической системой, которая была пред- назначена для изоляции внутренних полостей топливных баков от окружающей атмосферы. Гидравлическая система обеспечивала сохра- нение стабильных физико-химических свойств окислителя и горючего за счет максимально возможной герметизации топливных систем. При этом важнейшие элементы автоматики двигательной установки ракеты защищались от воздействия компонентов топлива и их паров специ- альными мембранами и устройствами, работавшими по принципу гид- розатвора Таким образом, ' в результате проектирования и создания МБР Р-36 были достигнуты следующие результаты: 1. При увеличении стартовой массы ракеты Р-36 по сравнению с ракетой Р-16 (Р-16У) на 43 т (около 33 %) было достигнуто уве- личение массы полезной нагрузки более чем в 2,5 раза. Показатель энергомассового совершенства ракеты для одного из видов боевого оснащения ("тяжелый” моноблок) достиг величины 0,031. Это обес- печивалось применением более эффективного окислителя - азотного тетраксида - и улучшением конструктивного совершенства за счет создания единого топливного отсека второй ступени. 2. Обеспечено длительное хранение компонентов ракетного топлива в баках ракеты за счет применения специальной гидравли- ческой системы предохранения баков. I 134
3. Созданы различные типы боевого оснащения, в том числе разделяющаяся толовная часть с простым разбросом боевых блоков. 4. Обеспечена возможность поражения целей различного типа, прикрытых средствами противоракетной обороны. Одной из интереснейших и уникальных разработок КБ "Южное" под руководством М.К. Янгеля была ракета Р-Зборб, представлявшая собой двухступенчатую жидкостную ракету (на базе ракеты Р-36) с орбитальной головной частью. Энергетические возможности создан- ной ракеты Р-36 позволяли при некотором несущественном снижении массы головной части обеспечить вывод ее на круговую или слабо эллиптическую орбиту вокруг Земли. В этом случае орбитальная го- ловная часть, кроме боевого заряда, содержала тормозную двига- тельную установку, систему.управления, а также запасы топлива, которые обеспечивали коррекцию и стабилизацию орбитальной голов- ной части на траектории полета и тормозной импульс для спуска ОГЧ с орбиты. Летные испытания орбитальной ракеты Р-Зборб проводились с 1965 по 1968 гг. Первый боевой ракетный комплекс с орбитальной ракетой был поставлен на боевое дежурство в 1969 г. ив этом же году принят на вооружение'. Разработка ракеты Р-Зборб и ввод ее в состав группировки Ракетных войск значительно расширяли их боевые возможности. Орбитальные ракеты по сравнению с баллистическими обеспечи- вали следующие преимущества: неограниченную дальность полета, позволяющую поражать цели, недосягаемые для баллистических межконтинентальных ракет; возможность поражения одной и той же цели с двух взаимноп- ротивоположных направлений; меньшее время полета орбитальной головной части по сравне- нию со временем полета головной части баллистических ракет (при пуске орбитальной ракеты по кратчайшему .направлению); невозможность прогнозирования района падения боевого заряда ОГЧ при движений на орбитальном участке; возможность обеспечения удовлетворительных точностей попа- дания в цель при очень больших дальностях пуска. Основное преимущество орбитальной ракеты Р-Зборб заключа- лось в ее способности эффективно преодолевать противоракетную оборону противника. Вместе с тем орбитальные ракеты не получили широкого при- менения, и их доля в группировке Ракетных войск была незначитель- 135
на. Это объяснялось отсутствием у потенциального противника кон- тинентальной системы противоракетной обороны, а только при ее наличии имеет смысл создавать орбитальные головные части. Кроме того, при определенной массе полезной нагрузки орбитальной раке- ты масса боезаряда составляла 30--35У от общей массы ОГЧ ( у бое- вых блоков баллистических ракет 70-80%), а точность попадания головной части в цель была несколько меньшей, чем у баллистичес- ких ракет. Указанные причины снижали эффективность поражения как точечных, так и площадных целей. При проектировании и разработке ракетных комплексов с МБР Р-36 особое внимание обращалось на максимальное упрощение стар- товых позиций, исключение из цикла подготовки ракеты к пуску операций по заправке компонентами топлива, обеспечение дистанци онного контроля основных параметров ракеты и систем в процессе боевого дежурства, подготовки к пуску и дистанционный пуск раке- ты. В начале разработки ракеты Р-36 предполагалось иметь три типа стартовых комплексов: наземный автоматизированный, шахтный групповой унифицированный (аналогичный комплексу для МБР Р-16У ’'Шексна”) и шахтный типа "ОС”. В 1964 г. задание на разработку комплекса было скорректиро- вано и начато проектирование стартового комплекса типа ”0С”. Шахтный стартовый комплекс этого типа для МБР Р-36 имел в своем составе 6 рассредоточенных боевых стартовых позиций, на каждой из которых размещалась одиночна;! шахтная пусковая установка.- Вблизи одной из боевых стартовых позиций размещался командный пункт боевого ракетного комплекса .с ракетами Р-36, связанный ли- ниями системы боевого управления и связи со всеми стартовыми по- зициями. Шахтная пусковая /установка МБР Р-36 состояла из оголовка и вертикального ствола с нижней частью шахты. Пусковая установка перекрывалась специальным защитным устройством (крышей) сдвижно- го типа, обеспечивавшим герметизацию ствола шахты и 'защиту раке- ты от поражающих факторов ядерного взрыва. В оголовке стартового сооружения размещались источники электроснабжения, аппаратура и оборудование технологических и технических систем. Состав оборудования обеспечивал длительное хранение ракет в заправленном состоянии, а также дистанционное проведение операций по подготовке к пуску и пуск ракеты.
В нижней части вертикального ствола шахты располагалось пусковое устройство с газоотражателем. Оно предназначалось для установки и крепления к нему пускового стакана и отвода газового потока при пуске ракеты в газоходы. Основные характеристики шахтной пусковой установки: Глубина шахтной пусковой установки................., 41,5 м Диаметр ствола шахтной пусковой установки............ 8.3 м Диаметр пускового стакана............................ 4,64 м Тип защитного устройства - плоское, сдвижное Оборудование пусковой установки предназначалось для разме- щения ракеты в вертикальном положении, обеспечения прямолинейно- го вертикального движения ее по направляющим при загрузке и пус- ке, а также защиты ракеты от воздействия газового потока работа- ющих ЖРД. В верхней части шахтного ствола располагались газоотводящис устройства, а в нижней - рассекатели газовых потоков. Пусковой стакан являлся несущей конструкцией и обеспечивал безударный выход ракеты при пуске по направляющим, расположенным в одной диаметральной плоскости стакана. Скольжение ракеты по направляющим обеспечивалось бугелями, закрепленными на первой ступени' ракеты. В отличие от шахтной пусковой установки МБР Р-16У ."Шексна" пусковой стакан для ракете Р- 36 являлся неповоротным и не имел устройств и механизмов азимутального наведения, что значительно упрощало конструкцию пусковой установки.- Разворот ракеты в за данную плоскость стрельбы после выхода ее из пусковой установки осуществлялся системой, управления полетом ракеты. Первый пуск ракеты из шахтной пусковой установки на полиго• не Байконур состоялся в 1963 т. Подготовка к пуску и пуски ракет со стартовых позиций могли проводиться дистанционно - с командного пункта боевого ракетного комплекса или автономно - с каждой стартовой позиции из оголовка пусковой установки. Время подготовки и проведения дистанционного пуска МБР Р-36 составляло 5 мин. МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ УР-1ОО И РС-1О Ситуация, сложившаяся в области стратегического ракетного вооружения в первой половине 60-х годов, характеризовалась сле- дующим количественным соотношением числа МБР: США располагали
более чем 900 пусковыми установками МБР типов "Титан-1”, . "Ти- тан-2" и "Минитмен-Г', Советский Союз имел не более 190 пуско- вых установок с МБР типов Р-7 (Р-7А), Р-16 (Р-16У) и Р-9А. Несмотря на начало разработки "тяжелой" ампулизированной ракеты Р-36, было ясно, что сложная технология производства как ракет, так и пусковых установок не позволяет резко нарастить численный состав группировки Ракетных войск стратегического наз- начения. В 1963 году было принято решение о разработке ракетного комплекса с "легкой” ампулизированной ракетой УР-100. Ракета с самого начала проектировалась исходя из условий старта из шахт- ных пусковых установок типа "ОС". Проектные материалы предпола- гали возможность создания малогабаритной и упрощенной (по срав- нению с ранее созданными) конструкции шахтной пусковой установ- ки. Разработка ракеты и комплекса в целом велась ОКБ-52 (НПО "Машиностроение") под руководством В. Н. Челомея. В работах по созданию комплекса с ракетой УР-100 участвовали коллективы глав- ных конструкторов С.А.Косберга, Н.И.Зверева, ' С. П. Изотова, Н.А.Пилюгина, М.С.Рязанского, В.П.Бармина, И.И.Картукова. Ракетный комплекс УР-100 .воплотил в себе ряд новых науч- но-технических идей и конструкторских решений, которые обеспечи- вали длительное содержание ракет в высокой готовности к- боевому применению, дистанционное управление пусками и контроль техни- ческого состояния ракет и пусковых установок с пункта управления боевого ракетного комплекса. Отметим, что 'ОКБ-52 под руководством В.Н.Челомея к началу разработки ракеты УР-100 имело опыт создания и отработки межкон- тинентальных баллистических ракет. Первой МБР, разработанной КБ, была универсальная ракета-носитель УР-200, ’ которую предполага- лось использовать для решения ряда задач. К ним относились: вы- ведение на орбиту вокруг Земли средств противокосмической оборо- ны и глобальной морской разведки, доставка баллистических ядер- ных средств поражения к цели на дальность в 12 000 и 14 000 км и выведение маневрирующих авиационно-баллистических средств пора- жения на опорную орбиту. Начало разработки комплекса с ракетой УР-200 относится к 1960 г. МБР УР-200 представляла собой двухступенчатую ракету с пос- ледовательным расположением ступеней со стартовой массой около
138 т и массой полезной нагрузки до 3,9 т. На обеих ступенях ра- кеты устанавливались жидкостные ракетные двигатели, работавшие на высококипящих компонентах ракетного топлива. К особенностям ракеты УР-200 можно отнести: возможность применения различных по мощности головных час- тей с использованием специальных переходников; применение головных частей повышенной неуязвимости (за счет применения неметаллических конструкционных материалов), а также систем активных и пассивных помех; применение вафельной конструкции обечаек баков, что позво- лило снизить массу конструкции и увеличить срок хранения заправ- ленной ракеты; приспособленность конструкции УР-200 к старту из шахтных пусковых установок "Шексна" и наземных позиций; применение отделяемой при пуске кабель-мачты для размещения контрольно-пускового оборудования; использование комбинированной системы управления, состоящей из автономной системы управления и системы радиоуправления. Летные испытания ракеты УР-200, начавшиеся в 1963 году на полигоне Байконур, после проведения Э испытательных пусков в 1965 году были прекращены в связи ‘с успешным окончанием летной отработки и постановкой на боевое дежурство МБР Р-16, Р-16У и Р-9А. Вместе с тем ‘ проектирование и летная отработка баллисти- ческой ракеты УР-200 позволили создать научно-технический и конструкторский задел, который в значительной степени был ис- пользован для дальнейшего развития и реализации идеи создания универсальной баллистической ракеты. Ракета УР-1ОО представляла собой двухступенчатую межконти- нентальную баллистическую ракету с последовательным расположени- ем ступеней, жидкостными двигательными установками и моноблочной головной частью (рис. 3.4). МБР УР—100 первоначально предполагалось использовать в ка- честве универсального (унифицированного) носителя специальных боевых зарядов как стратегического назначения, так и в системе противоракетной обороны. Последнее предназначение представляется весьма спорным в связи со спецификой технического облика ракет применяемых в системах ПРО. Для баллистического варианта ракеты УР-1ОО предусматривалась возможность применения двух типов го- ловных частей: "легких" - для межконтинентальных дальностей стрельбы и "тяжелых" - для средних дальностей полета. 139
1 11 10 Рис. 3.4. Межконтинентальная баллистическая ракета УР-1ОО 1 - головная часть; 2 - приборный отсек; 3 - бак окислителя II ступени; 4 - промежуточное днище топливного отсека II ступени; 5 - бак горючего II ступени; 6 - маршевая двигательная установка II ступени; 7 - бак окислителя I ступени; 8 - промежуточное днище топливного отсека I ступени; 9 - бак горючего I ступени; 10 - хвостовой отсек I ступени; 11 - маршевая двигательная установка I ступени. 140
На ракете использовались высококипящие компоненты ракетного топлива: окислитель - азотный тетраксид (АТ), горючее - несим- метричный диметилгидразин (НДМГ). Первый пуск ракеты УР-100 с экспериментальной наземной пус- ковой установкой состоялся в апреле 1965 г., а из шахтной пуско- вой установки - в июне 1965 г. С 1964 г. началось строительство боевых стартовых комплексов в позиционных районах Ракетных войск стратегического назначения. В 1966 г. были закончены летные ис- пытания ракеты УР-100 и в этом же году первые боевые полки были поставлены на боевое дежурство.' В июле 1967 г. ракетный комп- лекс, вооруженный ракетами УР-100, принят на вооружение. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета.................. 12 000 км Стартовая масса ракеты......................... 42, 3 т Масса головной части........................... О, 76... 1,5 т Длина ракеты................................... 16,7 м; Диаметр первой и второй ступеней ракеты........ 2, 0 м Мощность ядерного боезаряда.................... 1,1 мт Точность стрельбы (предельное отклонение)........................ 5, 0 км Ракета эксплуатировалась совместно с герметичным транспорт- но-пусковым контейнером, обеспечивающим длительное хранение ра- кеты в состоянии боевой готовности, а также устойчивое движение ее в шахте при пуске и защиту от высокотемпературной газовой струи работающих двигателей. Создание малогабаритной ракеты в комплексе с контейнером позволило максимально улучшить условия ее эксплуатации. Ракета полностью собиралась и устанавливалась в контейнер на заводе-изготовителе и в контейнере доставлялась в район расположения стартового комплекса. Длительное хранение ракеты в состоянии боевой готовности обеспечивалось: применением конструкционных материалов, компонентов топлива и всего оборудования ракеты, отвечающих условиям длительного хранения; ампулизацией ракеты и контейнера; эксплуатацией ракеты в комплекте с герметичным контейнером; 141
дистанционным автоматическим контролем за состоянием ракеты с пунктов управления. Важнейшим нововведением при создании ракеты УР-1ОО, обеспе- чившим возможность длительного (в течение нескольких лет) ее хранения в заправленном компонентами топлива состоянии и в го- товности к пуску, была ампулизация ракеты. Ампулизация ракеты заключалась в осуществлении комплекса конструктивно-технологических мероприятий, обеспечивавших макси- мальную изоляцию ее от внешней среды. Эти мероприятия предусмат- ривали: полную, герметизацию топливных баков и магистралей для иск- лючения .контакта компонентов топлива с внешней средой путем при- менения только.сварных соединений; исключение контакта агрегатов двигателей и пневмогидравли- ческой системы с компонентами топлива и их парами благодаря при- менению мембран и уменьшению количества агрегатов, находящихся в баках; исключение влияния атмосферных факторов на ракету (колеба- ния температуры, влажность, пыль) путем герметизации контейнера и шахты; заправку ракеты компонентами топлива, насыщенными азотом до равновесного состояния, что обеспечивало поддержание требуемого давления в баках в течение всего срока хранения. Важнейшим элементом, обеспечивающим функционирование ракеты на всех этапах эксплуатации вплоть до пуска, являлся транспорт- но-пусковой контейнер. Контейнер представлял собой герметичную металлическую конс- трукцию цилиндрической формы. Корпус контейнера состоял из от- дельных секций, сваренных' между собой. Отдельные участки корпу- са/ в которых находились люки для обслуживания ракеты, изготав- ливались из листов,- усиленных с внутренней стороны шпангоутами и стрингерами. Материал контейнера - сплав АМГ6. Основные характеристики контейнера: Длина контейнера.................................... 19,5 м Наружный диаметр контейнера....'......,............. 2, 9 м Внутренний диаметр контейнера....................... 2,7 м • Масса контейнера................................... 14,4 т Для предохранения контейнера от теплового воздействия газо- вых струй при пуске ракеты на его наружную поверхность наноси- 142
лось теплозащитное покрытие. По верхнему и нижнему торцам кон- тейнер закрывался герметизирующими диафрагмами. В верхней части контейнера имелись четыре опорных узла, с помощью которых контейнер вывешивался на опорные кронштейны ствола шахтной пусковой установки. В нижней части контейнера располагались четыре горизонтальные опоры с -пружинными подкоса- ми, исключавшие возможность горизонтальных перемещений контейне- ра при пуске ракеты и воспринимавшие боковые нагрузки при опус- кании контейнера с ракетой в пусковую установку. В контейнере размещались ракета и устройства, необходимые для ее установки, амортизации и пуска, а также магистрали пнев- могидравлической системы, механизмы отвода блоков разъемов ПГС и расстыковки блоков электроразъемов, агрегаты электрооборудования и кабельная сеть. Одной из характерных особенностей конструктивно-компоновоч- ной схемы размещения МБР УР-1ОО в транспортно-пусковом контейне- ре явилось наличие системы амортизации, предназначенной для обеспечения сохранности ракеты при воздействии на нее нагрузок, возникающих в результате ядерного взрыва. При этом контейнер жестко закреплялся в пусковой установке и возникающие нагрузки передавались на ракету через амортизационные связи между контей- нером и' ракетой. Исходя из характера нагружения и конструктивных особеннос- тей была принята двухпоясная схема системы амортизации ракеты. Верхний пояс амортизации предназначался для уменьшения горизон- тальных, а нижний - горизонтальных и’ вертикальных нагрузок на ракету, возникающих при ядерном взрыве. Система амортизации отс- леживала горизонтальные и вертикальные смещения ракеты относи- тельно контейнера и возвращала ее в исходное положение. Для верхнего и нижнего поясов системы амортизации ракет использова- лись амортизаторы пружинного типа. Внутри контейнера по всей его длине, диаметрально противо- положно, устанавливались две направляющие, по которым скользили бугели ракеты, обеспечивавшие ее безударный выход из ТПК при пуске. В процессе проектирования и разработки МБР УР-100 были реа- лизованы научно-технические конструкторские идеи и решения, ко- торые позволили создать уникальную для того времени ракету, зна- чительно отличавшуюся от конструкций межконтинентальных ракет, как принятых на вооружение, так и находившихся в стадии разра- ботки. 143
Конструкторским коллективом ОКБ-52 под руководством В.Н. Че- ломея были разработаны и практически реализованы принципы плот- ной компоновки отсеков ракеты, которые обеспечивали значительное уменьшение габаритов, а также снижение массы конструкции ракеты. Ракета УР-100 (рис. 3.4) конструктивно состояла из первой и второй ступеней и моноблочной головной части. Первая ступень ракеты включала в себя корпус, маршевую дви- гательную установку, пневмогидравлическую систему, систему опо- рожнения баков и приборы системы управления. Цельнометаллический корпус первой ступени был выполнен по несущей схеме, т.е. воспринимал все нагрузки, действующие на ра- кету, и конструктивно состоял из трех отсеков: хвостового, топ- ливного и переднего. Все отсеки изготавливались из алюминие- во-магниевого сплава АМгб. . Топливный отсек являлся основой силовой конструкции ступе- ни, располагался между передним и хвостовым отсеками и представ- лял собой единый неразъемный блок, состоящий из бака окислителя и бака горючего. Полости баков разделились двойным днищем. Такая конструкция баков позволяла максимально использовать внутренние объемы и уменьшить габариты ракеты. Баки являлись емкостями для компонентов топлива. В верхней части топливного отсека находился бак окислителя, а в ’нижней .- бак горючего. Благодаря- такой компоновке центр масс ракеты был смещен вперед, а условия стабилизации ракеты в полете улучшены. Корпус бака горючего - сварной конструкции, состоял из обе- чайки цилиндрической формы и приваренных к ней нижнего и верхне- го сферических днищ. Вследствие того, что бак горючего подверга- ется значительному осевому сжатию, для него применялась обечайка вафельного типа, которая изготавливалась механическим фрезерова- нием из нагартованных алюминиево-магниевых листов. Вафельный тип панелей повышает устойчивость обечайки и бо- лее выгоден в весовом отношении, чем простое увеличение толщины листов. Нижнее днище бака - сферической формы, облегченное хими- ческим фрезерованием. Верхнее днище — несиловое. Оно служило для дополнительной изоляции компонента. Корпус бака окислителя - сварной конструкции, состоял из обечайки цилиндрической формы и приваренных к ней нижнего и верхнего днищ. Обечайка бака — гладкая, для облегчения конструк- 144
ции химически отфрезерована. Нижнее днище силовое, сферической формы. Верхнее днище бака окислителя было выполнено в виде усе- ченного конуса, обращенного вершиной внутрь бака. При стыковке ступеней в объеме, конического днища размещалось сопло основного двигателя маршевой двигательной установки второй ступени, что также уменьшало габариты ракеты. • Таким образом, неразъемный топливный отсек первой ступени разделялся общим двойным днищем, состоявшим из нижнего силового (принадлежавшего баку окислителя) и верхнего герметизирующего (принадлежавшего баку горючего). Верхнее днище бака горючего под действием давления газов наддува прижималось к выпуклому нижнему днищу бака окислителя и частично разгружало его. Хвостовой‘отсек предназначался для размещения-маршевой дви- гательной установки первой ступени. Отсек состоял из корпуса, клепаной конструкции, рамы для крепления двигателей и защитного экрана. На наружной поверхности отсека размещались тормозные по- роховые .ракетные двигатели, обеспечивавшие надежное разделение ступеней, бугели для устойчивого движения ракеты по направляющим контейнера во время пуска и блоки пневмогидроразъемов. Защитный экран служил для герметизации хвостового отсека и предохранения агрегатов и автоматики маршевого двигателя от воздействия высо- кой температуры при работе двигателей. Хвостовой отсек соединял- ся с топливным отсеком болтами. Передний отсек предназначался для соединения ступеней раке- ты. Он представлял собой цилиндрическую оболочку сварной конс- трукции, подкрепленную силовыми элементами. Передний отсек сты- ковался с хвостовым отсеком второй ступени разрывными болтами и направляющими штырями. На внешней поверхности отсека устанавли- вались бугели. Во внутреннем объеме отсека размещались приборы системы управления,. обеспечивавшие функционирование систем пер- вой ступени в полете. Вторая ступень, так же как и первая, включала, в себя кор- пус, маршевую двигательную установку, пневмогидравлическую сис- тему, систему опорожнения баков и приборы системы управления. Корпус второй ступени - цилиндрический, состоял из трех от- секов: хвостового, топлиежого и приборного. Отсеки изготавлива- лись из алюминиевых сплавов. Аналогично конструктивной схеме первой ступени топливный отсек второй ступени состоял из баков горючего и окислителя, об- разующих единый неразъемный блок. Полости баков отделены одна от Другой двойным днищем. 145
Каждый бак состоял из цилиндрической обечайки и двух.днищ сферической формы. Верхнее днище бака горючего - несиловое и служило для дополнительной герметизации полостей топливного от- сека. Все элементы баков и баки между собой сварены. Для облег- чения конструкции топливного отсека толщины исходного материала, из которого изготавливались обечайки и днища, уменьшены химичес- ким фрезерованием. К нижнему днищу бака горючего была приварена конусообразная штампованная рама для крепления маршевого двига- теля второй ступени. Хвостовой отсек служил для размещения камер сгорания руле- вого двигателя двигательной установки второй ступени. На.отсеке устанавливались тормозные пороховые ракетные двигатели и блоки гидропневморазъемов, которые связывали магистрали второй ступени с магистралями контейнера. Камера сгорания двигателя и тормозные двигатели закрывались обтекателями. Корпус хвостового отсека - сварной конструкции, состоял из обечайки и торцевого шпангоута. К торцевому шпангоуту крепился защитный экран, предохранявший днище бака горючего второй ступе- ни и агрегаты маршевого двигателя от воздействия высоких темпе- ратур, возникающих при его работе. Экран представлял собой чехол конусообразной'формы из теплостойкой ткани. Хвостовой отсек сваркой крепился к топливному отсеку. Приборный отсек предназначался для размещения приборов сис- темы управления ракеты. Отсек имел форму усеченного конуса. Кор- пус отсека представлял собой клепаную конструкцию, в обшивку ко- торой монтировались.блоки отрывных электроразъемов. К верхнему торцевому шпангоуту, с помощью разрывных пироболтов стыковалась головная часть ракеты. Двигательные установки первой и второй ступеней ракеты яв- лялись автономными и работали независимо друг от друга. Маршевая двигательная установка первой ступени предназнача- лась для создания тяги и управляющих усилий при полете ракеты на активном участке траектории. Она состояла из четырех автономных двигателей с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, выполненных по замкнутой схеме с дожиганием генераторного газа в камерах сгорания. МБР УР-100 была первой ракетой, на которой применялись двигатели подобной схемы. Это позволило увеличить удельный импульс тяги по сравнению с двигателями открытой схемы, в которых- отработанный турбинный газ выбрасывается в атмосферу (двигательные установки ракет Р-16, Р-9А, Р-36). 146
Конструктивная схема и основные параметры автономных жид- костных ракетных двигателей, входящих в состав маршевой двига- тельной установки первой ступени, были одинаковы, но на одном из двигателей располагались дополнительные агрегаты для бортового наддува баков ракеты. Суммарная тяга четырех двигателей первой ступени составляла величину 784 кН у Земли и 876 кН в пустоте. Давление в камерах сгорания достигало 15 МПа, а удельный импульс каждого двигателя 2744 м/с у Земли и 3067 м/с в пустоте. Турбина работала на про- дуктах сгорания основных компонентов топлива с избытком окисли- •теля. Мощность турбины 3,5 МВт, число оборотов 31 000 1/мин. Для управления полетом ракеты каждый автономный двигатель отклонялся в одной плоскости от нейтрального положения специаль- ным гидравлическим рулевым приводом, работавшим на горючем, от- бираемом из магистрали высокого давления за насосами турбонасос- ного агрегата. На двигателе устанавливались регулятор тяги, работавший в системе регулирования кажущейся скорости, и дросельное устройс- тво, являвшееся исполнительным механизмом системы опорожнения баков. Автоматика двигательной установки обеспечивала регулиро- вание величины тяги автономного двигателя в пределах +7% от ее номинального значения путем изменения расхода горючего, посту- павшего в газогенератор. Это приводило к изменению мощности тур- бины и, соответственно, расходу горючего и окислителя в камере сгорания. Автономный ЖРД первой ступени состоял из камеры сгорания, газогенератора, турбонасосного агрегата с двумя центробежными насосами и центростремительной одноступенчатой турбины. В целях снижения давления наддува баков и обеспечения бескавитационной работы насосов ТНА на входе в них устанавливались струйные пред- насосы - эжекторы окислителя и горючего. Компоненты топлива к турбонасосным агрегатам каждого двигателя подводились по авто- номным магистралям. При хранении ракеты в заправленном состоянии агрегаты дви- гателя отделялись от полости баков разделительными мембранными клапанами, которые являлись важнейшими элементами системы внут- ренней ампулизации ракеты. Это позволяло обеспечить длительное хранение ракеты и надежную работу двигателя. Открытие мембран 147
клапанов пуска, раскрутка роторов турбонасосного агрегата, а также закрытие отсечных клапанов осуществлялись с помощью пиро- технических средств. Бортовой наддув бака горючего осуществлялся от специального газогенератора наддува, а бака окислителя - генераторным газом, который вырабатывался в основном газогенераторе двигателя, а за- тем охлаждался в смесителе. Заметим, что на ракете не устанавли- вались системы предстартового наддува баков окислителя и горюче- го. Наддув баков перед стартом осуществлялся сжатыми азотом (бак горючего; и воздухом (бак окислителя) из наземной системы высо- кого давления, которая располагалась в пусковой установке. Маршевая двигательная установка второй ступени состояла из неподвижно установленного основного однокамерного и четырехка- мерного рулевого двигателей. Основной двигатель ступени, предназначался для создания тяги в полете. Рулевой четырехкамерный ЖРД служил для обеспечения уп- равления полетом второй ступени. Оба двигателя имели турбонасосную систему подачи компонен- тов топлива и были выполнены по открытой схеме. Тяга основного и рулевого двигателей ступени составляла соответственно 134 кН и 15 кН в пустоте. При давлениях в камерах сгорания 12 МПа и 4,7 МПа удельные импульсы достигали величины 3200 м/с и 2980 м/с в пустоте. Каждая камера сгорания рулевого двигателя закреплялась на выходном валу соответствующего рулевого привода. Камеры сгорания рулевого двигателя отклонялись в одной плоскости от нейтрального положения на угол ± 45° для управления полетом второй ступени. В полете рулевой двигатель не регулировался. Запуск маршевого и рулевого двигателей (раскрутка роторов ТНА и прорыв мембран пусковых клапанов) производился пиростарте- рами. Рулевой двигатель начинал работать до разделения ступеней. В целях уменьшения нагрева агрегатов неподвижно установленного основного двигателя камеры сгорания рулевого двигателя устанав- ливались под небольшим углом (в нейтральном положении) к про- дольной оси ракеты. Камера сгорания основного двигателя с помощью силовой кони- ческой рамы жестко крепилась к сферическому днищу бака горючего. Продольные оси камеры сгорания и ступени совпадали. Особенностью компоновки маршевой двигательной установки второй ступени являлись размещение на основном двигателе как
собственных агрегатов, так и агрегатов, обеспечивавших функцио- нирование' рулевого двигателя. Бортовой наддув второй ступени осуществлялся газогенератор- ным газом, который вырабатывался в специальных газогенераторах наддува рулевого двигателя. Наддув баков окислителя и горючего второй ступени осуществлялся’ аналогично наддуву баков первой ступени из наземной системы высокого давления. Разделение ступеней ракеты осуществлялось с помощью порохо- вых ракетных двигателей, установленных на первой ступени, отде- ление головной части - пороховыми ракетными двигателями, разме- щенными на второй ступени. На ракете УР-100 использовалась автономная инерциальная система управления, обеспечивавшая движение ракеты по заранее рассчитанной программной траектории. В систему управления поми- мо бортовой аппаратуры входили устройства, размещенные на пуско- вой установке. Бортовая аппаратура обеспечивала угловую стабили- зацию ракеты на активном участке траектории, управление движени- ем центра масс для выдерживания заданной траектории, требуемое значение вектора кажущейся скорости на активном участке траекто рии, заданную последовательность работы всех систем ракеты, вы- полнения требуемых разворотов по тангажу и вращению, управления работой маршевых двигательных установок ступеней, а также про- цесс разделения ступеней и отделение головной части. Для выпол- нения этих функций в бортовой аппаратуре имелись: система угло- вой стабилизации; системы стабилизации (нормальной и боковой) движения центра масс; системы регулирования кажущейся скорости и опорожнения баков; программный токораспределитель, обеспечивав- ший выдачу ' определенной последовательности команд; генератор программированных импульсов; автомат управления дальностью, ме- ханизм азимутального разворота; источники питания (ампульная ба- тарея); бортовая кабельная сеть. Основным элементом автомата уг- ловой стабилизации была трехосная- гироскопическая платформа. Система управления обеспечивала автоматизированную подготовку пуска и пуск ракеты, дистанционный непрерывный и периодический контроль состояния ракеты с пункта управления боевым ракетным комплексом. При пуске ракеты из состояния полной боевой готовности по команде от аппаратуры подготовки пуска начинался наземный предстартовый наддув баков окислителя, а затем - баков горюче- го и задействование системы рулевого привода поворотных камер сгорания маршевых двигателей первой ступени. 149
Запуск двигательной установки первой ступени начинался пос- ле срабатывания йироклапанов пуска. При этом мембраны клапанов прорывались, и компоненты топлива под давлением наддува и гид- ростатического столба заполняли полости насосов турбонасосного агрегата, магистрали за насосами и полости газогенераторов. Ра- бочий процесс в газогенераторе начинался с момента поступления в него обоих компонентов топлива. Полученный в газогенераторе газ с большим избытком окислителя подавался на турбину турбонасосно- го агрегата, а затем - в камеру сгорания. В камере сгорания газогенераторный газ смешивался с горю- чим, которое, пройдя тракты охлаждения камеры сгорания, подава- лось в . нее через форсуночную головку и начинался процесс горе- ния. Таким образом, в камерах-сгорания двигателей первой ступени была реализована эффективная схема смешения компонентов топлива "газ - жидкость". При превышении тягой двигателей стартового веса ракеты на- чиналось ее вертикальное движение по направляющим внутри транс- портно-пускового контейнера. Управление работой двигательных установок в полете осущест- влялось системой регулирования кажущейся скорости, которая изме- няла скорость полета ракеты в соответствии с ее программным зна- чением за счет изменения тяги двигателей. Как уже отмечалось, наддув баков горючего и окислителя в полете производился специ- альными агрегатами - газогенератором и .смесителем, расположенны- ми на одном из автономных двигателей. Разделение ступеней ракеты осуществлялось по команде от системы управления в заданный момент времени. По этой команде вначале запускался рулевой двигатель второй ступени, а затем выключался маршевый' двигатель первой ступени. Первоначальная рабкрутка турбонасосного агрегата и прорыв мембран клапанов го- рючего и окислителзз рулевого двигателя обеспечивались специаль- ными пиростартерами.. После выхода двигателя на номинальный режим работы система управления выдавала команду на разделение ступе- ней- и включение основного двигателя второй ступеней. По этой ко- манде подрывались разрывные болты, соединяющие ступени, и вклю- чались тормозные двигатели первой'ступени. Одновременно с по- мощью пиростартера начиналась раскрутка турбонасосного агрегата основного двигателя второй ступени и прорывались мембранные кла- паны пуска. В камере сгорания и газогенераторе начинался рабочий процесс. Регулирование работы двигательной установки второй сту- пени производилось аналогично работе систем на первой ступени. 150
При достижении второй ступенью ракеты скорости, близкой к расчетной, автомат управления дальностью выключал (предваритель- ная команда)- основной двигатель маршевой двигательной установки ступени. При достижении ракетой заданной скорости выключался (главная команда) рулевой двигатель, после чего подрывались раз- рывные болты, связывающие головную часть со второй ступенью ра- кеты, и включались пороховые ракетные двигатели, обеспечивавшие торможение и увод отработавшей ступени. Головная часть ракеты продолжала полет по программной траектории. Стартовый комплекс для ракеты УР-1ОО состоял из 10 рассре- доточенных боевых стартовых позиций, на каждой из которых разме- щалась одна шахтная пусковая установка.(рис. 3.5). Вблизи одной из боевых стартовых позиций размещался командный пункт боевого ракетного комплекса, связанный кабельными линиями системы боево- го управления и связи со всеми стартовыми позициями. Контейнер с размещенной внутри него ракетой подвешивался в шахтном стволе на силовых кронштейнах и фиксировался в нижней части радиальными опорами. В кольцевом оголовке пусковой уста- новки размещались наземное проверочно-пусковое оборудование, система обеспечения ПУ и ракеты сжатыми тазами,, система автоном- ного энергоснабжения, а также оборудование технических систем. Ствол ШПУ. перекрывался плоским защитным устройством сдвижного типа с пневмоприводом. МБР УР - 100 была для своего времени одной из наиболее со- вершенных жидкостных межконтинентальных ракет. Боевые возможнос- ти и совершенство технического облика ракеты УР — 100 определя- лись: 1. Возможностью значительного увеличения числа МБР в груп- пировке Ракетных войск в связи с разработкой ракеты, сочетавшей перспективную ( для дальнейшего развития) конструктивно-компоно- вочную схему, современные технологии производства и шахтную пус- ковую установку упрощенной' ( по сравнению с существовавшими ШПУ) конструкции. Отметим, что в отдельные годы общее число МБР УР - 100 и ее модификаций достигало в группировке РВСН 1000, тогда как число МБР типов Р-16 (Р-16У) и Р-36 не превышало 200-300 единиц. 2. Способностью ракеты длительное время находиться в состо- янии полной боевой готовности и малым временем подготовки к пус- ку, что достигалось конструктивными и технологическими мероприя- 151
гр--. Д Ji S' 2 4 Q 0 a Q Ё» г= fi- £=3 c c г 3 ХП e; Jr * £< sf.- <5 Q a : % 4 Рис. 3.5. Шахтная ПУ “ОС” межконтинентальной баллистической ракеты УР-100 ? * к Л р к с с 7 5 з 1V* L д c & ) 5 О J 1 - вход в пусковую установку; 2 - тамбур; 3 - защитное устройство; 4 - оголовок ШПУ; 5 - ствол ШПУ; 6 - ракета УР-100; 1 - транспортно-пусковой контейнер; 8 - газоотражательное устройство. 152
тиями по ампулизации ракеты, высокой степенью автоматизации предпусковых операций, постоянным контролем за параметрами пус- ковой установки и ракеты. 3. Повышением живучести ракетных комплексов с оакетой УР-IQO в связи с разработкой структуры комплексов только на ос- нове шахтных пусковых установок типа "ОС", а также размещением ракеты в контейнере на специальной системе амортизации, снижаю- щей уровень сейсмических нагрузок. 4. Максимальным упрощением эксплуатации ракеты. Впервые- в практике ракетостроения для МБР использовалась универсальная конструкция транспортно-пускового контейнера, который обеспечи- вал эксплуатацию ракеты на всех этапах вплоть до пуска. 5. Созданием универсальной ракеты с возможностью использо- вания различных типов боевого оснащения - "легких" и "тяжелых" головных частей. МБР УР—100 имела наименьшую стартовую массу и минимальные габариты из всех существовавших на то время МБР на жидком топливе. Показатель энергомассового совершенства ракеты достигал величины 0,02. 6. Использованием на ракете эффективных и конструктивно со- вершенных двигательных установок с дожиганием генераторного газа в камере сгорания двигателей. Отметим, что подобные двигатели впервые применялись на МБР, разработанных и принятых на вооруже- ние в СССР. 7. Значительным упрощением конструкции’ракеты, по сравнению с существовавшими МБР, путем исключения из конструктивно-компо- новочной схемы^грегатов и систем, обеспечивающих подготовку к пуску и пуск ракеты, .размещением их в оголовке пусковой уста- новки и на транспортно-пусковом контейнере, использованием в конструкции первой и второй ступеней УР-100 аналогичных конс- труктивно-технологических и схемных решений, а также простотой и, соответственно, высокой надежностью систем разделения ступе- ней и отделения головной части, запуска и выключения маршевых двигательных установок, систем наддува баков (предстартового и в полете), топливных и других систем. Таким образом, в процессе разработки в конструкцию МБР УР-100 были заложены значительные потенциальные возможности, оп- ределившие в перспективе направления модификации и модернизации и обеспечившие улучшение тактике-технических характеристик и по- вышение в целом боевой эффективности как ракеты, так и боевого ракетного комплекса.
Модифицированный вариант МБР УР-1ОО получил обозначение УР-1ООМ и по основным массовым и геометрическим характеристикам, а также схемно-конструктивным решениям в основном не отличался от базового образца. Модификация обеспечивала изменения только отдельных тактико-технических характеристик, существенно влияю- щих на боевую эффективность ракетного комплекса и самой ракеты, но принципиально не затрагивала структуру ракетного комплекса,- конструкцию шахтной пусковой установки, транспортно-пускового контейнера и ракеты. Это позволило, прежде всего, максимально уменьшить стоимость мероприятий, повышающих боевые возможности системы стратегического вооружения на базе ракеты УР-1ООМ. Раз- работка . МБР УР-1ООМ была закончена в начале 70-х годов, ракета была принята на вооружение и отличалась от базового варианта: наличием уменьшенной по массе моноблочной головной части с улучшенными летно-техническими характеристиками и способной- бо- лее эффективно преодолевать противоракетную оборону противника; использованием автономной инерциальной системы управления с расширенными возможностями по переприцеливанию ракеты, что улуч- шало оперативную управляемость ракетным комплексом, а также уменьшенным временем проведения предстартовых операций при под- готовке и проведении пуска ракеты; улучшенными характеристиками проверочно-пускового оборудо- вания, автономной системы энергоснабжения и технических систем, расположенных в оголовке пусковой установки и обеспечивающих длительное хранение ракеты в заправленном состоянии, увеличенным, сроком автономности и повышенной надежностью работы систем- во всех режимах эксплуатации и боевого применения. Отметим, что модификационный вариант УР-100М не полностью использовал значительные Потенциальные возможности, заложенные конструкторским- коллективом В.И.Челомея, для улучшения свойств .ракеты, определяющих ее боевую эффективность. Со второй половины 60-х годов были начаты проектные разработки, связанные с модер- низацией принятых на вооружение ракет и стартовых ^комплексов, которые завершились проведением в 1969-1971 гг. летных испытаний и принятием в 1972 г. на вооружение межконтинентальной баллисти- ческой ракеты РС-10. МБР РС-10 представляла собой двухступенчатую ракету с дви- гателями на жидком высо.кокипящем топливе. В качестве горючего использовался несимметричный диметилгидразин (НДМГ), окислителем служил азотный тетраксид (АТ)'. На ракете использовались два типа 154
головных частей - моноблочная головная часть и разделяющаяся го- ловная часть (РГЧ) типа "MRV", имевшая в составе боевого оснаще- ния три боевых блока. Ракета снабжалась средствами преодоления противоракетной обороны противника. Основные характеристики ракеты' Максимальная дальность полета........... 10 600... 12 000 км Стартовая масса......................... 50,1 т Забрасываемый вес....................... 1,2 т Длина ракеты............................ 19, 0 м Диаметр ракеты........................... 2,0 м Мощность ядерного боезаряда: - моноблочная ГЧ....................... 1,3 Мт - боевой блок РГЧ.....:......:...... О, 35 Мт Точность стрельбы (предельное отклонение)................. 5,0 км Ступени ракеты имели одинаковый диаметр. Схема МБР РС-10 представлена на рис. 3.6. Характерными особенностями процесса разработки модернизиро- ванной ракеты РС-10 являлись: 1. Проектирование ракеты под габариты существовавших шахт- ной пусковой установки и транспортно-пускового контейнера МБР УР-100, причем в конструкцию ШПУ и ТПК не вносилось принципиаль- ных конструктивных и технологических изменений, которые могли бы существенно усложнить конструкцию или технологию их производс- тва. 2. МБР РС-10 по -своей конструктивно-компоновочной схеме, схемно-конструктивным решениям применяемых систем, агрегатов и узлов, в том числе и маршевых двигательных установок'ступеней, а также их основным характеристикам полностью аналогична ракете УР-100. Повышение стартовой массы МБР РС-10 (относительно УР-100 более чем на 9т) и массы полезной нагрузки (почти на 60%) было обусловлено изменением длины первой ступени ракеты, и соответс- твенно увеличением запасов компонентов ракетного топлива. Кроме этого, на ракете РС-10 в топливных отсеках первой и второй ступеней, были установлены силовые промежуточные днища ва- фельной конструкции, что обеспечивало возможность безопасного (не вызывающего разрушения конструкции) увеличения перепада дав- 155
Рис. 3.6. Межконтинентальная баллистическая ракета РС-10 1 - головная часть; 2 - приборный отсек; 3 - бак окислителя II ступени; 4 - промежуточное днище топливного отсека II ступени; 5 - бак горючего II ступени; 6 - маршевая двигательная установка II ступени; 7 - бак окислителя I ступени; 8 - промежуточное днище топливного отсека I ступени; 9 - бак горючего I ступени; 10 - хвостовой отсек I ступени; 11 - маршевая двигательная установка I ступени. 156
ления между баками окислителя и горючего. В связи с увеличением длины топливного отсека первой ступени в баке окислителя были установлены продольные демпфирующие перегородки, обеспечивавшие улучшение устойчивости полета ракеты. Для стыковки второй ступени ракеты с моноблочной и разделя- ющейся головными частями использовались специально разработанные для каждого типа ГЧ передние отсеки. Передние отсеки являлись силовыми элементами корпуса сокеты и имели клепаную конструкцию. Во внутренних объемах отсеков; располагались средства преодоления противоракетной обороны противника - ложные цели. Выброс ложных целей производился ио команде от системы управления ракетой в конце активного участка траектории полета перед отделением го- ловной части. Боевые возможности МБР- РС-10 были значительно расширены ис- пользованием различной комплектации боевого оснащения ракеты, включавшей моноблочные головные части ("легкий" и "тяжелый" мо- ноблоки) . и разделяющуюся ГЧ типа "MRV”. Конструкция головных частей предусматривала размещение в герметичном объеме боевого заряда, специальной автоматики и источников питания, а также датчиков, обеспечивавших высотный и наземный подрыв зарядов.' Корпус годовной части защищал боевой заряд и элементы авто- матики от тепловых и аэродинамических нагрузок в полете. Кроме того, корпус ГЧ (боевого блока) обладал радиопоглощающими свойс- твами, уменьшавшими ' радиолокационную видимость головной части и облегчавшими прорыв противоракетной обороны.противника. Головная часть представляла собой тело вращения, образованное двумя кони- ческими поверхностями с передним сферическим притуплением. Такая форма ГЧ обеспечивала статическую устойчивость во всем диапазоне возможных скоростей к углов входа при полете в атмосфере. Разделяющаяся головная часть (РГЧ) комплектовалась тремя боевыми блоками и средствами преодоления ПРО противника. Боевые блоки размещались на специальной проставке (платформе) и закры- вались аэродинамическим обтекателем, а средства преодолеют - ложные цели - со внутреннем объеме переднего отсека ракеты. Аэ- родинамический обтекатель защищал боевые блоки от нагрева и аэ- родинамических нагрузок на активном участке полета ракеты и сос- тоял из двух полуоболочек ихгворок), состыкованных с помощью пи- роболтов и Taprn-ipHo соединенные с проставкой. Сброс створок об- текателя обеспечивался опеппа.яьными паужинными толкателями после ч V прохождения ракетки южтных г/юев атмосферы. Разброс боевых бло- 157
ков осуществлялся механизмом разброса - пиротолкателем. После отделения боевых блоков корпус второй ступени ракеты с помощью пороховых ракетных двигателей разворачивался и уводился в сторо- ну от программной траектории полета. На МБР РС-10 использовалась автономная инерциальная система управления,по структуре и приборному составу почти не отличавша- яся от системы управления МБР УР-100. Она обеспечивала устойчи- вое движение ракеты на активном участке полета по заданной тра- ектории, разделение ступеней, включение и выключение двигателей, отделение головной части в момент выброса ложных целей, разворот и увод с траектории полета корпуса второй ступени. Вместе с тем. система управления ракеты РС-10 обладала ка- чественно новыми свойствами,влияющими на боевую эффективность как ракеты, так и ракетного комплекса в целом. В отличие от сис- темы управления УР-100 она позволяла: существенно сократить время технической готовности ракеты к пуску за счет форсированного разгона гироблоков гиростабилизато- ра; дистанционно выбрать с командного пункта полетное задание для стрельбы по заранее намеченной цели и ввести данные в борто- вую аппаратуру СУ. Кроме того, применение новой конструкции гиростабилизиро- ванной платформы (гироблоков) позволило отказаться от системы термостатирования, что упрощало эксплуатацию ракеты, а использо- вание усовершенствованных чувствительных элементов системы НС и БС улучшало точность стрельбы. Шахтные ПУ с ракетами РС-10 имели увеличенный срок автоном- ности системы наземного электроснабжения, причем аккумуляторные батареи повышенной емкости позволяли в режиме автономии осущест- вить смену полетного задания и провести пуски ракет. Таким образом, в результате мероприятий по модификации и модернизации ракетного комплекса с ракетой УР-100, по существу, была создана единая инфраструктура комплекса, обеспечивавшая эксплуатацию и боевое применение ракет УР-1ООМ и РС-10. Исполь- зование аналогичных по конструкции шахтной ПУ и транспортно-пус- кового контейнера, общих конструкторских и технологических реше- ний по ракете,без сомнения, определили снижение стоимости массо- вого производства и развертывания МБР УР-1ООМ и РС-10 при однов- ременном -повышении (в основном за счет расширения возможностей системы управления и разнообразной комплектации боевого оснаще- боевой э ив»: ективности группировки- этих ракет. ния) 158
Одна из последних модернизаций МБР РС-10 предусматривала проведение комплекса мероприятий, направленных на повышение жи- вучести ракетной системы в условиях объективно существующей тен- денции улучшения точностных характеристик -стрельбы межконтинен- тальных ракет вероятного противника. Модернизация не изменяла структуры боевых ракетных комплексов, но обеспечивала увеличение степени защищенности шахтной ПУ "ОС" с размещенной в ней раке- той. Летные испытания модернизированного РК с МБР РС-10 проводи- лись в 1971-1973 гг., а в декабре 1974 г. он был принят на воо- ружение. Главным содержанием работ по модернизации комплекса были создание но^ой конструкции шахтной ПУ и совершенствование систе- мы, амортизации (подвески) пускового контейнера с ракетой, обес- печивавшие сохранность ракеты в условиях повышенных динамических нагрузок. Стартовый комплекс, шахтная пусковая установка и транспорт- но-пусковой контейнер были разработаны коллективом специального филиала ОКБ-52 под руководством заместителя Генерального конс- труктора В, М. Барышева. Шахтная пусковая установка состояла из монолитного железо- бетонного ствола с жестко присоединенным к нему стальным аппара- турным отсеком. Ствол шахты перекрывался мощным защитным уст- ройством распашного типа с газогидравлическим приводом открытия. Транспортно-пусковой контейнер с размещенной в ней ракетой РС-10 вывешивался (в отличие от ТПК с ракетой УР-1ОО) на двух кронштейнах в районе верхнего торца и амортизировался при помощи горизонтальных амортизаторов, установленных на нижнем торце кон- тейнера. Таким образом, получила конструктивную реализацию ори- гинальная маятниковая система амортизации с двухточечной схемой подвески контейнера (внешняя система амортизации "ШПУ-ТПК") в отличие от жестко фиксиройанной подвески контейнера с ракетой УР-1ОО. Внутренняя система амортизации "ТПК-ракета" состояла из нескольких поясов, которые обеспечивали уменьшение сейсмических и ударных нагрузок на ракету при ядерном взрыве, отслеживали го- ризонтальные и вертикальные смещения ракеты и возвращали ее в исходное положение. Кроме традиционно использовавшихся пружинных амортизаторов (ШПУ МБР УР-1ОО, УР-1ООМ, РС-10) впервые в оте- чественной практике' для шахтной пусковой установки повышенной защищенности были разработаны и дополнительно установлены в сис- 159
теме внутренней амортизации "ТИК-ракета" пневмогидравлические амортизаторы. Создание усовершенствованного РК с МБР РС-10 повышенной за- щищенности позволило поднять уровень защищенности ракеты (по давлению во фронте воздушной ударной волны) более чем на порядок и, соответственно,, повысить живучесть ракет, размещенных в ШПУ. Отметим также, что на транспортно-пусковом контейнере уста- навливалась газозащитная проставка, которая перемещаясь вверх по роликам под действием пневмогидротолкателей обеспечивала стыков- ку ТПК с газоотводящей решеткой шахтной ПУ, чем улучшались газо- динамические условия пуска ракеты. Перед пуском система внешней амортизации выключалась, и контейнер стопорился. Отличительной особенностью последовательного процесса соз- дания комплексов с МБР'УР-1ОО, УР-1ООМ, РС-10 и РС-10 повышенной защищенности являлась взаимная- преемственность не только отдель- ных схемно-конструктивных решений, но и широкое использование ранее разработанных конструкций в целом - ракет, ТПК и ШПУ. На этапах проектирования боевого ракетного комплекса закладывалась возможность дальнейшего наращивания его боевых свойств. Показа- тельно, что не стала исключением и разработка ШПУ повышенной за- щищенности МБР РС-10, через несколько лет в этих шахтных ПУ на- чали размещать межконтинентальную ракету нового поколения РС-18 со стартовой массой, вдвое превышающей стартовую массу РС-10. Межконтинентальные баллистические ракеты УР-1ОО, РС-10 и их модифицированные варианты находились на боевом дежурстве более 25 лет. .На момент .заключения Договора СНВ-1 (1991 г.) в составе группировки Ракетных войск, ракетная система МБР РС-10 была мак- симальной по количественному составу и состояла из 326 ШПУ с ра- кетами, что составляло более 23% всех межконтинентальных ракет наземного базирования СССР. МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА РС-12 Одновременно с разработкой ракет больших дальностей с ЖРД в СССР были начаты работы по созданию ракет с двигателями на твердом топливе. Ракета. РС-12 была первой отечественной МБР на твердом топливе, принятой на вооружение. Еще в 1959 г. в конс- трукторском бюро, возглавляемом С. Ст Королевым, началась разра- ботка ракеты средней дальности с РД'ГТ. Ракета, получившая обоз- начение РТ-1, не отличалось высоким уровнем технических характе- 160
ристик. Ее создание носило прежде всегс экспериментальный харак- тер и было направлено на решение многих сложных и новых для оте- чественной науки и промышленности проблем. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета................. 2000 км Стартовая масса............................... 35, 5 т Масса головной части.......................... 0,8 т Длина ракеты.................................. 18, 3 м Максимальный диаметр корпуса ракеты.........., 2,0 м РТ-1 представляла собой трехступенчатую управляемую баллис- тическую ракету с последовательным соединением ступеней и отде- ляемой головной частью. Каждая ступень ракеты состояла из четы- рех односопловых РДТТ, связанных в единый блок и работавших на баллиститном твердом топливе. Сопловые блоки РДТТ устанавлива- лись неподвижно. Заряды твердого топлива представляли собой ци- линдрические одноканальныс пороховые шашки с бронировкой по внутренним и внешним поверхностям. Управление полетом ракеты обеспечивалось поворотными автономными рулевыми РДТТ на первой и третьей ступенях и аэродинамическими рулями, расположенными на второй ступени. Корпуса РДТТ - несущей конструкции, имели стек- лотекстолитовые обечайки и стальные днища. При давлениях в каме- рах сгорания не более 4,5, МПа значения пустотных удельных им- пульсов двигателей не превышали 2400 м/с. Проектные материалы и результаты летной отработки ракеты РТ-1 показали, что при использовании подобных конструктивных схем и баллиститных твердых топлив для маршевых двигательных’ус- тановок создать твердотопливную межконтинентальную ракету не представляется возможным. Ракета на вооружение не принималась. Основные трудности заключались в том, что необходимо было разработать рецептуры смесевых твердых топлив с достаточно высо- кими энергетическими возможностями, технологии изготовления за- рядов таких размеров, которые до того в стране не производились, отработать эффективные и надежные органы управления полетом ра- кеты, создать систему управления, значительно отличавшуюся от той, что была освоена для. ракет о ЖРД. В 1961 г. по результатам проведенных разработок принима- ется решение о создании нового ракетного комплекса с МБР PC-12 на твердом топливе. Помимо КБ С.П. Королева, являвшегося голов- ным,. в создании комплекса участвовали организации, возглавляемые 161
Н.А.Пилюгиным (система управления), В.В.Чернецким (стартовый комплекс), Б. П.Жуковым и Я.Ф.Савченко (топливо), М.Ю.Цирульнико- вым и П.А.Тюриным, (двигатели). Многочисленные проблемы, связан- ные с приоритетной для нашей страны разработкой межконтиненталь- ной твердотопливной ракеты, были успешно решены. Первоначально для ракеты РС-12 разрабатывались проекты двух типов шахтных стартовых комплексов - группового и одиночного, а также железнодорожного стартового комплекса. В процессе разра- ботки был выбран вариант размещения МБР РС-12 в шахтных ПУ типа "ОС". РК состоял из 10 рассредоточенных пусковых установок и от- дельно расположенного -командного пункта. Летные испытания комп- лекса проводились в 1966 - 1968 гг. После успешного завершения ЛКИ боевой ракетный комплекс с МБР РС-12 в декабре 1968 года был принят на вооружение. К 1972 г. были проведены отработка и испы- тания усовершенствованной ракеты РС-12, которая имела более’ вы- сокую боевую эффективность и улучшенные эксплуатационные харак- теристики. Ракетный комплекс с ракетой РС-12 отличался простотой эксплуатации, сравнительно небольшим количеством агрегатов на- земного технологического оборудования, отсутствием средств зап- равки компонентов ракетного топлива. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета.................. 9500 км Стартовая масса.............................. 51,0 т Забрасываемый вес............................. О, 6 т Длина ракеты.................................. 21,1 м Максимальный диаметр корпуса ракеты........... 1,84 м Мощность ядерного боезаряда.................... 0,75 Мт Точность стрельбы (предельное отклонение)...............'........ 4,0 км Общий вид ракеты приведен на рис. 3.7. МБР РС-12 - межконтинен- тальная твердотопливная трехступенчатая ракета с последователь- ным расположением ступеней, двигателями на смесевом твердом топ- ливе, автономной инерциальной системой управления' и моноблочной головной частью. Ракета оснащалась средствами преодоления проти- воракетной обороны противника. Каждая ступень ракеты состояла из моноблочного РДТТ и хвос- тового отсека. Кроме того, первая и вторая ступени имели соеди- нительную ферму, предназначавшуюся для стыковки ступеней ракеты 162
Рис. 3.7. Межконтинентальная баллистическая ракета РС-12 1 - головная часть; 2 - соединительный отсек; 3 - приборный отсек; 4 , 9, 15 - кабельный желоб; 5 - маршевый РДТТ III ступени; 6 - III ступень; 7 - хвостовой отсек III ступени; 8 , 13 - соединительные фермы; 10 - маршевый РДТТ II ступени; 11-11 ступень; 12 - хвостовой отсек II ступени; 14 - опорно-ведущий пояс; 16 - маршевый РДТТ I ступени; 17-1 ступень; 18 - хвостовой отсек I ступени; 19 - аэродинамические стабилизаторы; 20 - поддон с опорно-ведущим поясом. 163
и обеспечивавшую свободный выход продуктов сгорания двигателей верхней ступени б окружающее пространство при "огневом” разделе-- нии ступеней. Мржду третьей ступенью ракеты и головной частью располагались приборный отсек и переходник, предназначенный для крепления головной части. Маршевые двигательные установки РДТТ с зарядами из смесево- го твердого топлива первой и второй ступеней имели одинаковую конструктивную схему и состояли из стальных цилиндрических кор- пусов (сваренных из отдельных секций) с эллиптическими задними и передними днищами. На задних днищах каждого РДТТ располагались по четыре разрезных управляющих сопла. На передних днищах разме- щались воспламенители зарядов твердого топлива, срабатывание ко- торых происходило от пиропатронов по командам от системы управ- ления. Корпуса двигательных установок вместе с передними и задними днищами образовывали камеры сгорания, на внутреннюю поверхность которых наносилось теплозащитное покрытие, предохраняющее конс- трукцию РДТТ от теплового воздействия образующихся при горении заряда, газов. В качестве исполнительных органов управления полетом ракеты использовались разрезные управляющие сопла РДТТ. Сопло состояло из неподвижной и’ подвижной (сверхзвуковой) частей и соединитель- ных деталей. В конструкции сопла широко применялись термостойкие материалы на основе графита, металлокерамики, а также молибдено- вые и титановые сплавы. Отклонение подвижной части сопла в про- цессе работы ДУ осуществлялось специальным рулевым приводом, что позволяло получать достаточные управляющие моменты при незначи- тельных углах отклонения. Заряды РДТТ первой и второй'ступеней изготовлялись из сме- сового твердого топлива на основе бутилкаучука и перхлората ам- мония с добавлением порошкообразного алюминия непосредственным формованием топливной массы под давлением в корпус двигателя с последующей полимеризацией. Заряд прочно скреплялся с корпусом РДТТ. Конструкция заряда представляла собой одноканальный щеле- вой. моноблок с равнорасположенными по окружности канала щелями, геометрия которого обеспечивала получение постоянного значения тяги и необходимую прочность. Хвостовые отсеки являлись силовыми элементами первой и вто- рой ступени, имели форму усеченного конуса и клепаную конструк- 164
циют подкрепленную торцевыми стыковочными шпангоутами и стринге- рами. Хвостовые отсеки предназначались для размещения разрезных управляющих сопел, рулевого привода и части приборов СУ, а также защищали эти агрегаты от теплового воздействия работающих двига- телей и скоростного напора при полете ракеты. Коническая форма отсеков обеспечивала требуемый уровень статической неустойчивос- ти при полете ракеты. Дополнительно этой же цели служили четыре раскрывающихся решетчатых стабилизатора, расположенных на хвос- товом отсеке первой ступени. Кроме того, на внешней поверхности первой ступени устанав- ливались два опорно-обтюрирующих устройства (поддон и бандаж) с упругими опорными элементами, которые, воспринимали поперечные нагрузки при сейсмическом воздействии, при движении ракеты по пусковому стакану ШПУ и предотвращали прорыв газа в пространство между корпусом ракеты и стенками пускового стакана при ее стар- те. После выхода ракеты из ШПУ поддон и бандаж сбрасывались. Третья ступень ракеты PC—12 по компоновочной схеме была аналогична первым двум, но имела следующие конструктивные отли- чия: обечайка корпуса маршевого РДТТ выполнялась комбинированной и изготавливалась из стального листа, снаружи на металл корпуса наносился методом намотки стеклопластик. Для защиты корпуса от аэродинамического нагрева на его наружной поверхности имелось теплозащитное покрытие; на переднем днище маршевого РДТТ располагались узлы отсечки тяги (ступенчатого регулирования тяги), которые заканчивались специальными раструбами для сброса продуктов сгорания двигателя в окружающее пространство. Ступенчатое регулирование тяги осу- ществлялось путем последовательного срабатывания узлов отсечек, располагавшихся в плоскостях П-IV и 1-Ш. Вскрытие узлов от- сечки производилось подрывом детонирующих удлиненных зарядов по предварительной и главной команде от СУ.ракеты. При этом на но- вом режиме работы двигателя возникала отрицательная результирую- щая тяга, которая обеспечивала торможение корпуса третьей ступе- ни; заряд смесевого твердого топлива представлял собой щелевой моноблок с передним и задним расположением щелей. Переднераспо- ложенные щели находились в плоскостях стабилизации и обеспечива- ли возможность срабатывания узла отсечки тяги после нескольких секунд работы маршевого двигателя; 165
хвостовой отсек ступени служил для защиты размещенных в нем соплового блока и рулевого привода. Он являлся силовым элементом конструкции ступени, и воспринимал нагрузки от осевых сжимающих сил, изгибающих моментов и аэродинамического давления. Крепление хвостового отсека к корпусу двигателя осуществлялось разрывными ихтэми. Для уменьшения массы конструкции третьей ступени хвос- . х/ой отсек сбрасывался после разделения второй и третьей ступе- - С!, нтс гмиожи^альным образом сказывалось на увеличении даль- ] . пл кодита рокоты. Приборный отсек цилиндрической Формы предназначался для Осьллещсния оснсЬ'Ний части приборов системы управления ракетой, ц/ок представлял собой клепанную конструкцию, силовая часть ко- т-н;лй состояла из шпангоутов и стрингеров. Обшивка отсека изго- тавливалась из листового дюралюминия, на внешнюю поверхность ко- серого наносилось теплозащитное покрытие. Переходник служил для соединения головной части с приборным отсеком. Он имел форму усеченного конуса и представлял собой клепаную конструкцию, имевшую силовой набор (шпангоуты и стрин- геры) и обшивку. На торцевой поверхности переднего шпангоута ус- т.нцвливались пружинные толкатели, обеспечивавшие надежное отде- ление головной части, и разрывные болты связи головной части с сероходником. . . На боевую стартовую позицию ракета доставлялась в контеине- и: транспортно-заг'эузочных машин - отдельно первая ступень и .. т'ыкованные между собой вторая'и третья ступени. Ступени поо- -ладно опускались в пусковой стакан, установленным на амортиза- ционной подвеске в шахтной ПУ, затем пристыковывалась головная пяегь. Для обеспечения заданного температурно-влажностного режи- ма хранения ракеты и головной части пусковой стакан герметизиро- вался. При пуске МБР РС-12 получил техническую реализацию ориги- нальный динамо-реактивный принцип старта ракеты из "глухого1’ кускового стакана. Начальная движущая сила создавалась тягой двигателя ракеты и давлением на ее донную часть продуктов сгора- ния маршевого двигателя первой ступени ракеты. Е нижней- части пускового стакана размещалась емкость с водой, предназначавшаяся для охлаждения газовой струи ракетного двигателя при пуске раке- ты. Зтим соответственно снижалось высокотемпературное тепловое воздействие работавшего РДТТ на конструкцию пускового стакана и А.
Создание к концу 60-х годов ракеты РС-12 подтвердило воз- можность разработки МБР с РДТТ, имеющих удовлетворительные пока- затели эффективности. Однако сравнение характеристик этой ракеты с характеристиками жидкостной МБР РС-10, созданной примерно в те же годы, показывает (таблица 3.2), что жидкостные МБР по основ- ному показателю энергомассового совершенства - отношению массы полезной нагрузки (забрасываемого веса) к стартовой массе ракеты - значительно превосходили отечественные твердотопливные МБР. Таблица 3. 2 Сравнительные характеристики ракет СССР и США Характеристики ракеты РС-12 РС-10 "Минитмен-2 Число ступеней Стартовая масса,т Забрасываемый вес, т Относит.забрасываемый вес Мощность заряда, Мт Предельное отклонение, км 51 0,6 0, 012 0, 75 4, 0 2 50, 1 1,2 0, 024 1,3 5,0 3 33 0,8 1,5 1,2 В таблице приводятся характеристики и МБР США "Минитмен-2". Сравнение их с характеристиками ракеты РС-12 говорит о том, что уровень характеристик отечественной твердотопливной МБР сущест- венно уступал уровню характеристик МБР США "Минитмен-2" и был близок к характеристикам ракет "Минитмен-1" (шпн =0,015'... 0,019). К этому следует добавить, что из перечисленных в таблице ракет ракета РС-10 имела самую большую дальность полета боеголовки. Если бы ее дальность была равна дальности ракеты РС-12, относи- тельный забрасываемый вес составил бы величину более 0,03. Комплексы с модернизированной ракетой РС-12 входили в груп- пировку МБР РВСН до начала 90-х годов, т.е. в течение почти 20 лет со времени постановки их на боевое дежурство. Вместе с тем на, момент заключения Договора СНВ-1 (1991 г.) в составе группи- ровки Ракетных войск-'ракетная система МБР РС-12 была весьма нез- начительной по количественному составу и состояла из 40 ШПУ с ракетами, что составляло не более 3% всех межконтинентальных ра- кет наземного базирования СССР. 167
МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА РТ-20 Ракета PT-2Q не числится и никогда не числилась среди об- разцов, принятых на вооружение. Ее разработка была прекращена в конце 60-х годов на стадии летных испытаний. Такая судьба пос- тигла не только ракету РТ-20 - и в СССР и в США начиналась и за- тем прекращалась разработка и других МБР. Однако ракета РТ-20 заслуживает особого внимания потому, что в ее конструкции пред- полагалось реализовать целый ряд оригинальных технических реше- ний, а ее проект показывает, каким широким было поле поисков оп- тимальных путей улучшения характеристик МБР. Ракета РТ-20 разра- батывалась в КБ "Южное” под руководством М.К.Янгеля в 1964-1968 гг. Основная особенность конструктивно-компоновочной схемы раке- ты заключалась в том, что первая ступень- имела двигатель на твердом топливе, вторая ступень - двигатель на жидких высококи- пящих компонентах. В задании на комплекс с ракетой РТ-20 указы- валось, что он должен быть создан в трех вариантах - подвижном грунтовом (на базе тяжелого танка Т-10М), железнодорожном и шахтном. В соответствии с этим в эскизном проекте отмечалось, что "разработка конструкции проведена исходя из требований обес- печения ее транспортировки и нахождения в боевой готовности в заправленном состоянии, что обусловило выполнение конструкции топливного отсека и элементов системы питания ДУ второй ступени в ампульном варианте". Особое внимание уделялось обеспечению прочности ракеты при минимальном ее весе и повышению надежности/ Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета........... около 7000 км Стартовая масса..........................- • 30, 2 т Масса головной части..................... 0, 545. . . 1,41 т Длина ракеты.•............................... 17,8 м Диаметр ракеты.-............................. 1.6 м Мощность ядерного боезаряда................ I/O Мт Общий вид ракеты РТ-20 представлен на рис. 3.8. На ракете пре- дусматривалась возможность использования ГЧ двух типов: "тяже- лой" - с массой 1410 кг и "легкой" - с массой 545 кг. • Ракета с "легкой" ГЧ должна была иметь межконтинентальную дальность поле- та. Общий запас топлива на ракете составлял 25,4 т, т.е. пример- но 85% от стартовой массы ракеты. Относительная масса полезной нагрузки характеризовалась величиной 0,018. 168
1 9 10 11 12 Рис. 3.8. Межконтинентальная баллистическая ракета РТ - 20 (в транспортно-пусковом контейнере) 1 - транспортно-пусковой контейнер; 2 - сбрасываемый наконечник головной части; 3 - головная част$>; 4 - приборный отсек; 5 - демпфирующий конус; 6 - бак окислителя II ступени; 7 - демпфирующая перегородка; 8 - бак горючего II ступени; 9 - маршевый ЖРД II ступени; 10 - переходник с газозащитным экраном; 11 - пороховой двигатель конечн ступени тяги; 12 - маршевый РДТТ I ступени; 13 - поворотные сопла РДТТ I ступени; 14 - стартовый пороховой аккумулятор давления. 169
Двигательная установка первой ступени работала на смесевом твердом топливе и имела четыре поворотных сопла, чем обеспечива- лось управление полетом ракеты до отделения первой ступени. Мар- шевая ДУ состояла из основного моноблочного ракетного двигателя и твердотопливного двигателя конечной ступени. Режим конечной ступени с требуемым законом изменения тяги обеспечивался в конце работы основного двигателя переключением на твердотопливный дви- гатель конечной .ступени и уменьшением величины тяги до 1 т. Кор- пус двигателя изготавливался либо из стали, либо из стеклоплас- тика (окончательный выбор сделан не был). Вес конструкции первой ступени составлял около 2450 кг. На второй ступени применялся однокамерный ЖРД с тягой 14 т, работавший на высококипящих компонентах ракетного топлива: окис- литель - азотный тетраксид, горючее - несимметричный диметилгид- разин. Система подачи топлива - турбонасосная. В качестве рабо- чего тела турбины использовались продукты сгорания основного топлива с большим избытком горючего. Запуск двигателя произво- дился с помощью специального порохового газогенератора, приво- дившего в действие турбину. Наддув баков осуществлялся от двух газогенераторов, подававших в баки газ с избытком соответствую- щего компонента. Управление ракетой по тангажу и рысканию произ- водилось вдувом газа после турбины в закритическую часть сопла двигателя, по крену - с помощью специальных четырех сопел, рабо- тавших на отбросном турбогазе. Удельный импульс двигателя в пус- тоте был равен 3290 м/с. Система управления ракетой — автономная инерциальная, общая масса приборов СУ 250 кг. Характеристики по времени приведения гироприборов в рабочий режим были резко повышены по сравнению с образцами,существовавшими ранее. Точность работы СУ была улучше- на за счет применения новых высокоточных гироблоков и гироинтег- раторэв на воздушном подвесе и разработки рациональной конструк- ции ГСП на базе использования новых конструкционных материалов. Предусматривался дистанционный ввод полетного задания в систему управления. Ракета размещалась в транспортно-пусковом контейнере, кото- рый обеспечивал транспортировку, длительное хранение ракеты в состоянии боевой готовности и ее "минометный” (с помощью специ- ального порохового аккумулятора давления) старт. Приведенные сведения об особенностях МБР РТ-20 показывают, что ее создатели пытались реализовать в системах ракеты самые 170
перспективные для того времени решения. Если бы ракета была соз- дана, она была бы самой "легкой” МБР из существующих при вполне удовлетворительном (1,8%) значении отношения массы полезной на- грузки к стартовой массе. Вместе с тем разработка ракеты "комби- нированной" (ЖРД и РДТТ) схемы подтвердила, что ее характеристи- ки будут промежуточными между'характеристиками ракет жидкостных и твердотопливных. Так, например, для МБР РТ-20 удалось ограни- читься двумя ступенями (для твердотопливной ракеты это невозмож- но), но если бы обе ступени ракеты были жидкостными, массу по- лезной нагрузки при той же стартовой массе можно было бы увели- чить. Использование на первой ступени РДТТ в какой-то мере упро- щало эксплуатацию комплекса, но если бы РДТТ применялись на всех ступенях, эксплуатация РК была бы еще проще. В целом переход к "комбинированной" схеме ракеты каких-либо решающих преимуществ не давал, что и послужило основой для прекращения работ над МБР РТ-20. 3.2. СХЕМЫ, ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ МБР США ’’ТИТАН-2”, "МИНИТМЕН-Г’, "МИНИТМЕН-2" МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА ’’ТИТАН-2” I я МБР "Титан-2" продолжает ряд ракет типа "Титан". Головным разработчиком являлась фирма "Martin Marietta". Первые ракеты поступили на вооружение в конце 1962 г., а к началу 1964 г. на вооружении ВВС США было уже 54 ракеты "Титан-2". Дальнейшее на- ращивание их количества не проводилось. Они располагались на ба- зах Дэвис-Монтан (штат Аризона), Литл-Рок (штат Арканзас) и Мак-Коннел (штат Канзас) по 18 ракет на каждой. МБР "Титан-2" - двухступенчатая ракета тандемной схемы с жидкостными ракетными двигателями, оснащенная моноблочной голов- ной частью с ядерным боезарядом. Общий вид ракеты представлен на рис. 3.9. В качестве топлива на обеих ступенях ракеты использовались самовоспламеняющиеся высококипящие компоненты: окислитель - че- тырехокись азота, горючее - аэрозин-50 (смесь 50% безводного гидразина и 50% несимметричного диметилгидразина). Это, а также обеспечение ампулизации ракеты позволило решить проблему дли- тельного хранения ракеты в заправленном состоянии, что сразу резко повысило боеготовность комплекса. 171 I
1 13 Рис. 3.9. Межконтинентальная баллистическая ракета “Титаи-2” 1 - головная часть; 2 - приборный отсек; 3 - бак окислителя II ступени; 4 - бак горючего II ступени; 5 - РДТТ конечной ступени тяги; 6 - хвостовой отсек II ступени; 7 - поворотные сопла; 8 - маршевый двигатель II ступени; 9 - соединительный отсек; 10 - бак окислителя I ступени; 11 - бак горючего I ступени; 12 - хвостовой отсек I ступени; 13 - маршевая двигательная установка I ступени. 172
Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета................. 10 200 км Стартовая масса............................... 150 т Масса полезной нагрузки....................... 3, 0 т Длина ракеты.................................. 31,4 м Диаметр ракеты. .............................. 3, 05 м. Мощность ядерного боезаряда................... 10 Мт Точность стрельбы (предельное отклонение)....................... 2,5 км Масса заправляемого в ракету топлива была равна 139 т, что определяло величину относительного запаса топлива на уровне 0,92. Первая ступень МБР "Титан-2" состояла из хвостового отсека, топливного отсека, соединительного отсека и двигательной уста- новки. Длина первой ступени составляла 21,3 м. Хвостовой отсек представлял собой цилиндрическую оболочку, подкрепленную продольным силовым набором. Внутри отсека размеща- лась двигательная установка, на наружной поверхности хвостового отсека были смонтироншны два тормозных РДТТ. Соединительный отсек цилиндрической формы с помощью четырех разрывных болтов соединял первую и вторую ступени. В оболочке отсека имелся ряд прорезей, наличие которых объяснялось необхо- димостью обеспечения возможности истечения газов двигателя вто- рой ступени, поскольку он запускался до разделения ступеней. Обшивка и силовой набор переходного и хвостового отсеков, изготавливались из магниево-ториевого сплава. Топливный отсек -включал баки горючего и окислителя. Баки выполнялись по несущей схеме и сваривались из панелей высокоп- рочного алюминиевого сплава с езысокнм содержанием меди. Каждая панель состояла из обшивки, продольного и поперечного силового набора. Технология сборки заключалась в предварительной сварке продольными швами панелей в секции, которые, в свою очередь, по- перечными швами сваривались в сбечайк.и. К ним приваривались дни- ща, изготовленные штамповкой с поем?дующим химическим Фрезерова- нием. Межбаковое прсстранствл использовалось для размещения час- ти приборов системы управления. Двигательная установка перкой ступени включала два автоном- ных однокамерных маршевых ЖРД, которые закреплялись в кардановых подвесах. Каждый маршевый ЖРД был выполнен по схеме без дожига- ния генераторного газа. Охлаждение камеры сгорания — регенера- тивное. Система подачи компонентов топлива — насосная. Двигатели 173
были значительно усовершенствованы по сравнению с двигателями предыдущих ракет. Тяга каждого ЖРД у Земли составляла 980 кН. Давление в камере сгорания 7 МПа, давление на срезе сопла 0,1 МПа, удельный импульс в пустоте 2840 м/с, время работы двигателя 140 с. Управление вектором тяги на участке работы первой ступени осуществлялось за счет отклонения маршевых ЖРД. Разделение.ступеней ракеты "Титан-2" производилось по ком- бинированной схеме за счет торможения первой ступени двумя тор- мозными РДТТ, размещенными на хвостовом отсеке первой ступени, и запуска маршевого двигателя второй ступени. Вторая ступень МБР "Титан-2" состояла из хвостового, при- борного и топливного отсеков, а также двигательной установки. Длина второй ступени составляла 6,9 м. Двигательная установка включала маршевый ЖРД, установленный в кардановом подвесе, и два РДТТ конечной ступени тяги. Однока- мерный маршевый ЖРД по своему устройству аналогичен маршевым ЖРД первой ступени. Особенностями этого двигателя являются: установка дополнительной неохлаждаемой насадки из аблирую- щего материала для увеличения степени расширения сопла, чем дос- тигалось повышение удельного импульса тяги; наличие четырех поворотных сопел, работающих на отработан- ном турбогазе маршевого ЖРД для управления полетом ракеты на участке работы второй ступени по вращению. Характеристики. ЖРД: тяга двигателя 455 кН, давление в каме- ре сгорания 7,0 МПа, .давление на срезе сопла 0,01 МПа, удельный импульс в пустоте 3100 м/с, время работы 150 с. РДТТ конечной ступени тяги имели шаровидный корпус. В них использовалось смесевое твердое топливо на основе полиуретана и перхлората аммония. Эти двигатели предназначались для обеспече- ния конечной ступени тяги после выключения маршевого ЖРД второй ступени и достижения расчетных параметров движения ракеты в кон- це активного участка траектории. Их выключение происходило в расчетный момент времени по команде системы управления отстрелом сопла (при этом падает давление в камере сгорания и происходит обнуление тяги). Топливный отсек второй ступени по своей конструкции и при- меняемым -материалам был аналогичен топливному отсеку первой сту- пени, за исключением того; что в баке окислителя второй ступени имелось тормозное сопло. 174
На ракете "Титан-2" использовалась так называемая "горячая" схема наддува топливных баков. Баки горючего наддувались за счет подачи охлажденного турбогаза, частично отбираемого за газогене- раторами турбонасосных агрегатов маршевых двигателей каждой сту- пени. Баки окислителя ступеней наддувались парами окислителя, газифицируемого в специальных теплообменниках, нагреваемых тур- богазом. Приборный отсек был выполнен в форме усеченного конуса, к переднему стыковочному шпангоуту которого прикреплялась головная часть. Внутри приборного отсека размещалась основная часть при- боров системы управления ракеты. Обшивка и силовой набор прибор- ного отсека и хвостового отсека второй ступени изготавливались из магниево-ториевого сплава. Хвостовой отсек второй ступени по своему устройству был аналогичен хвостовому отсеку первой ступени. Внутри отсека раз- мещались маршевый РДТТ конечной ступени тяги и четыре поворотных сопла. Управление полетом ракеты на участке работы второй ступени обеспечивалось: по тангажу и. рысканию - отклонением маршевого ЖРД, по вращению - четырьмя поворотными соплами. Таким образом, была полностью скопирована схема управления полетом, отработан- ная ранее на МБР "Титан-1". Отделение головной части происходило при достижении расчет- ных параметров конца активного участка траектории за счет тормо- жения второй ступени струей газов, истекающих через тормозное сопло в направлении, противоположном движению ракеты. МБР "Титан-2" оснащалась ГЧ Мк-6 фирмы "General Electric", которая имела самый мощный по своему тротиловому эквиваленту бо- евой блок среди головных частей стратегических ракет США. Конс- труктивно она представляла собой притупленный конус с.углом по- лураствора приблизительно -10°, по Внешнему обводу и длиной 3,2 м. Внешняя поверхность корпуса ГЧ снабжалась абляционным покры- тием "Сенчури". Особенностью ГЧ Мк-6, как и головной части ракеты "Ти- тан-1", являлось наличие автономной системы стабилизации. Авто- номная система стабилизации состояла из блока управления, вклю- чавшего три гироскопа для измерения ускорения по всем трем осям, и исполнительных органов, которыми являлись четыре небольших сопла на боковой поверхности ГЧ. Рабочим телом исполнительных органов служил гелий, размещенный в сжатом состоянии в баллонах внутри головной части. Таким образом, по команде блока управле- 175
ния можно было осуществлять управляющие воздействия, обеспечива- ющие изменение положения ГЧ в пространстве (в основном в целях ориентации ее оси по траектории полета). Применение системы стабилизации полета ГЧ позволяло снизить их рассеивание и увеличить тем самым точность ракеты. Это спо- собствовало повышению эффективности ' поражениявысокозащищенных малоразмерных целей. Некоторое (относительно небольшое) снижение массы боевого заряда не имело особого значения, поскольку ракета имела ГЧ с очень мощным зарядом и дальнейшее повышение его мощ- ности не имело смысла. Недостатком принятой схемы стабилизации было существенное усложнение конструкции ГЧ. В дальнейшем от та- кой схемы отказались, а стабилизацию ГЧ МБР стали осуществлять более простым .способом (например, закруткой ГЧ или ББ специаль- ными двигателями). Принципы стабилизации полета ГЧ, реализован- ные, на ГЧ Мк-6, в последующем были применены для стабилизации полета управляемых ГЧ, которые создавались для ракет средней дальности (ракета США "Першинг"). МБР "Титан-2” оснащалась инерциальной системой управления (СУ). Первоначально на-ракете устанавливалась СУ, включавшая ГСП с тремя поплавковыми гироскопами, БЦВМ, усилительно-преобразую- щую аппаратуру, исполнительные органы и источники питания (масса СУ 162 кг, занимаемый объем 0,162 ма). В 1981 г. было произведе- но переоснащение ракет ”Титан-2” новой инерциальной системой уп- равления, имеющей значительно меньшие массу и объем (масса Приблизительно 57 кг, занимаемый объем 0.052 м3). Замена произ-. водилась в основном потому, что использовавшая ранее система уп- равления морально устарела и более не выпускалась промышлен- ностью (согласно оценкам американских специалистов, проведенным в конце 70-х годов, затраты на эксплуатацию этой системы до се- редины 80-х годов' заметно превысили бы затраты, необходимые для замены ее новой системой и эксплуатацию’последней за тот же срок). Организационно МБР "Титан-2" были объединены в три крыла, каждое из которых состояло из двух эскадрилий по 9 ракет. МБР "Титан-2" несли боевое дежурство на боевых позициях общей площадью 180x180 м. Каждая боевая позиция включала ШПУ с ракетой, подземный пункт управления и вспомогательные сооруже- ния. Боевые позиции размещались на ракетных базах, оборудованных комплексом жилых, складских и прочих сооружений, коммуникаций, аэродромов и т.д, 176
ШПУ ракеты "Титан-2" конструктивно состояло из оголовка с аппаратурой, вертикального шахтного ствола и защитного устройс- тва. Глубина ШПУ равнялась 44,5 м, а ее внутренний диаметр зна- чительно превышал диаметр ракеты. Вертикальный ствол шахты представлял собой стальной стакан, пространство между которым -и ствольной выработкой заполнялось армированным бетоном. На ШПУ использовалась крыша защитного устройства сдвижного типа. Открытие крыши осуществлялось с помощью пневмосистемы.' Приводом для открытия крыши, являлся пороховой аккумулятор давле- ния. ШПУ оборудовалась системой амортизации. Принятые конструк- тивные решения позволили обеспечить степень защиты ракеты в ШПУ А рф=1;4.. .2,0 МПа. ‘ Для старта ракеты была выбрана газодинамическая схема (вы- ход ракеты из ШПУ осуществлялся с помощью двигателя первой сту- пени МБР). Конструкторы отказались от предварительного подъема ракеты на поверхность, как это ранее делалось при старте ракеты "Титан-1", что позволило существенно упростить предпусковые опе- рации и сократить время пуска. Это, безусловно, было новым шагом в развитии ракетной техники. В дальнейшем этот способ старта по- лучил широкое распространение. ШПУ оборудовалась лифтом и имела площадки и оборудование для обслуживания, размещенные в нишах на 9 уровнях. С подземным постом управления ШПУ соединялась туннелем. Пост управления предназначался для размещения дежурной смены и аппаратуры, обеспечивающей поддержание в готовности и проведение пуска ракеты. Он располагался на глубине 18 м и защищался желе- зобетонным колпаком. Все оборудование и боевые посты монтирова- лись на амортизированных .подвесных платформах. Степень защиты поста управления 3,4 МПа. МБР "Титан-2" была последней и, естественно, наиболее со- вершенной из жидкостных МБР США. Конструкторам удалось: 1. Существенно повысить степень энергомассового совершенс- тва ракеты и довести ее до величины тпн=0,02, что было весьма высоким достижением для своего времени. Достаточно сказать, что принятая примерно в те же сроки на вооружение отечественная МБР Р-16 имела показатель тпн=0,016, т.е. значительно меньше. 2. Существенно повысить точность стрельбы ракеты за счет снижения инструментальных ошибок СУ и уменьшения рассеивания на пассивном участке траектории, стабилизации ГЧ, чем было обеспе- 177
чено повышение эффективности поражения целей, особенно высокоза- щищенных малоразмёрных. 3. Повысить живучесть ракеты за счет размещения ее в стаци- онарной одиночной ШПУ со степенью защиты ракеты Д рф=1,4. ..2,0 МПа. 4. Кардинально решить проблему обеспечения высокой боего- товности (около одной минуты) за счет использования высококипя- щих компонентов жидкого ракетного топлива, конструктивного обес- печения длительного хранения ракеты в заправленном состоянии и реализации газодинамической схемы старта. Все это - несомненные достоинства ракеты. В то же время можно отметить и целый ряд недостатков, присущих МБР "Титан-2". Так, традиционной осталась конструктивно-компоновочная схема ра- кеты (не были ликвидированы межбаковые пространства; двигатели не были утоплены в соответствующие топливные баки), что оставило на прежнем ло к тому, . иметь. Это в целом, жигания, точность поражать ния цели уровне плотность ее компоновки и, естественно, приве- что ракета имела большие габариты, чем могла бы сказалось и на эксплуатации, и на стоимости комплекса тому же все-двигатели были выполнены по схеме без до- следовательно, имели низкий удельный импульс. Низкая стрельбы приводила к тому, что ракета могла эффективно только малозащищенные крупноразмерные цели (для пораже-. с уровнем защитыдрф=10 МПа требовалось 6 МБР "Титан-2") Крайне сложной и дорогой была система боевого управления комплексом с МБР "Титан-2" (для каждой ПУ требовался свой пункт- управления пуском). К Не были до конца решены вопросы длительного хранения ракеты в заправленном состоянии, что приводило к многочисленным инци- дентам, связанным с проливами КРТ. Вследствие такого инцидента (утечка окислителя) была снята с вооружения первая МБР "Ти- тан-2". А 20 августа 1980 г. произошел взрыв ракеты в ШПУ на ба- зе Литл Рок. Надежность ракет была недостаточно высокой (по не- которым сообщениям обобщенный показатель ' надежности был 0,8:..0,85). Стоимость комплекса с МБР "Титан-2" была значитель- ной. Стоимость ее пуска составляла более 50 млн дол. Для сравне- ния укажем, что стоимость пуска одной МБР "Минитмен", появившей- ся в составе стратегических сил США практически одновременно с ракетой "Титан-2", была почти в четыре раза меньше. Тем не менее МБР "Титан-2" находилась на боевом дежурстве почти 25 лет и была снята с вооружения только в 1986 г. 178
МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА "МИНИТМЕН-Iй Работы по обоснованию характеристик МБР с РДТТ и требований к ним начались в США в 1955 г. Заказ на создание первой МБР на твердом топливе фирма Boeing получила от ВВС США в 1957 г. Опыта проектирования таких ракет в мировой практике не было. К' этому времени была разработана только одна многоступенчатая ракета с РДТТ ("Рейнботе" Германия, 1944 г.). Она имела дальность стрель- бы 160 км,' была неуправляемой, четырехступенчатой, двигатели ра- ботали на низкокалорийном баллиститном топливе. Основные характеристики ракеты "Рейнботе": Стартовая масса.............................. 1, Масса головной части.......•................. О, Длина ракеты.................................. И 1,57 т О, 1 т И м Заметим, что масса топлива была равна 585 кг, а масса ВВ в составе головной части - 40 кг. Таким образом, масса конструкции составляла почти 950 кг, что говорит о низком конструктивном со- вершенстве ракеты. Ракета запускалась с направляющего полоза длиной 8 м, смон- тированного. на тележке для перевозки немецкой жидкостной ракеты V-2. Сход с направляющих и набор скорости в начале полета обес- печивался стартовым двигателем, работающим в течение, примерно, 1 с. Время работы трех остальных двигателей составляло 4...5 с. Разделение ступеней производилось за счет отталкивания отрабо- тавшей ступени струей газов при воспламенении заряда двигателя последующей ступени. Разработка "Рейнботе" показала нерациональность решения за- дачи сверхдальней стрельбы на основе ракеты на бездымном порохе и РДТТ применявшейся тогда конструкции, даже при использовании многоступенчатой схемы (напомним, что разработанная примерно в то же время в Германии ракета V-2 с ЖРД при одноступенчатой схе- ме имела почти вдвое большую дальность стрельбы). Кроме того, ракета получилась, как видно из приведенных характеристик, весь- ма громоздкой с малым коэффициентом энергомассового совершенства (около 0,06, что для ракеты с такой дальностью стрельбы должно оцениваться, как величина чрезвычайно низкая). Вследствие возму- щений при разделении ступеней ракета имела существенно большее 179
рассеивание, чем одноступенчатые ракеты. Ракета "Рейнботе", бе- зусловно, не могла служить прототипом для будущих МБР с РДТТ. Для того чтобы создать МБР на твердом топливе, необходимо было резко повысить характеристики ракеты, определяющие показа- тель ее энергомассового совершенства и дальность полета. Эти вопросы подробно уже обсуждались в главе 1, поэтому здесь огра- ничимся только перечислением некоторых мер, направленных на ре- шение -поставленной проблемы: использование трехступенчатой схемы ракеты, снижение тяговооруженности, повышение удельного импульса тяги двигателей и увеличение относительного запаса топлива путем снижения массы конструкции. Все эти меры были реализованы при создании МБР, подучившей наименование "Минитмен". Первое успеш- ное летное испытание ракеты было проведено в феврале 1961 г., а в. 1962 г. она стала поступать на боевое дежурство. Первый вариант ракеты имел обозначение "Минитмен-1А". В дальнейшем ракета неоднократно модернизировалась, но так, что ее основные массо-габаритные характеристики и конструктивные осо- бенности менялись незначительно. Это существенно сокращало сроки разработки модификаций и необходимые для этого затраты. "Минитмен-1А" - трехступенчатая твердотопливная ракета с последовательным соединением ступеней и моноблочной головной частью. Все ступени разных калибров. В двигателях всех ступеней применялось смесевое твердое'топливо, представляющее собой меха- ническую смесь тонкоизмельченного минерального окислителя и го- рючего-связки с включением энергоповышающих добавок. Первый об- разец такого топлива, был создан в США в годы второй мировой вой- ны для снаряжения стартовых ускорителей самолетов ВМС. Использо- вание смесевых твердых топлив по сравнению с баллиститными поз- волило создать двигатели, имеющие повышенный удельный импульс тяги и существенно лучший коэффициент массового совершенства, находящийся на уровне cZ -0, 05... 0,1, тогда как для РДТТ на осно- ве баллиститного топлива о£-0, 85... 2, 3 (массовое сов-ершенство РДТТ спределяется значением коэффициента oO-mK/mT, где шк - масса кон- струкции, шт - масса топлива). Технология изготовления смесевых топлив и снаряжения ими двигателей, в отличие от баллиститных, не накладывает никаких ограничений ни на диаметр заряда, ни на его массу, что является очень важным. Поэтому переход к смесевым твердым топливам явился одним из важнейших моментов, обусловив- ших возможность создания МБР с РДТТ. Общий вид ракеты представлен на рис. 3.10, 180
Рис. 3.10. Межконтинентальная баллистическая ракета “Минитмен-1” 1 - головная часть; 2 - переходной отсек; 3 - приборный отсек; 4 - маршевый РДТТ III ступени, 5 - соединительный отсек III ступени; 6 - маршевый РДТТ II ступени, 7 - соединительный отсек II ступени; 8 - маршевый РДТТ I ступени, 9 - хвостовой отсек I ступени. 181
Основные характеристики ракеты "Минитмен-1А": Максимальная дальность полета................. 9300 км Стартовая масса............................... 29,7 т Масса полезной нагрузки....................... 0,45 т Длина ракеты.................................. 16,4 м Максимальный диаметр ракеты................... 1,68 м Мощность ядерного боезаряда................... 0,5... 1,0 Мт Точность стрельбы (предельное отклонение)....................... 3,7 км По предъявленным требованиям срок хранения снаряженных дви- гателей всех ступеней "Минитмен-1А" должен был составлять не ме- нее 5 лет. Первая ступень ракеты состояла из РДТТ и.хвостового отсека. Хвостовой отсек имел форму усеченного конуса с диаметром- большего основания 1,8 м. Он изготавливался в виде оболочки, подкрепленной продольным и поперечным силовым набором. Оболочка выполнялась из стали. Внутри хвостового отсека размещался сопло- вой блок РДТТ с гидроприводом. РДТТ первой ступени включал корпус, сопловой блок, заряд твердого топлива и воспламенитель. Корпус изготавливался из вы- сокопрочной нержавеющей стали. Обечайка корпуса сваривалась из шести кольцевых секций. Переднее днище корпуса приваривалось к обечайке, заднее (сопловое днище) крепилось к ней при помощи ко- нического резьбового соединения. На переднем днище устанавливал- ся воспламенитель. Внутренняя поверхность корпуса РДТТ первой ступени имела теплозащитное покрытие, состоящее из стекловолокна, пропитанного фенольной (эпоксидной) смолой. Толщина покрытия увеличивалась в направлении к сопловому днищу. Заряд РДТТ изготавливался из смесевого твердого топлива, в состав которого входили перхлорат аммония (окислитель), сополи- мер бутадиена .и акриловой кислоты (горючее), порошкообразный алюминий и эпоксидная смола. Формование заряда производилось пу- тем заливки топлива. Перед заливкой в корпус помещалась оправка для образования в заряде осевого внутреннего канала заданной фирмы (шестилучевая звезда). После отвердения топлива оправка извлекалась из заряда. Кроме того, перед заливкой топлива в кор- пус вставлялись пенопластовые вкладыши, по конфигурации соот- ветствующие остаткам топлива в камере РДТТ после выгорания его основной массы. Поскольку удельный вес пенопласта значительно 182
меньше удельного веса топлива, то применение таких вкладышей позволило снизить вес полностью снаряженного двигателя. Сопловой' блок РДТТ первой ступени состоял из четырех сопел, каждое из которых было поворотным и отклонялось в одной плоскос- ти. Такая схема является традиционной для четырехсопловых РДТТ и обеспечивает управление полетом по всем трем каналам. Для' откло- нения каждого из сопел использовался специальный гидропривод. Гидропривод состоял из блока управления, который включал гидро- насос с электродвигателем и гидроаккумулятор, и гидротолкателей, являющихся исполнительными органами гидропривода. Разделение первой и второй ступеней производилось за счет торможения первой ступени специальными тормозными РДТТ, которые размещались на первой ступени. Вторая ступень МБР "Минитмен-IA" состояла из РДТТ и соеди- нительного отсека. Соединительный отсек конической формы по своей конструкции и используемым материалам был аналогичен хвостовому отсеку пер- вой ступени. РДТТ второй ступени конструктивно включал те же элементы, что и РДТТ первой ступени. Корпус РДТТ изготавливался из высокопрочной стали. Обечайка корпуса сваривалась из кольцевых секций. Переднее днище привари- валось к обечайке, заднее крепилось при помощи болтового соеди- нения. В переднем днище устанавливался воспламенитель. Внутренняя поверхность корпуса РДТТ покрывалась слоем теп- лозащиты переменной толщины на основе каучука. Заряд твердого топлива двигателя второй ступени имел осевой канал с сечением в виде четырехлучевой звезды. Использовалось смесевое твердое топливо, состоящее из перхлората аммония (окис- лителя), полиуретана (горючее), алюминиевого порошка и эпоксид- ной смолы. Сопловой блок по своей' конструкции был аналогичен сопловому блоку РДТТ первой ступени. Управление полетом ракеты на участке работы второй ступени по всем каналам осуществлялось отклонением четырех поворотных сопел. Разделение второй и- третьей ступеней производилось за счет торможения второй ступени специальными тормозными РДТТ. Третья ступень МБР "Минитмен-1 А" включала РДТТ, переходной, приборный и соединительный отсеки. 183
Приборный отсек изготавливался в виде цилиндрической обе- чайки, подкрепленной силовым набором. На внешнюю поверхность^ приборного отсека наносилось теплозащитное покрытие. Внутри от- сека размещался герметический контейнер с теплоизоляцией из стеклопластика, в котором находилась аппаратура системы управле- ния ракеты. Переходной и соединительный отсеки по своей конструкции аналогичны соединительному отсеку второй ступени. РДТТ третьей ступени состоял из корпуса, соплового блока, заряда твердого топлива и воспламенителя. Как.и на предыдущих ступенях РДТТ имел сопловой блок, сос- тоявший из четырех поворотных сопел и гидропривода. Вместе с тем двигатель третьей ступени имел ряд существенных отличий от двигателей нижних ступеней: корпус РДТТ третьей ступени изготавливался из стеклопласти- ка "снираллой" (80% стекловолокна и 20% эпоксидной смолы) мето- дом спиральной намотки. Днища изготавливались заодно с цилиндри- ческой частью корпуса и имели форму полуэлипсоида. Толщина стен- ки корпуса РДТТ была переменной, она увеличивалась в районе пе- реднего и заднего днищ и составляла в среднем около 6 мм. Внут- ренняя поверхность корпуса покрывалась слоем теплозащиты на ос- нове каучука. Толщина теплозащитного покрытия увеличивалась в направлении заднего днища; в корпусе РДТТ третьей ступени имелись четыре отверстия (сопла противотяги), прикрытые заглушками. Наличие сопел проти- вотяги позволяло выключать РДТТ по команде системы управления ракеты (РДТТ нижних ступеней работали до полного выгорания топ- лива') в заданный момент времени. Таким образом, обеспечивалась возможность варьировать параметрами конца активного участка тра- ектории, а следовательно, и дальностью стрельбы в достаточно широких пределах; в РДТТ третьей ступени использовалось двухосновное твердое топливо, в состав которого входили нитроцеллюлоза и. нитроглице- рин с добавками перхлората аммония и алюминиевого порошка, триа- цетин (пластификатор) и нитродифениламин (стабилизатор химичес- кой стойкости). Заряд имел осевой канал в форме четырехлучевой звезды. Для защиты корпусов РДТТ всех ступеней от аэродинамического нагрева на их наружную поверхность наносилось теплозащитное пок- рытие "авкомт", в состав котооого входили эпоксидные и полиамид- 1- ъ 1 ные смолы. 184
Основные характеристики двигателей ракеты ’’Минитмен-1 А" приведены в таблице 3.3. Таблица 3.3 Характеристики РДТТ МБР "Минитмен-1А" Характеристики РДТТ I ст. II ст. III СТ. Длина (от среза сопел), м Внешний диаметр корпуса, м . Тяга, кН Удельный импульс, м/с Давление в камере, МПа Время работы, с Степень расширения сопел 7,37 1,68 800 2310 5,0 60 8 3, 18 1, 12 250 2740 4,5 56 18 2, 16' 0,97 160 2840 3,5 54 18 Управление полетом ракеты на участке работы третьей ступени по всем каналам осуществлялось отклонением четырех поворотных сопел. Отделение головной части ракеты ”Минитмен-1А" производилось за счет торможения третьей ступени газами, истекающими через сопла противотяги в направлении, обратном движению ракеты. В качестве головной части на МБР ’’Минитмен-IA’’ использова- лась моноблочная ГЧ типа МК~5. Корпус головной части имел ци- линдрическую форму' и состоял из притупленного конического носка, цилиндрической части и конического стабилизатора. Конический но- сок изготовлялся горячим прессованием из различных марок стек- лопластиков на основе стекловолокна, асбеста и-фенольной смолы. Цилиндрическая часть корпуса и конический обтекатель'выполнялись из алюминиево-магниевых сплавов. Весь корпус головной части имел двухслойное теплозащитное покрытие. МБР "Минитмен-1 А” оснащалась инерциальной системой управле- ния.фирмы "Autonetioc". Вес СУ 141 кг. Она включала ГСП, БЦВМ, усилительно-прео.бразующую аппаратуру,, исполнительные органы и источники питания. Использование в ГСП гироскопов на газовых подшипниках, которые обеспечивают малое сопротивление трения вращению ротора., и цозвсляют сохранить в заданных пределах харак- теристики гироскопа в течение нескольких десятков тысяч -часов, дало возможность запускать гироскопы сразу после постановки ра- 185
кеты на боевое дежурство и тем самым существенно снизить время предстартовой подготовки ракеты. За счет этого .бремя технической готовности ракеты "Минитмен-1А" было доведено до 30 с. Завершая разговор о ракете "Минитмен-1А", хотелось бы отме- тить два момента. Во-первых, МБР "Минитмен-1А" являлась самой легкой из созданных МБР. Это уже тогда представляло возможность использования принципиально отличного от существовавших способа базирования - мобильного. Во-вторых, на МБР "Минитмен-1А" ис- пользовалась постоянно работающая система управления. Это позво- лило существенно повысить боеготовность .РК, что, в свою очередь, принципиально важно при решении задачи ответно-встречного удара. Практически одновременно с МБР "Минитмен-1А" отрабатывалась и МБР "Минитмен~1В". Она является усовершенствованным вариантом первой ракеты класса "Минитмен". МБР "Минитмен-1В" - трехступен- чатая ракета с РДТТ с последовательным соединением ступеней и моноблочной ГЧ. Все’ ступени разных калибров. Общий вид ракеты представлен на рис: 3.10. Основные характеристики ракеты иМинитмен-1В": Максимальная дальность полета................. 10 200 км Стартовая масса............................. 31,3 т Масса полезной нагрузки...................... и, 0 т Длина ракеты...................:............. ю. к м Максимальный диаметр ракеты....................... м Мощность ядерного боезаряда.................. 1,е Мт Точность стрельбы (предельное отклонение).. . .....'........... 3, С км По своей конструкции МБР "Минитмен-1В" было С'/'пОВНОМ по добна МБР "Минитмен--‘A". но существовали и hhhoh.hh-- отличия. Например, несколько увеличены дальность полета и магла полезной нагрузки. Основные же особенности ракеты ''Минитмлг-1В" по срав- нению с ракетой "Минитмен-1 А" заключались в елг'дул.лоп РДТТ второй ступени при том же диаметре уллинли в длине примерно на 0,5 м. что позволило разместит?;, в п-л л. плква на 1,7 т. больше, чем в соответствующем двигателе МБ? "М11пптмен-1А"; корпус рдтт второй ступени сварен из о'Плгъсца секций тита- нового сплава, а ??е из стали, как на ракете ’'Зллтмен-Ч.А". Это позволило примерно на 100 кг уменьшить.массу ледпуса по сравне- нию с корпусом РД'ГГ стопой ступени пакеты "Минитмен ’А”: соединитоленыи отсек между приборным стсллм л : р они,тесл из бериллия, что ?['т.л?;оои.чо сяиз:<ть его массу дг =0
наружная поверхность всех сухих отсеков (хвостовой отсек, переходные и соединительные отсеки) и обтекатели бортовой ка- бельной сети вместо теплозащитного покрытия "авкоут" имеют проб- ковое покрытие. Это позволило уменьшить пассивную массу ракеты еще примерно на 45 кг; на ракете установлена новая' ГЧ - Мк-il, конструктивно ана- логичная ГЧ Ик-5, но более тяжелая и имевшая ядерный босзаояд большей мощности. Межконтинентальные баллистические ракеты "Минитмен-Г' со; а низационпо объединялись в крылья, каждое ио кдтс:рь:х состояло но 3.. . 4 эскадрилий и сазы материально-техническое'/ оес^течениы. осуществлявшей ремонт и техническое обслуживание крыла, наждан эскадрилья включало 5 боевых отрядов. Отряд имел на ул/срутении 10 ракет. Таким образом, эскадрилья имела 50 ракете крыло 150...200. Боевая позиция представляла собой комплекс технических сис- тем наземного1 оборудования и сооружений, обеспечивающих размеще- ние, защиту, охрану, поддержание боевой готовности- и пуск ракет. Основными элементами боевой позиции были 10 шахтных пуско- вых установок с ракетами и пункт управления. Шахты располагались на расстоянии 5...10 км от пункта управления. ШПУ ракеты "Минитмен-Г1 конструктивно состояла из оголовка с аппаратурой, вертикального шахтного ствола и крыши защитного устройства. Глубина шахты была равной 24,5 м, ее внутренний диа- метр 3, 65 м. Шахтный ствол представлял собой стальной цилиндрический стакан, нижним торцом приваренный к стальной плите, а с -Наружной стороны облицованный бетоном. Внутри шахтнопо ствола имелась система амортизации для ракеты. Оголовок монтировался изжелезобетона. Внутри оголовка на- ряду с проверочно-пусковым и вспомогательным оборудованием на усовне приборного отсэ?са ракеты размещалась площадка обслужива- ния, с которой через люк в стакане производилось предварительное наведение ракеты по азимуту. Г верхней части оголовка на уровне земли устанавливалась крыша защитного устройства сдвижного типа. Открытие крыши осу- ществлялось с помощью пневмосистемы. Приводом для открытия крыши являлся пороховой аккумулятор давления, для открытия крыши в б-е вом режиме требовалось 3 с.
Для старта ракеты, как и у поступавшей примерно в те же сроки на вооружение МБР "Титан-2", была выбрана газодинамическая схема. Следует отметить, что размеры пусковых установок делались заведомо большими,' чем габариты ракеты "Минитмен-IA". Этим обес- печивалась возможность установки в те же шахты ракет значительно, больших размеров. Выбор способа базирования ракет "Минитмен" был одной из важнейших проблем при создании комплекса. Малые габаритно-весо- вые характеристики ракет позволяли использова.ть практически лю- бой из известных вариантов базирования, тем более, что система международных соглашений, ограничивающих сферы распространения- ядерного оружия, а следовательно, возможные способы базирова- ния, была сформирована несколько позднее. Так, рассматривались варианты размещения ракеты на железнодорожных пусковых установ- ках, в самолетах типа Boeing, на дирижаблях и др. Однако в ито- ге предпочтение было отдано традиционному стационарному способу, базирования в ШПУ. МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА "МИНИТМЕН-2" В 1965 году на вооружение ВВС США стала поступать новая мо- дификация ракет класса "Минитмен" - МБР "Минитмен-2". Эта ракета на долгие годы стала основой наземного элемента' стратегической триады США. С 1965 по 1969 год было развернуто 500 ракет "Минит- мен-2". В октябре 1991 г. в связи с относительно низким (в срав- нении с МБР "MX" и "Минитмен-3") показателем "стоимость-эффек- тивность" все оставшиеся 450 ракет "Минитмен-2" были сняты с бо- евого дежурства. Достичь такого длительного срока эксплуатации ракетной системы удалось за счет реализации целого ряда программ модернизации, главной целью которых было продление сроков экс- плуатации путем повышения надежности, безопасности и эксплуата- ционных характеристик изделий. Кроме того, были реализованы ме- роприятия, позволившие увеличить боевые возможности комплекса с МБР "Минитмен-2". В частности, была повышена живучесть ракеты в ШПУ за счет упрочнения шахт и создания новой системы амортиза- ции, модернизирована система управления ракеты и т.д. Ракета "Минитмен-2" представляет собой трехступенчатую твердотопливную ракету с последовательным соединением ступеней и моноблочной головной частью с ядерным боезарядом. Все три ступе- ни разных калибров. Общий вид ракеты представлен на рис. 3.11. При создании МБР "Минитмен-2" главное внимание уделялось улучшению характеристик, определяющих ее боевую эффективность. 188
Рис. 3.11. Межконтинентальная баллистическая ракета “Минитмен-2” 1 - головная часть; 2 - переходной отсек; 3 - приборный отсек; 4 - маршевый РДТТ III ступени; 5 - соединительный отсек III ступени; 6 - маршевый РДТТ II ступени; 7 - соединительный отсек II ступени; 8 - маршевый РДТТ I ступени; 9 - хвостовой отсек I ступени. 189
Приведенные параметры показывают, что по отношению к ракетам "Минитмен-1А" и "Минитмен-IB" увеличились и дальность стрельбы, и мощность ядерного боезаряда и, что особенно важно, точность стрельбы. Причем решение этой задачи осуществлялось с максимальным использованием узлов и систем предыдущих ракет "Минитмен-1". Со- вершенно новыми были только двигатель второй ступени, система управления и головная часть ракеты. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета................ 11 200. км Стартовая масса................................ 32,7 т Забрасываемый вер.............................. 0,8 т Длина ракеты............... .................. 17, 68 м Максимальный диаметр ракеты................... 1,68 м Мощность ядерного боезаряда................... 1,5.-..1,8 Мт Точность стрельбы (предельное отклонение)........................ 1,2. ..1,4 км I Первая ступень МБР "Минитмен-2" представляет собой первую ступень МБР "Минитмен-Г’ и состоит из маршевого РДТТ фирмы Thlo- kol и хвостового отсека. Корпус двигателя изготовлялся из высокопрочной стали Д6-ЛС. Верхнее днище приваривается к обечайке, сопловое днище соединя- ется с обечайкой с помощью конического резьбового соединения. Двигатель имеет тягу у Земли около 800 кН, а в пустоте - около 900 кН. Двигатель оснащен четырьмя поворотными соплами. Заряд твердого топлива, в состав которого входят сополимер бутадиена и акриловой кислоты, перхлорат аммония, порошкообразный алюминий и эпоксидная смола, изготавливается скрепленным с корпусом РДТТ. Хвостовой отсек имеет форму усеченного-конуса. Управление вектором тяги в процессе работы двигателя первой ступени осуществляется за счет отклонения поворотных сопел спе- циальным гидроприводом. Вторая ступень со своей конструкции аналогична второй сту- пени МБР "Минитмен-1.В" и включает маршевый РДТТ и соединительный отсек. Соединительный отсек выполнен из алюминиевого сплава, снаб- жен стальным силовым набором и имеет форму усеченного конуса. Внешняя поверхность стеска покрыта теплозащитой из легкого проб- кового матегкала.. 190
На второй ступени ракеты "Минитмен-2" установлен новый мар- шевый двигатель, разработанный фирмой Aerojet-General и имеющий большие размеры и повышенную энергетику по сравнению с .РДТТ МБР "Минитмен-1В". Корпус РДТТ изготовлен из отдельных секций титанового спла- ва и имеет внешний диаметр 1,39 м. Стоимость таких корпусов при- мерно на 50% выше стоимости .стальных. Однако корпус из титаново- го сплава не требует термической обработки зоны сварки, не под- вергается коррозии и позволяет снизить примерно на 45% вес конс- трукции по сравнению с аналогичной из стали. На переднем днище корпуса РДТТ смонтированы воспламенитель и узел аварийного выключения двигателя. На внешнюю .поверхность- цилиндрической части корпуса нанесе- но- теплозащитное покрытие переменной толщины. Внутренняя защита корпуса двигателя от воздействия продуктов сгорания осуществля- ется нанесением теплозащитного покрытия на основе каучука. Двигатель второй ступени имеет одно центрально расположен- ное неподвижное сопло, которое болтовым соединением крепится к фланцу заднего днища корпуса РДТТ. Управление вектором тяги на участке полета второй ступени по тангажу и рысканию осуществляется за счет впрыскивания жидко- го фреона в закритическую часть сопла через четыре группы от- верстий, расположенных в плоскостях стабилизации ракеты. Фреон хранится в тороидальном баке, размещенном на сопловом блоке дви- гателя. Для подачи фреона применяется вытеснительная система, использующая специальный пороховой аккумулятор давления. Расход фреона регулируется двумя блоками управления. Управление по крену при работе двигателя второй ступени осуществляется с помощью автономной газогенераторной системы с четырьмя неподвижными управляющими соплами, закрепленной на соп- ловом блоке и закрытой теплозащитным кожухом. Рабочее тело (газ) вырабатывается пороховым аккумулятором давления. Таким образом, в составе органов управления верстором тяги двигательной установ- ки второй ступени имеются два аьгыомных пороховых аккумулятора давления, РДТТ второй ступени имеез сы/онленный с корпусом заряд яс севого твердого топлива, состоящего из перхлората аммония узкие - литель), полибутадиена с конечной карбоксильной группой т’орю- чее-связка) и порошкообразного алюминия. Масса топлива ' по сравнению с двигателем второй ступени МБР "Минитмен-1 В" была увеличена примерно на 30% и составила 6300 кг.
Третья ступень ракеты "Минитмен-2" практически аналогична третьей ступени ракеты "Минитмен-1". Она включает маршевый РДТТ, переходной, приборный и' соединительный отсеки. Приборный отсек, размещенный между двигателем третьей сту- пени и соединительным отсеком, имеет форму усеченного конуса. Оболочка отсека выполнена из алюминиевого сплава и подкреплена силовым набором. На внешнюю поверхность приборного отсека нане- сено теплозащитное покрытие. Внутри отсека размещен герметичный теплоизолированный контейнер, в котором находится аппаратура системы управления. Переходной отсек имеет цилиндрическую форму, подкреплен продольным силовым набором и изготовлен из бериллия. Соединительный отсек имеет форму усеченного конуса и предс- тавляет собой подкреплённую оболочку, обшивка которой выполнена из алюминиевого сплава, а силовой набор-из стали. Двигатель третьей ступени заимствован у ракеты "Минитмен-Г*. Корпус двигателя, включающий цилиндрическую обечайку диаметром 0,97 м, эллиптические переднее и заднее днища, изготовлен из стеклопластика "спираллой". Цилиндрическая обечайка корпуса име- ет переменную толщину, увеличивающуюся по направлению к заднему днищу. На внутреннюю поверхность корпуса нанесено теплозащитное покрытие на основе каучука. Двигательная установка -третьей ступени имеет четыре пово- ротных сопла, которые крепятся с помощью болтового соединения к фланцам на заднем днище РДТТ.' Отклонение поворотных сопел осу- ществляется с помощью гидропривода, состоящего из блока управле- ния (насос с электродвигателем и гидроаккумулятор) и.гидротолка- телей, являющихся исполнительными органами. РДТТ третьей ступени ракеты "Минитмен-2" имеет скрепленный с корпусом заряд двухосновного твердого топлива, в состав кото- рого входят: нитроцеллюлоза, нитроглицерин, перхлорат аммония, алюминиевый порошок, триацетин и нитродифениламин. Управление полетом ракеты на участке работы третьей ступени осуществляется за счет отклонения поворотных сопел. На переднем днище двигателя кроме воспламенителя имеются четыре сопла отсечки тяги, позволяющие выключать РДТТ по команде системы управления ракеты (в отличие от двигателей нижних ступе- ней, работающих до полного выгорания топлива). Основные характеристики двигателей ракеты "Минитмен-2" при- ведены ’В таблице 3.4. 192
Разделение ступеней и отделение головной части ракеты про- изводится "холодным" способом за счет торможения отделяемой сту^ пени: специальными РДТТ -при разделении ступеней; газами, исте- кающими через сопла противотяги - при отделении головной части.* Применение на второй.ступени ракеты нового двигателя, имею- щего больший -запас топлива и улучшенные’ энергетические характе- ристики, позволило увеличить как массу головной части, так' и Дальность ее полета. Таблица 3. 4 Характеристики РДТТ МБР "Минитмен-2" Характеристики РДТТ I ст. II ст. .III СТ. Длина (от среза сопел), м Внешний диаметр корпуса, м Материал корпуса Тяга: - у Земли, кН - в пустоте, кН Удельный импульс:- - у Земли, м/с - в пустоте, м/с Давление в камере, МПа Время работы, с Угол поворота сопел, град Степень расширения сопел 7,58 1,68 Д6-АС 800 900 2310 2720 5, 0 60 +8 8 4, И 1, 39 титан, сплав 330 2800 3,5 56 24 2,16 0,97^ стекло- пластик 160 2840 3,5 . 46 +4 18 Первоначально МБР "Минитмен^"-оснащалась моноблочными го- ловными частями типа Мк-ИА. Корпус головной части имел цилинд- рическую форму. Его общая длина 2,34 м. Конструктивно корпус состоял из носового конуса, цилиндрической части и конического стабилизатора. Корпус головной части был выполнен из алюминиево- го сплава и имел теплозащитное покрытие, в качестве которого ис- пользовалось рефразил-стекловолокно, пропитанное фенольной смо- лой. Носовой конус имел ярко выраженную заостренную форму, что значительно уменьшало радиолокационное сечение и, следовательно, повышало вероятность преодоления ПРО противника. С этой же целью 193
в состав головной части Мк-ИА, помимо боевого блока, были вклю- чены средства преодоления ПРО, в качестве которых использовались дипольные отражатели и радиолокационные ложные цели. Позже, в течение нескольких лет, производилась замена го- ловных частей Мк-ИА на более совершенные моноблочные головные части МК-11В и Мк-ИС. По имеющимся в печати данным в настоящее время ракеты "Минитмен-2" несут .боевое дежурство как с головными частями МК-11В, так и с головными частями Мк-ИС. МБР "Минитмен-2" оснащена автономной инерциальной системой управления фирмы Autonetics. Она включает гиростабилизированную платформу, БЦВМ, усилительно-преобразующую аппаратуру, исполни- тельные органы и источники питания. Общий вес системы управления 123 кг. Она работает в "горячем" режиме. За счет этого техничес- кая готовность ракеты к пуску составляет 30 с. Система управления позволяет .дистанционно перенацелить ра- кету на одну из восьми плановых целей, информация которых зара- нее рассчитана и введена в систему управления, без увеличения времени пуска. Для переприцеливания по неплановым целям требует- ся 16... 24 ч. Следует отметить, что после принятия ракеты "Минитмен-2" на вооружение в ее системе управления был выявлен ряд дефектов, главной причиной которых было низкое качество изготовления ее элементов. Это привело к тому, что в 1967 г. около 40% ракет бы- ло снято с боевого дежурства. После проведения доработок системы управления надежность ракеты, по оценкам американских специалис- тов, была • доведена до уровня О', 9, что для того времени являлось вполне удовлетворительным показателем. Выбор способа базирования для МБР "Минитмен-2" не представ- лял серьезных затруднений. Она была размещена в тех же шахтных пусковых установках, что и ракета "Минитмен-1", поскольку габа- риты шахты позволяли это сделать. Однако вследствие.реализован- ных к моменту постановки ракеты "Минитмен-2" на боевое дежурство программ модернизации, о которых уже говорилось выше, степень защиты ракеты в ШПУ оценивается величиной 7 МПа. Сравнительные оценки боевых-возможностей ракет "Минитмен-Г* и "Минитмен-2" приводятся в таблице 3.5. Здесь даны значения площади крупноразмерных малрзащищенных Дрф=0,03 МПа объектов •Бц, поражаемых одной ракетой, и число боевых блоков N66, со- ответствующего класса, требуемое для поражения одной.малоразмер- ной высокозащищенной цели Дрф=10 МПа с вероятностью 0,9. 194
Таблица 3.5 Боевые возможности МБР "Минитмен” Характеристика Тип МБР- "Минитмен-1А" "Минитмен-1В" рр "Минитмен-2" Su, км2 46,5 75 85 ^бб =0* 60 44 4 Приведенные данные показывают как значительно изменились боевые возможности ракеты "Минитмен" в процессе ее модернизации. Кроме того, сравнение основных ТТХ ракет показывает, что и коэф- фициент энергомассового совершенства был увеличен с 0,015 ("Ми- нитмен-1А") до 0,024 ("Минитмен-2"). Вместе с тем все три первых варианта ракеты (особенно "Минитмен-1А" и "Минитмен-IB”) явля- лись образцами вооружения, способными эффективно поражать только малозащищенные крупноразмерные цели. Точность стрельбы ракет бы- ла недостаточной для надежного поражения высокозащищенных мало- размерных целей.
Глава 4 СОЗДАНИЕ МБР С РГЧ В СССР И США В 70-Х ГОДАХ 4,1. ОСНОВНЫЕ ТИПЫ ГОЛОВНЫХ ЧАСТЕЙ СОВРЕМЕННЫХ МБР . S * Основу головных частей (боевого оснащения)- стратегических ракет составляют средства поражения - боевые блоки'(ББ), имеющие в своем составе в качестве обязательных элементов ядерный (тер- моядерный) боевой заряд, автоматику (средства) подрыва заряда и корпус ББ, который обеспечивает доставку к цели, в том числе проникновение в соответствующую среду, и надежное функционирова- ние (подрыв) боевого заряда.- Как правило, современные ББ имеют также средства, повышающие точность попадания в цель, вероят- ность преодоления ПРО и скрытность от системы предупреждения о ракетном ударе' (двигатели закрутки относительно-продольной осй, устройства и средства снижения или искажения демаскирующих приз- наков и др.): В зависимости От аэродинамической формы и траектории полета боевые блоки подразделяются на следующие основные типы: неуправляемые (баллистические); управляемые баллистические (самонаводящиеся и маневрирующие на конечном участке полета)-; , управляемые планирующие (с аэродинамическим качеством, ис- пользуемым на большей части траектории полета). Управление полетом ББ может преследовать либо цель повыше- ния точности попадания (самонаводящиеся ББ), либо цель повышения возможностей преодоления ПРО, в том числе с использованием спе- циальных траекторий полета (маневрирующие ББ), либо обе указан- ные цели путем сочетания маневра с самонаведением. Управляемые ББ должны иметь б своем составе систему управления соответствую- щего типа и органы управления, обеспечивающие необходимое изме- нение траектории полета в соответствующей среде (в -безвоздушном пространстве, б атмосфере, и др.). По числу'ББ в составе боевого, оснащения ракет головные час- ти подразделяются на. одноблочные и многоблочные (разделяющиеся). J96
В первых образцах и советских и американских МБР использовались одноблочные (моноблочные) неуправляемые ГЧ. 'Затем, в связи с на- метившимися успехами в разработке активных средств ПРО, повыше- нием точности попадания и удельных мощностей ядерных зарядов, появились многоблочные (разделяющиеся) ГЧ. Многоблочные ГЧ в зависимости от принципа разведения ББ мо- гут быть подразделены на следующие характерные группы (в скобках дается американская индексация ГЧ): многоблочные ГЧ с простым одновременным разведением ("разб- росом”) неуправляемых ББ (ГЧ типа MRV); многоблочные ГЧ с последовательным прицельным разведением неуправляемых ББ (ГЧ типа MIRV); многоблочные ГЧ с последовательным или с последователь- но-параллельным разведением управляемых ББ (ГЧ типа MARV). До освоения систем управления с БЦВМ многоблочные ГЧ выпол- нялись в виде, разделяющихся (кассетных) ГЧ с одновременным разбросом ББ в -конце активного участка траектории (типа MRV). Для разброса ББ использовались пиротехнические и пружинные тол- катели, силы инерции и т.д. Такими устройствами и способами бое- вым блокам придавались дополнительные скорости .в соответствующем направлении, что обеспечивало их конечное разведение, характери- зуемое расстояниями между точками падения ББ в несколько кило- метров или соответствующими интервалами следования в одну точку прицеливания. Головные части типа MRV были в свое время разрабо- таны для советских МБР РС-10 и Р-36, а также для американской ракеты морского базирования "Поларис”. Основным типом боевого оснащения современных МБР является многоблочная. ГЧ с прицельным последовательным разведением ББ в общем случае по различным объектам поражения (точкам прицелива- ния), отстоящим друг от друга на десятки'и сотни километров (ГЧ типа MIRV). Головные части такого типа, имеющие в своем составе средства поражения (неуправляемые ББ),. средства'преодоления ПРО (.ложные цели различных типов, станции активных помех и др.) и систему разведения (ракетную двигательную установку с запасом топлива, систему управления и т.д.), представляют собой, по сути дела, отдельную ступень ракеты, поэтому их часто называют боевы- ми ступенями рокет. Возможные конструкции боевых ступеней (РГЧ типа MIRV) могут отличаться типом двигательной установки разве- дения (ЖРД, РДТТ), направлением передачи усилий (тяги) от ДУ на боевые блоки (тянущего толкающего типа и др.), количеством ярусов для размещении ББ и дол J97
Таким образом, '-ТЧ типа MIRV (боевая ступень) отличается от 'других типов головных частей МБР наличием в своем составе систе- мы управления (единой для ракеты и РГЧ) и ракетной двигательной установки с запасом топлива, обеспечивающих последовательное на- ведение неуправляемых ББ и построение требуемых боевых порядков из ББ и средств -преодоления ПРО противника. Наведение ББ в за- данные точки прицеливания осуществляется в результате управляе- мой пространственной коррекции параметров движения центра масс ГЧ (боевой ступени) на восходящей ветви базовой траектории. Про- тяженность участка разведения может составлять сотни и тысячи километров. Переход от одних вариантов ГЧ к другим в процессе развития стратегического ракетного вооружения обусловливался как науч- но-техническим прогрессом в ракетостроении и ядерной технике, сопровождавшимся, в частности, непрерывным повышением точностей, повышением удельной мощности ядерных зарядов, освоением систем управления с БЦВМ, так. и расширением решаемых боевых задач (раз- работка систем ПРО, повышение защищенности стационарных объектов типа ШПУ и КП, необходимость решения задачи по поражению мобиль- ных объектов некоторых классов и т.д.). Все первые МБР имели однсблочные неуправляемые ГЧ без спе- циальных средств преодоления ПРО. Затем, в связи с успехами в разработке средств ПРО, стали предусматривать мероприятия по по- вышению эффективности преодоления головными частями системы ПРО, одним из которых является переход от одноблочных к разделяющимся (многоблочным) ГЧ. Частичный переход от одноблочных ГЧ к ГЧ с простым разделе- нием ББ (типа MRV) преследовал, по сути дела, лишь одну цель - повысить эффективность боевого применения МБР в условиях проти- водействия ПРО, так как при отсутствии ПРО противника такой пе- реход практического смысла не имеет. Последнее положение опреде- ляется, в первую очередь, тем, что замена одного ББ (одноблочной ГЧ) на несколько БЕ. имеющих ту же суммарную массу, всегда ведет к существенному уменьшению суммарного тротилового эквивалента ядерных зарядов и только при значительной исходной общей массе ГЧ (порядка нескольких тонн) может привести к небольшому увели- чению эффективности поражения ракетой площадной или точечной це- ли. Учитывая же необходимость ендаления части массы полезной нагрузки на сйсткет(.тгнуюПгИе конструктивные элементы при переходе к ГЧ типа MRP а также возрястздие стоимости многоблочной ГЧ по сравнению с одноблочиой той же массы,- можно сделать вывод, что 198
когда объекты поражения не защищаются средствами ПРО, замена одг поблочных ГЧ на многоблочные типа MRV нецелесообразна. Такая за- мена может повышать эффективность боевого применения МБР только в условиях противодействия ПРО. Значительно больший смысл и содержание имеет переход, от од- ноблочных неуправляемых ГЧ к многоблочным (разделяющимся) с при- цельным разведением неуправляемых ББ (ГЧ типа MIRV), который был практически осуществлен в новых МБР США и СССР в 70-х годах. При таком решении также существенно снижается (при прочие равных ус- ловиях) суммарная мощность ядерных зарядов и возрастает суммар- ная стоимость ГЧ, но возможность прицельного разведения несколь- ких ББ на большие относительные расстояния позволяет существенно повысить эффективность использования полезной нагрузки, в осо- бенности тяжелых ракет. Преимущества РГЧ с прицельным разведением неуправляемых ББ объясняются, главным образом, тем, что: прицельное разведение ББ позволяет наилучшим образом расп- ределить имеющиеся ББ по объектам поражения (между отдельными целями, по площадям крупных целей и т.д.), повышая возможности и обеспечивая гибкость планирования ракетно-ядерных ударов; РГЧ типа MIRV позволяют формировать эффективную пространс- твенно-временную структуру ракетно-ядерных ударов, имея более широкие возможности по построению рациональных боевых порядков из ББ и элементов комплекса средств преодоления ПРО и др.; с использованием РГЧ типа MIRV достаточно просто решается проблема модернизации и универсализации стратегического ракетно- го вооружения по отношению к различным вариантам и условиям бое- вого применения МБР и др. По указанным причинам разработка и переход на многоблочные ГЧ с прицельным разведением неуправляемых ББ могут быть оправ- данными не только при наличии у противника системы ПРО, но и при отсутствии ПРО. Целесообразность перехода на такие ГЧ возрастает с увеличением массы полезной нагрузки ракеты. Особое значение такой переход приобретает при наличии ограничений на общее число МБР (пусковых установок) в системе вооружения. 4.2. СХЕМА, ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ МБР США ”МИНИТМЕН-3и В- середине 60-х годов в США начались работы по созданию но- вого класса ракет МБР и БРЧЛ с разделяющимися головными частя- ми. Первой ракетой с РГЧ стала-американская БРПЛ "Поларис". Она 199
могла оснащаться разделяющейся головной частью типа MRV. Очевид- ные недостатки головных частей этого типа привели к тому, что ракеты с ними не нашли широкого применения. Следующим шагом в создании разделяющихся головных частей явилась разработка РГЧ типа MIRV. Первой ракетой с разделяющейся головной частью типа MIRV была американская ракета "Минитмен-3". В августе 1968 г. был осуществлен ее успешный пуск, а в 1970 г. первые ракеты "Минитмен-3" стали поступать на вооруже- ние. Всего их было поставлено на боевое дежурство 550. МБР "Минитмен-3" является трехступенчатой твердотопливной ракетой q последовательным соединением ступеней, оснащенной раз- деляющейся головной частью типа MIRV с тремя неуправляемыми бое- выми 'блоками. Общий вид ракеты представлен на рис. 4.1. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность стрельбы............... 10 000 км Стартовая масса............................... 35,0 т Забрасываемый вес. ........................... 1, 15 т Масса боевого блока................... . 180 кг Длина ракеты........................ 18,2 м Максимальный диаметр ракеты.................. 1,68 м Мощность ядерного боезаряда одного боевого блока....................... 0,17... 0,3 Мт Точность стрельбы (предельное отклонение)....................... 0,5* км Первая и вторая ступени ракеты '"Минитмен-3" практически идентичны соответствующим ступеням ракеты "Минитмен-2". Первая ступень МБР "Минитмен-3" состоит из маршевого РДТТ.и хвостового отсека. Хвостовой отсек имеет форму усеченного конуса и представля- ет собой оболочку.из алюминиевого сплава, подкрепленную силовым набором из стали. Внутри хвостового отсека размещается сопловой блок с гидроприводом. РДТТ первой ступени включает корпус, сопловой блок, заряд твердого топлива и воспламенитель. Корпус изготовлен из высоко- * Первоначально предельное отклонение составляло 1 км. 200.
Рис. 4.1. Межконтинентальная баллистическая ракета “Минитмен-3” 1 - двигатель увода обтекателя; 2 - обтекатель головной части; 3 - платформа с ББ и СП ПРО; 4 - ступень разведения; 5 - сопло отсечки тяги; 6 - маршевый РДТТ III ступени; 7 - соединительный отсек III ступени; 8 - маршевый РДТТ II ступени; 9 - соединительный отсек II ступени; 10 - маршевый РДТТ I ступени; 11 - хвостовой отсек I ступени. 201
прочной стали Д6-ДС. Обечайка корпуса имеет внешний диаметр 1,68 м. Переднее днище приварено к обечайке, сопловое днище соединя- ется с обечайкой с,помощью конического резьбового соединения. На переднем днище установлен воспламенитель. Внутренняя поверхность корпуса РДТТ первой ступени имеет теплозащитное покрытие пере- менной толщины из стекловолокна, пропитанного фенольной смолой. При изготовлении заряда РДТТ используется смесевое твердое топливо, в состав которого входят перхлорат аммония, сополимер бутадиена и акриловой кислоты, порошкообразный алюминий и эпок- сидная смола. Двигатель оснащен четырьмя поворотными соплами и имеет тягу у Земли около 800 кН, в пустоте - около 900 кН. Отклонение пово- ротных сопел осуществляется с помощью специального гидропривода, который включает блок управления (гидронасос и гидроаккумулятор) и гидротолкатели, являющиеся исполнительными органами гидропри- вода. Управление вектором тяги на участке работы первой ступени осуществляется за счет,отклонения поворотных сопел. Вторая ступень включает маршевый РДТТ и переходной отсек. Переходной отсек выполнен из алюминиевого сплава, снабжен стальным силовым набором и имеет форму усеченного конуса. Внеш- няя поверхность отсека покрыта теплозащитой из пробкового мате- риала. На второй ступени ракеты "Минитмен-3" установлен двигатель, корпус которого изготовлен из отдельных секций титанового спла- ва. Внешний диаметр корпуса двигателя 1,39.м. На переднем днище корпуса РДТТ смонтированы воспламенитель и узел аварийного вык- лючения, двигателя. На внешней и внутренней поверхностях-корпуса нанесено теплозащитное-покрытий переменной толщины. Двигатель имеет одно центральное неподвижное сопло. Управление вектором тяги на участке работы второй ступени по тангажу и рысканию'-осуществляется за счет впрыскивания жидко- го .фреона в закритическую часть сопла через четыре Группы от- верстий, расположенных в плоскостях стабилизации ракеты. Фреон хранится в тороидальном баке, размещенном на сопловом блоке дви- гателя. Для подачи фреона применяется вытеснительная система, использующая специальный пороховой аккумулятор давления; Управление по крену осуществляется с помощью автономной га- зогенераторной системы с четырьмя неподвижными управляющими соп- лами, закрепленными на сопловом блоке. Для выработки рабочего тела (газа) используется пороховой аккумулятор давления. 202'
РДТТ второй ступени имеет скрепленный с корпусом заряд сме- севого твердого топлива, состоящего из перхлората аммония, поли- бутадиена с конечной карбоксильной . группой и порошкообразного алюминия. Третья ступень увеличена в габаритах по сравнению с -ракетой "Минитмен-2" и оснащена твердотопливным двигателем, имеющим бо- лее высокие энергетические характеристики. Это позволило увели- чить. забрасываемый вес ракеты почти в полтора раза (до 1150 кг) при некотором увеличении стартовой массы ракеты и снижении даль- ности стрельбы. Третья ступень "Минитмен-З" состоит из маршевого РДТТ, пе- реходного и соединительного отсеков. Внешняя поверхность ступени имеет теплозащитное покрытие. Переходный отсек слабоконической формы и соединительный от- сек цилиндрической формы выполнены из алюминиевого сплава и подкреплены силовым набором. Корпус маршевого РДТТ третьей ступени, включающий цилиндри- ческую обечайку, переднее и заднее, днище, изготовлен из стеклоп- ластика. На переднем днище устанавливается воспламенитель и име- ются шесть отверстий для сопел отсечки тяги. РДТТ третьей ступени имеет одно центрально закрепленное не- подвижное сопло, частично утопленное в камеру сгорания. В качестве топлива используется смесевое твердое топливо, включающее сополимер бутадиена и акрилонитрила, перхлорат аммо- ния и порошкообразный алюминий. Масса топлива на ступени состав- ляет более трех тонн и превосходит почти в два раза массу топли- ва третьей ступени ракеты "Минитмен-2". Основные характеристики двигательных установок ракеты "Ми- нитмен-3" приведены в таблице 4.1. Управление полетом ракеты "Минитмен-3" при работе двигателя третьей ступени по каналам тангажа и рыскания производится за счет впрыскивания жидкого фреона в закритическую часть сопла че- рез четыре группы отверстий, расположенных в плоскостях стабили- зации. Запас фреона хранится в сферическом баллоне. Система по- дачи фреона вытеснительная, с помощью специального порохового аккумулятора давления. Расход регулируется двумя клапанными бло- ками . Управление полетом третьей ступени по крену осуществляется с помощью неподвижных управляющих -сопел. Рабочее тело (газ) вы- рабатывается специальным пороховым аккумулятором давления. Все перечисленные элементы системы управления вектором тяги размещены вокруг соплового блока и.прикрыты теплозащитным чехлом. 203
Таблица 4.1 Основные характеристики РДТТ МБР "Минитмен-3" V Характеристики РДТТ I ст. II ст. III ст. Длина (от среза сопел), м Внешний диаметр корпуса, м Тяга, кН Удельный импульс, м/с Давление в камере, МПа Время работы; с Угол поворота сопел, град Степень расширения сопел. 7,58 1,68 800 2720 5,0 60 ±8 8 * 4, И 1,39 330 2800 3,5 56 24 2, 35 1,33 160 2850 3, 5 60 24 Первоначально ракета "Минитмен~3" оснащалась разделяющейся головной частью Мк~12, имеющей в своем составе три неуправляемых боевых блока W-62 мощностью по 0,17...О,3 Мт каждый, набор пас- сивных ложных целей и ступень разведения с двигательной установ- кой и автономной системой управления. Для улучшения аэродинами- ческой формы головная часть прикрывается обтекателем, который уводится после прохождения плотных слоев атмосферы с помощью специального РДТТ, размещенного в носовой части обтекателя. Двигательная установка состоит из маршевого ЖРД, располо- женного на продольной оси головной, части, и десяти ЖРД ориента- ции, размещенных по периферии. Маршевый ЖРД изготовлен из берил- лия и установлен в кардановом подвесе. ЕгсГ тяга 1360 Н. Вспомо- гательные двигатели, изготовленные из ниобия с силицидным покры- тием, неподвижны. Шесть из них, имеющих тягу по 104 Н, обеспечи- вают ориентацию по тангажу и рысканию; четыре с тягой по 82 Н - по крену. Компо-нентами ракетного топлива, используемыми и в ос- новном, и во вспомогательных двигателях, являются монометигидра- зин (горючее) и четырехокись азота (окислитель). Система подачи топлива вытеснительная. В системе используется сжатый гелий, ко- торый хранится в титановом шаровом баллоне. Для хранения топлива предназначены два двустенных стальных цилиндрических бака. Дви- гательная установка амлулизирована. Масса двигательной установки в заправленном состоянии составляет 220 кг. 204
Автономная система управления, установленная на. головной части, обеспечивает управление полетом РГЧ Мк-12 по окончаний активного участка траектории. Электронное- оборудование этой сис- темы- защищено от поражающих факторов ядерного взрыва. В системе используются три гироскопа, акселерометры и БЦВМ, команды от ко- торой поступают на двигательную'установку боевой ступени, обес- печивающей потребное приращение скорости и заданную ориентацию головной части перед отделением каждого боевого блока. В процессе автономного полета боевой ступени ракеты "Минит- мен-3" управление вектором тяги осуществляется: при работающем основном ЖРД - по тангажу и рысканию отклонением основного дви- гателя, по вращению - четырьмя двигателями крена; при неработаю- щем основном ЖРД - по всем каналам, десятью двигателями ориента- ции. Время разведения боевых'блоков составляет около 1 мин. Пос-- ле окончания их разведения срабатывает система самоликвидации корпуса головной части, в результате чего он’разрывается на дё- сятки осколков, дезориентирующих радиолокаторы системы ПРО про- тивника. Зона разведения боевых блоков характеризуется размерами 400x200 км2. Каждый боевой блок- снабжен небольшим РДТТ (масса менее 1 кг), сообщающим ему угловую скорость вращения относи- тельно продольной оси при движении на пассивном, участке траекто- рии, что приводит к повышению точности стрельбы. На ракете "Минитмен-3" используется автономная инерциальная система управления, разработанная фирмой Autone’tlcs. Она разме- щается под головной частью в цилиндрическом отОеке и обеспечива- ет управление полетом ракеты-на активном участке траектории. В процессе боевого дежурства система управления находится, как и на предыдущих ракетах "Минитмен", в "горячем" режиме. Техничес- кая готовность комплекса с МБР "Минитмен-3" составляет 30 с. Система, использующая микромодули, включает в ' себя два трехстепенных гироскопа на газовых-подшипниках. В СУ применяется БЦВМ с высокими характеристиками быстродействия и' большой ем- костью памяти. Масса системы управления (вместе с приборным от- секом) составляет примерно 155- кг. Система управления ракеты "Минитмен-3" в большей , степени защищена (имеет большую стой- кость), чем СУ ракеты "Минитмен-2"' от действия ПФЯВ: проникающей радиации, рентгеновского излучения и ЭМИ. Это достигается приме- нением высокостойких, комплектующих элементов и экранированием приборов системы управления. Стойкость элементной базы БЦВМ к нейтронному потоку составляет 1О13...1О14 н/см2, к мощности гам- 205
ма-излучения - 109,..10iO р/с. Применяется структурно-алгоритми- ческий способ защиты от проникающей радиации, основанный на отк- лючении БЦВМ на 10 мкс по сигналам от датчиков уровня радиации. Система управления ракеты была значительно модернизирована после того, как ракета была принята на вооружение. Целью дорабо- ток было повышение точности и надежности системы управления, а также обеспечение достаточно быстрой смены точек прицеливания. Первоначально предельное отклонение боеголовок ракеты "Минит- мен-3" составляло около 1 км, однако модернизация системы управ- ления позволила уменьшить эту величину вдвое. Заметно была повы- шена и надежность системы управления (и всего комплекса). Когда в 1959 г. начиналась установка на боевое дежурство комплексов с ракетой "Минитмен-!", среднее время наработки системы управления на отказ составляло 600 ч, в результате чего .блоки системы уп- равления приходилось менять примерно 15 раз в год. Ракета снима- лась с боевого дежурства в год на срок более 100 сут. К 1984 г. среднее время наработки на отказ было доведено до 10 000 ч, что позволило резко упростить и удешевить эксплуатацию комплекса. Для снижения инструментальных погрешностей системы управления используются три режима калибровки комплекса командных приборов: полная калибровка точностных параметров через каждые 30 сут с понижением боеготовности, калибровка через каждые 7 сут без сни- жения боеготовности, постоянная калибровка уходов гироблоков и погрешностей гироинтеграторов. Результаты калибровки используют- ся при вычислении навигационные параметров в процессе управления полетом ракеты. Система боевого управления обеспечивает дистан- ционный' контроль за состоянием ракеты и ПУ с пункта (поста) уп- равления пусками, обслуживающего десять ПУ. В систему управления ракеты вводятся данные по нескольким плановым целям, смена этих целей может осуществляться в ходе циклограммы пуска, т.е. без снижения боеготовности. Для переприцеливания ракеты по неплано- вым целям ранее требовалось до 20 ч. Однако в начале 80-х годов боевые позиции ракеты были оснащены специальной системой, позво- ляющей дистанционно с пункта управления пуском вводить в ракету данные для прицеливания по любой точке. Время замены полетного задания при этом существенно изменилось. В процессе эксплуатации ракетного комплекса "Минитмен-3" на части ракет ГЧ Мк-12 были заменены на ГЧ Мк-12А, также имеющие в своем составе три неуправляемых боевых блока индивидуального на- ведения. Ракеты, оснащенные такой головной частью, получили наи- менование "Минитмен-ЗА" ("Минитмен-ЗУ"). 206
Боевые блоки W-78 головной части МК-12А внешне идентичны боевым блокам W-62 головной части Мк-12. Они имеют те же габари- ты, хотя мощность (тротиловый эквивалент) каждого из них увели- чена до 0,35...О,5 Мт. Поэтому три боевых блока W-78 размещаются в таком же объеме, как и три боевых блока W-62, и размеры голов- ной части Мк-12А совпадают с размерами головной части Мк-12. В настоящее время (1994 г.) в боевом составе стратегических сил США находятся 200 ракет "Минитмен-3” и 300 ракет ”Минитмен-ЗА”. Основные характеристики ракеты "Минитмен-ЗА": Максимальная дальность стрельбы.............. 9500 км Стартовая масса...................•........... 35,0 т Забрасываемый вес............................. 1,15 т Масса боевого блока........................... 195 кг Длина ракеты.................................. 18, 2 м Максимальный диаметр ракеты................... 1,68 м Мощность ядерного боезаряда одного боевого блока.......................... 0, 35... 0, 5 Мт Точность стрельбы (предельное отклонение)....................... 0,5 км Ракеты "Минитмен-3”, ”Минитмен-ЗА" базируются в усовершенс- твованных шахтных пусковых установках, использовавшихся ранее для МБР "Минитмен” предыдущих поколений. В 1970-1980 гг. была осуществлена широкая программа повыше- ния живучести комплекса с. ракетами ,,Минитмен-2н и "Минитмен-3" в- условиях ядерного удара. Была усовершенствована система’аморти- зации ракеты-в шахте, усилена крыша ПУ, приняты меры по защите от ЭМИ, повышена надежность систем электроснабжения и др. Комплекс с ракетой "Минитмен-З" в течение длительного вре- мени был наиболее эффективным комплексом группировки МБР США. Он имел до середины 80-х годов самый высокий (около 0,03) из всех МБР с РДТТ коэффициент энергомассового совершенства, отличался высокими точностью и боеготовностью. -Уже к 1975 г., т.е, после пяти лет с момента принятия комплекса с ракетой "Минитмен-З” на вооружение, в группировку МБР США входило 550 (из общего коли- чества 1054) ракет "Минитмен-З". Это позволило увеличить число боеголовок в группировке вдвое. 207
4.3. СХЕМЫ. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ МБР СССР PC-16, РС-18 И РС-20 - Межконтинентальные баллистические жидкостные ракеты стацио- нарного базирования РС-16, РС-18 и РС-20 разрабатывались с раз- деляющимися головными частями (РГЧ), обеспечивающими прицельное последовательное разведение неуправляемых’ ББ (РГЧ типа MIRV). Их создание в СССР в.70-х годах проводилось прежде всего как ответ- ная мера на резкое увеличение числа ББ в группировках МБР и БРПЛ США. Ракеты РС-16 и РС-20 и- соответствующие комплексы были соз- даны кооперацией-.исполнителей, возглавляемой КБ под руководством В.Ф. Уткина, заменившего М.К.Янгеля. Головной организацией, раз- рабатывавшей ракету РС-18 и комплекс с этой МБР, было КБ под ру- ководством В.Н.Челомея; Летные испытания первых модификаций всех трех типов ракет проводились в 1972-1975 гг. на полигоне Байко- нур. В 1975-1981 гг.. ракетные комплексы принимались на вооруже- ние и ставились на боевое дежурство. В 1977-1979 гг. была прове- дена модернизация ракет и комплексов, позволившая улучшить ряд их такткко-технических-характеристик. МБР РС-16, РС-18 .и РС-20 относятся к двухступенчатым раке- там с ЖРД с последовательным-расположением ступеней (схемы ракет приведены на рис. 4.2, 4.3 и 4.4). При разработке ракет соот- ветствующие КБ и организации использовали опыт создания пред- шествующего поколения ампулизированных жидкостных ракет на ком- понентах топлива'НДМГ + АТ, размещенных в шахтных ПУ (в первую очередь, ракет РС-10 и Р-36). Наряду с принципиальным новшест- вом - применением РГЧ типа MIRV к новым техническим решениям комплексов .этого поколения следует отнести:' применение в ракетах автономной системы управления с БЦВМ, размещение ракет и пункта управления .боевым ракетным комплексом в сооружениях высокой за- щищенности, возможность дистанционного переприцеливания перед пуском, наличие на ракетах более совершенных средств преодоления ПРО. более высокую боевую готовность, применение более совершен- ной системы боевого управления,- повышенную живучесть комплек- сов. Были резко повышены характеристики боевой эффективности за счет увеличения точности ракет и общей мощности их боевого осна- щения. Каждая из ракет РС-16 и РС-18 имеет две модификации (А и Б), которые отличаются главным образом конструктивно-технологически- ми решениями и соответствующими характеристиками автономной сис- 208
темы управления. • Для ракеты-РС-20 различают три модификации: РС-20А, РС-20Б и РС-20В. Эти модификации отличаются типом и конструкцией головных частей, характеристиками системы управле- ния, а для ракеты-PC-20В -и рядом конструктивно-схемных решений по ракете в целом и ее ТПК. Основные характеристики последних модификаций ракет РС-16, РС-18 и РС-20 представлены в таблице 4.2 (значения дальности по- лета ББ, мощности их зарядов и точности попадания в цели приве- дены по открытым зарубежным источникам и являются приближенными). Таблица 4.2 Основные характеристики ракет РС-16, РС-18 и РС-20 Характеристики РС-16Б РС-18Б РС-20В Максимальная дальность, км Стартовая масса, т Масса полезной нагрузки, т Число боевых блоков Длина ракеты, м Максимальный .диаметр' ракеты, м Относительная масса полезной нагрузки Мощность заряда боевого блока, Мт Точность стрельбы, (предельное отклонение), км 4 * 10 000 71,1 2, 55 Ч 22,5 2,25 0,036 0,55. . . . . .0,75 0,92 10 000 105,6 4,35 6 24, 3 2, 5 1 0,04 k 0, 55... . ..0,75 0, 92 И 'ООО 211, 1 8,8 10 34,3 3,0 0, 042 0, 55. . . ...0,75 0, 5 Для всех трех ракет характерны высокие.значения коэффициен- та энергомассового совершенства (порядка 0,04), что свидетельст- вует прежде всего о рациональных конструктивно-схемных решениях и высоких удёльных параметрах двигательных'установок ракет. На всех ракетах.в качестве компонентов топлива использовались не- симметричный диметилгидразин (НДМГ) и четырехокись азота (АТ), ставшие к этому 'Моменту штатными компонентами для жидкостных МБР; размещаемых в ШПУ. Несколько меньшее значение коэффициента энергомассового совершенства для ракеты РС-16 по сравнению с двумя другими рассматриваемыми здесь МБР объясняется в основном особенностями принятых проектных решений, а также тем, что при меньшей 'стартовой массе ракеты труднее получить'Высокое значение тпн при одинаковых условиях (масштабный фактор). После принятия на вооружение МБР' РС-16, РС-18 и РС-20 их число в группировке РЗСН быстро росло. В 1991 г. оно составля- I 209
ло: 47 - для PC-16, 300 - для РС-18 и 308 - для РС-20. Эти .раке- 'Ты на боевом дежурстве имели более 5000 боевых блоков, т.е. свы- ше 75% от общего числа боевых блоков в группировке МБР бывшего СССР. МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА РС-16 МБР РС-16 .(рис. 4.2) проектировалась под существовавшие ШПУ ракет РС-10, т.е. при ограничении на геометрические характерис- тики.; (диаметр и длину) ее транспортно-пускового контейнера, а следовательно, и ракеты-в целом. Свой отпечаток на ракету нало- жили и ограниченные сроки разработки, не позволившие реализовать ряд первоначальных проектных решений, в частности, по двигатель- ной установке первой ступени (не удалось обойтись без специаль- ного рулевого двигателя). Двухступенчатая ракета .РС-16 выполнена в двух диаметрах: корпус первой ступени имеет диаметр равный 2,25 м, второй - 2,1 м. Ступени соединяются между собой слабоконическим соединитель- ным отсеком, который при разделении ступеней разрушается удли- ненным кумулятивным зарядом, опоясывающим соединительный отсек в его средней части. В состав корпуса первой ступени ракеты входят также хвостовой и топливный отсеки. Топливный отсек, состоящий из верхней емкости (для окислителя) и нижней (для горючего), сварной конструкции из алюминиево-магниевого сплава. Емкости (баки) окислителя и горючего разделены сферическим промежуточным днищем. Нижнее сферическое днище бака горючего направлено выпук- лостью вовнутрь бака, образуя вместе с хвостовым отсеком полость для размещения двигательной установки ступени. Двигательная установка, первой ступени ракеты РС-16 состоит из двух двигателей:' основного (маршевого) и рулевого. Однокамер- ный маршевый ЖРД с турбонасосной системой подачи топлива выпол- нен по замкнутой схеме и закреплен на ступени неподвижно. В сос- тав рулевого двигателя входят четыре поворотные (шарнирно зак- репленные) камеры спхрания и один турбонасосный агрегат. В руле- вом двигателе реализована открытая схема процесса сгорания ком- понентов топлива. Двигательная установка второй ступени ракеты РС-16 состоит из однокамерного, неподвижно закрепленного на корпусе ступени ЖРД с турбонасосной подачей компонентов топлива и замкнутой схе- мой. Этот двигатель имеет целый ряд оригинальных решений по ра- бочим процессам: по системе охлаждения камеоы сгорания, по про- 210
Рис. 4.2. Межконтинентальная баллистическая ракета РС-16 (в транспортно-пусковом контейнере) 1 - обтекатель головной части; 2 - боевой блок; 3 - приборный отсек; 4 - бак окислителя II ступени; 5 - бак горючего II ступени; 6 - маршевый двигатель II ступени; 7 - соединительный отсек; 8 - бак окислителя I ступени; 9 - транспортно-пусковой контейнер; 10 - опорно-обтюрирующий пояс; 11 - бак горючего I ступени; 12 - маршевый двигатель I ступени; 13 - хвостовой отсек; 14 - камера сгорания рулевого двигателя I ступени; 15 - верхнее днище поддона; 16 - нижнее днище поддона; 17 - пороховой аккумулятор давления. 211
цессу газогенерацип и другим, которые в конечном счете позволили получить рекордную величину удельного импульса тяги для .ЖРД та- кого класса- (3300 м/с в пустоте). Оригинален и способ создания управляющих сил и моментов при полете второй субракеты (ступе- ни) : управление по тангажу и рысканию обеспечивается вдувом газа в закритическую часть сопла ЖРД. а по крену - четырьмя небольши- ми соплами, рабочее тело для которых вырабатывается в газогене- раторе ТНА двигателя. К корпусу второй ступени ракеты РС-16 с помощью разрывных болтов крепится разделяющаяся головная часть, типа MIRV с четырь- мя боевыми блцками, прикрытая обтекателем с изменяемой геомет- рией. В состав РГЧ входит герметичный приборный отсек, в котором размещается система -управления ракетой, и твердотопливная двига- тельная установка разведения боевых блоков. Применение РДТТ для разведения ББ на жидкостных ракетах является оригинальным, но' труднообъяснимым решением. Для ракеты РС-16 одной -из первых в СССР была практически реализована так называемая "минометная" схема старта, при кото- рой двигательная установка первой ступени запускается после вы- хода (выброса) ракеты из транспортно-пускового контейнера под давлением газов, вырабатываемых специальными пороховыми газоге- нераторами. Для обеспечения минометного старта на нижнюю часть ракеты РС-16 устанавливается поддон с опорно-обтюрирующим поя- сом, а на корпус ракеты - опорные пояса (бандажи), которые сбра- сываются после выхода ракеты из ТПК-.' При минометном старте раке- ты Газы,- вырабатываемые в пороховом аккумуляторе давления, пос- тупают в объем между верхним и’нижним днищами поддона. В момент старта принудительно разрывается механическая связь между днища- ми, и под давлением газов, действующих на верхнее, днище поддона, ракета вместе о днищем выбрасывается из ТПК. Нижнее днйще поддо- на с закрепленными на нем пороховыми аккумуляторами давления ос- тается в контейнере. МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА РС-18 * Жидкостная двухступенчатая ракета РС-18 (рис.. 4.3) может считаться классической по конструктивно-компоновочной схеме и весьма совершенной по основным техническим характеристикам для МБР этого типа. Выполнена ракета в .одном диаметре (калибре). Ступени ракеты соединены между собой с помощью разрывных болтов. В систему разделения ступеней и отделения головной части входят тормозные пороховые ракетные двигатели (ПРД). 212
* ПГМР-fc Рис. 4.3. Межконтинентальная баллистическая ракета РС-18 (в транспортно-пусковом контейнере) 1 - обтекатель головной части; 2 - боевые блоки; 3 - агрегатно-приборный блок; 4 - бак окислителя II ступени; 5 - бак горючего II ступени; 6 - маршевый двигатель II ступени; 7 - хвостовой отсек II ступени; 8 - камера сгорания рулевого двигателя II ступени; 9 - переходник; 10 - бак окислителя I ступени; 11 - транспортно-пусковой контейнер; 12 - бак горючего I ступени; 13 - вафельная обечайка бака горючего; 14 - хвостовой отсек I ступени; 15 - нижний бугель; 16 - маршевая двигательная установка I ступени. Й13
Рис, 4.4а. Межконтинентальная баллистическая ракета PC 20А (в । ранспортнопусковом контейнере) Рис. 4.46» Межконтинентальная баллистическая ракета PO2GB (в транспортно-я}сковом контейнере) 1 Пороховой аккумулятор; 2 - Поддон; 3 - Верхнее днище поддона; 4 Двигательная установка I ступени; 5 - Поперечная опора (кольцо); 6 - Емкость (бак) горючего I ступени; 7 - Расходный трубопровод окислителя; 8 - Емкость (бак) окислителя I ступени; 9 - Корпус транспортно-пускового контейнера: 10 - Сопло противо^яги I ступени; 11 - Переходный отсек; 12-1 азоход рулевого двигателя к ступени; 13 - Камера сгорания рулевого двигателя н ступени; 14 - Маршевый (основной) ЖРД и ступени; 15 - Емкость (бак) горючего и ступени; 16 - Емкость (бак) окислителя п 17 - Переходной отсек; 18 Соппо противотяги п ступени; 19 - Приборный стоек ракеты PC - 20 А; 20 Переходник транспортно -пускового контейнера; 21 - Головная часть ракеты; 22 - Агрегатно-приборный отсек головной части ракеты PC - 20 В; 23 - Боевые блоки* 24 - Обтекатель;
Корпус первой ступени РО18 имеет в своем составе хвостовой отсек, топливный э:г,се?; и переходник, изготовленные из легких ч алюминиевых сплавов. 'Корпус'второй ступени состоит из короткого хвостового отсека и топливного отсека. Топливные отсеки сварной конструкции, емкости .баки) горючего и окислителя разделены про- межуточными днищами. Цилиндрическая обечайка бака горючего пер- вой ступени выполнена из вафельных панелей. В верхней части бака окислителя первой ступени имеются продольные перегородки, демп- фирующие колебания жидкости при полете ракеты. Пневмогидравлические системы контейнера и ракеты, имеющие в своем составе соответствующие трубопроводы, заправочные, дренаж- но-предохранительные клапаны и другие элементы автоматики, поз- воляют производить-заправку и слив компонентов топлива после ус- тановки ракеты с ТПК в шахтную ПУ с помощью подвижных заправоч- ных средств (емкостей, насосных станций ит.д.). Двигательная установка первой ступени ракеты РС-18 состоит из четырех поворотных однокамерных ЖРД, имеющих турбонасосную систему подачи компонентов топлива в камеру сгорания и газогене- ратор, и выполненных по замкнутой схеме (с дожиганием генератор- ного газа в камере сгорания). Каждый двигатель (камера сгорания, ТНА, газогенератор и т.д.) закреплен шарнирно на раме в хвосто- вом отсеке и может отклоняться от нейтрального положения в соот- ветствующей плоскости по сигналам системы управления с помощью гидравлических рулевых машин, рабочим телом для которых служит один из компонентов топлива. Тем самым обеспечивается управление полетом ракеты по каналам тангажа, рыскания и крена (вращения). Двигательная установка второй ступени ракеты РС-18 состоит из двух ЖРД: однокамерного основного (маршевого), неподвижно закрепленного на корпусе второй ступени, и четырехкамерного ру- левого с поворотными камерами сгорания. Основной ЖРД имеет тур- бонасосную систему подачи компонентов топлива при замкнутой схе- ме организации рабочего процесса. Камеры сгорания рулевого дви- гателя закреплены шарнирно, компоненты топлива в них подаются одним ТНА, закрепленным на корпусе хвостового отсека ступени. Рулевой двигатель выполнен по открытой (разомкнутой) схеме с от- водом генераторного газа после турбины за борт ракеты. Запуска- ется рулевой двигатель до разделения ступеней ракеты. Для этих целей переходник первой ступени имеет специальные газоходы. Ракета РС-18 отличается гаигаготий конструкции и высокой на- дежностью целого ряда систем: гастемы разделения, системы надду- ва баков, подачи топлива и до. 214
К верхней обечайке корпуса второй ступени ракеты РС-18 раз- рывными болтами крепится агрегатно-приборный блок разделяющейся головной части, в котором размещаются приборы автономной -инерци- альной системы. управления (гиростабилизированная- платформа, БЦВМ, преобразователи, ампульные батареи питания и др.) и жид- костная двигательная установка разведения шести боевых блоков с необходимым запасом компонентов топлива. Боевые блоки, прикрытые сбрасываемым обтекателем, размещаются на специальной платформе, стыкуемой с агрегатно-приборным блоком. Вся сборка образует РГЧ типа-MIRV, Ракета РС-18 имеет газодинамическую схему старта, при кото- рой ракета выходит из ТПК, размещенного в ШПУ, под действием си- лы тяги ДУ первой ступени. Для реализации такой схемы внутри ТПК имеются направляющие, а на корпусе ракеты установлены сбрасывае- мые в полете бугели (башмаки). ШПУ имеет специальную систему от- вода в атмосферу газов при старте ракеты. МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА РС-20 Последняя модификация ракеты РС-20 заканчивает многолетний период разработки и совершенствования тяжелых жидкостных МБР в СССР, начало которому было положено ракетами Р-16 и Р-36. На се- годняшний день ракета РС-20В является самой мощной в мире МБР и вполне объективно отражает высокий уровень развития ракетострое- ния в бывшем СССР. Конструктивно-компоновочная схема ракет РС-20А (рис.4.4а) и РС-20В (рис. 4.46)' аналогична схеме ракеты РС-18, несмотря на то, что эти ракеты разрабатывались различными КБ. Две разгонные ступени ракеты РС-20 имеют одинаковый диаметр (3 м) и соединяют- ся между собой разрывными болтами. В состав корпуса первой сту- пени входят (сверху вниз):, переходной отсек, топливный отсек, боковая защита двигательной установки и поддон. Корпус второй ступени имеет в своем составе переходной отсек, топливный отсек и теплозащитный экран. Топливные отсеки ступеней изготовлены ме- тодом сварки из листов алюминиево-магниевого сплава, подвергну- тых механической обработке и химическому травлению. Емкости (ба- ки) окислителя и горючего разделены промежуточным совмещенным днищем. Вдоль, корпуса ракеты проходят трубопроводы пневмогидрав- лической системы и бортовая кабельная сеть, защищенные желобом. Пневмогидравлическая система (ПГС) ракеты обеспечивает’зап- равку (слив) и хранение компонентов топлива в процессе боевого 215
дежурства, а также подачу их к двигательным установкам при поле- те ракеты. Функционально ПГС состоит из систем окислителя и го- рючего, системы наддува, системы заправки и слива компонентов топлива, а также газореактивных систем торможения ступеней. Для повышения эффективности использования запасов топлива на первой и второй ступенях ракеты РС-20 имеется система управ- ления расходом топлива. Она обеспечивает одновременное расходо- вание компонентов топлива путем изменения в заданных пределах коэффициента соотношения расходов окислителя и горючего через двигатели и полную выработку рабочих запасов топлива на обеих ступенях. В состав двигательной установки первой ступени ракеты РС-20 входят четыре автономных однокамерных ЖРД, имеющих турбонасосную систему подачи топлива, выполненных по замкнутой схеме и шарнир- но закрепленных на раме в хвостовой части ступени. Отклонение двигателей в соответствующих плоскостях по командам системы уп- равления обеспечивает управляемый полет ракеты. Четыре ЖРД пер- вой ступени развивают суммарную тягу при работе в. пустоте около 5000 кН при удельном импульсе 3120 м/с. При этом общий массовый расход компонентов топлива через ДУ первой ступени составляет более 1500 кг/с. Двигательную установку второй ступени образуют два .ЖРД: ос- новной и рулевой. Основной двигатель ракеты РС-20В (однокамерный с турбонасосной подачей компонентов топлива и замкнутой схемой рабочего процесса) размещен ("утоплен") в емкости горючего вто- рой ступени. Размещение основного двигателя в баке горючего от- носится к одному из способов:повышения плотности заполнения объ- ема ракеты топливом. В состав рулевого двигателя второй ступени входят четыре поворотных камеры сгорания, один ТНА, система газогенерации и др. В рулевом двигателе реализована открытая схема рабочего про- цесса. Основные агрегаты рулевого двигателя (камеры сгорания, ТНА и т.д.) закреплены на нижнем днище бака горючего второй сту- пени. Запускается двигатель до разделения ступеней ракеты. В ракете РС-20 практически реализован целый ряд оригиналь- ных идей и новых технических решений: так называемый химический наддув баков (путем впрыска окислителя в бак горючего и горючего - в бак окислителя), торможение отделяемой ступени за счет исте- чения газов наддува и др. Агрегатно-приборный отсек ракет РС-20Б, В, в котором раз- мещаются основные приборы автономной, системы управления и дви- 216
гательная установка, обеспечивающие последовательное прицельное разведение десяти боевых блоков, функционально входит в состав ГЧ и стыкуется со второй ступенью разрывными болтами. Десять бо- евых блоков, прикрытые сбрасываемым в полете обтекателем, разме- щены на специальной раме в два яруса. Двигательная установка разведения представляет собой чётырехкамерный ЖРД с поворотными камерами сгорания, которые выдвигаются в рабочее положение в по- лете. Вся сборка (агрегатно-приборный отсек, боевые блоки, рама и т.д.) образует РГЧ типа MIRV. Ракета РС-20 снабжена транспортно-пусковым контейнером (ТПК), который предназначен для длительного хранения, перегруз- ки„ транспортировки, приведения ракеты в готовность к боевому применению, сохранения ее боеготового состояния на протяжении всего срока эксплуатации и проведения пуска из шахтной ПУ. ТПК состоит из корпуса, переходника, верхней пленочной крышки и нижней крышки. Корпус и переходник выполнены из стек- лопластика. В состав контейнера входит ряд технических систем, ’к основным из которых относятся пневмогидравлическая' система, сис- тема старта ракеты из ТПК, система газового контроля, отвода тепла и др. На ТПК устанавливаются также приборы и узлы системы прицеливания, управления и т.д. Ракета РС-20 имеет "минометную” схему старта. Для этих це- лей снизу к первой ступени крепится специальный поддон, состоя- - щий из цилиндрической обечайки и двух сферических днищ: верхнего и нижнего. На нижнем днище поддона закреплены пороховые аккуму- ляторы давления. При старте ракеты образующиеся в них газы, действуя через верхнее днище поддона, выбрасывают ракету из ТПК. После выхода ракеты из ПУ обечайка и верхнее днище поддона сбра- сываются с помощью пружинных толкателей и уводятся в сторону от ПУ пороховыми ракетными двигателями. Для амрртизации в попереч- ном направлении и безударного выхода ракеты из ТПК на ее корпусе устанавливаются поперечные опоры (кольца), сбрасываемые после выхода ракеты из ПУ. Шахтная пусковая установка, внутри которой в системе амор- тизации размещается герметичный транспортно-пусковой контейнер с ракетой РС-20, представляет собой мощное инженерное подземное сооружение, железобетонный ствол которого имеет внутренний диа- метр 5,9 м и глубину 39 м. 217
Глава 5 СОЗДАНИЕ МБР В СССР И США В 80-Х ГОДАХ 5.1. СХЕМА, ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ МБР США "MX"., ПРОЕКТ МБР "МИДЖИТМЕН" МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА "MX" В начале 70-х годов в США было принято решение о разработке межконтинентальной баллистической ракеты, значительно превосхо- дящей по своим боевым возможностям МБР "Минитмен” за счет в ос- новном увеличения числа и мощности боевых блоков в составе бое- вого оснащения и точности их доставки к целям. В печати того времени встречались упоминания о возможности создания мощных МБР "Минитмен-4.", "Минитмен-5", WS-120A и др. Однако в дальнейшем за новой МБР утвердилось официальное название "Реасекерег" (неофи- циальное название "MX"). Начало ее разработки относится к 1973-1974 гг. Ракета была принята на вооружение только в-1986 г. Обращает на себя внимание большая длительность периода создания ракеты. Ее разработка велась весьма тщательно, внимательно ана- лизировались и оптимизировались все принимаемые решения по ха- рактеристикам и конструктивным особенностям элементов ракеты с учетом уже реализованных ранее в серийных стратегических раке- тах, что позволило создать ракету очень высокого качества., бе- зусловно лучшую из всех МБР с твердотопливными двигателями. Схема ракеты "MX” приведена на рис. 5.1. Она представляет собой трехступенчатую МБР с РГЧ типа MIRV, выполненную в одном калибре, рлина и диаметр корпуса ракеты значительно превосходят1 соответствующие размеры ракеты "Минитмен-3”, олинис вместе с тем ракета "MX” могла быть установлена в ШпУ ракеты ''Минитмен” без существенной ее доработки. Суммарный мегатэннаж боевых блоков пакеты !'МХ“ увеличен по соавненил с МБР "Минитмен-3" в четыре-шесть раз. -если есегыл блоков - с тоех до десяти, точность - почти в дна разг. Зео оз- начает, чы.; комплекс характеристик (нбб х Ъ/ 3 б1/- ойреди- ляющий вооаюжнссти поражения высокозащищенных мз.порапмерных 218
Рис. 5.1. Межконтинентальная баллистическая ракета “MX” 1 - двигатель увода обтекателя; 2 - обтекатель головной части; 3 - платформа с ББ и СП ПРО; 4 - ступень разведения; 5 - маршевый РДТТ III ступени; 6 - соединительный отсек между II и III ступенями; 7 - маршевый РДТТ II ступени; 8 - выдвижной насадок соплового блока; 9 - соединительный отсек между II и III ступенями; 10 - маршевый РДТТ I ступени; 11 - хвостовой отсек I ступени; 12 - поворотное управляющее сопло. О Т<:
лей, у ракеты "MX" возрос больше чем на порядок относительно МБР '"Минитмен-З" *. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета.................. 10 000 км Стартовая масса................................ 88,0 т Забрасываемый вес.......'...................... 3,95 т Число боевых блоков............................ 10 Длина ракеты,.................................. 21, 5 м Максимальный диаметр корпуса................... 2, 4 м Мощность заряда одного боевого блока......... 0, 6 Мт Точность стрельбы (предельное .отклонение)...................... 0,3 км Все основные системы ракеты "MX” значительно отличаются от систем предыдущих баллистических ракет с РДТТ наземного базиро- вания. Решающее значение для достижения высокого значения коэф- фициента - энергомассового совершенства ракеты (около 0,045, т.е. на уровне современных жидкостных двухступенчатых ракет) имело использование совершенных двигателей на всех трех ступенях. При этом сыграло свою роль не только применение новых топлив и конс- трукционных материалов, но и внедрение прогрессивных конструктив- но-технических решений, позволивших повысить удельный импульс двигателей и снизить пассивную массу ракеты. И основным из них относятся: применение на^ всех трех ступенях двигателей, корпуса кото- рых изготавливаются намоткой на оправку нитей из органического волокна "кевлар", пропитанного эпоксидной смолой; использование на всех ступенях поворотных управляющих сопел с большой степенью геометрического расширения; использование на второй и третьей ступенях складывающихся конических сопловых насадок, что позволило резко увеличить для этих ступеней степень расширения сопел без увеличения их исход- ной длины; отсутствие на последней ступени устройства отсечки тяги благодаря применению системы управления, при которой двигатель последней ступени, кок и двигатели нижних ступеней ракеты, рабо- 4 п * ТКЖ ^WMfV^nu***** * ышм я_|
На всех ступенях применяются новые высокоэнергосодержащие топлива. Топливо третьей ступени содержит для увеличения удель- ного импульса значительную добавку октогена. Двигатели имеют вы- сокие значения основных параметров рабочего процесса (давление в камере и перепад давления на сопле).. В таблице 5.1 приводятся значения этих параметров для всех трех ступеней. Здесь же даются для сравнения параметры двигателей ракеты "Минитмен-З". Таблица 5.1 Основные характеристики РДТТ МБР Характеристики "Минитмен-З" "MX" 4 I ст. П ст. III ст. I ст. II ст. III ст, Давление в камере, МПа Геометрическая степень расширения сопла Удельный импульс в пустоте, м/с 5, 0 9,85 2630 3,3 24,8 2820 3, 3 23,7 2800 ’ 11,8 16 2740 12,6 57 2920 6, 0 87,3 2980 Высокие значения давления в камерах двигателей стали воз- можными благодаря значительному увеличению удельной прочности материалов, из которых изготавливаются их корпуса. МБР "MX" - трехступенчатая твердотопливная ракета с после- довательным соединением выполненных в одном диаметре ступеней, оснащенная головной частью типа MIRV. В штатном варианте’МБР '"MX" оснащается головной частью с десятью ББ. Внешняя поверх- ность корпуса МБР "MX" имеет Специальное покрытие, предназначен- ное для защиты ракеты от пылегрунтовых образований, вызванных ядерным взрывом. ‘Основу покрытия составляет мономер этиленпропи- лендиена. Таким образом, ракета предназначена для старта и в ус- ловиях воздействия противника. 'Первая ступень ракеты конструктивно состоит из маршевого двигателя фирмы Morton Thiokol и хвостового отсека. Масса пол- ностью снаряженной ступени равна 48,8 т. Маршевый РДТТ - так называемой коконной схемы с центральным частично утопленным в камеру сгорания поворотным управляющим соплом. Корпус РДТТ изготовлен из композиционного материала на основе "кевлара". Тяга двигателя примерно 2260 кН. Продолжитель- ность работы составляет 55 с. 221
РДТТ первой ступени использует топливо на основе перхлората аммония и связующего НТРВ (Hydroxyl Terminated Poly Butadien - полибутадиен с концевой гидроксильной группой) с повышенным по сравнению с ракетами "Минитмен" содержанием порошкообразного алюминия. Масса топливного заряда 44,6 т. Управление полетом ракеты на участке работы первой ступени осуществляется по тангажу й рысканию с помощью качания поворот- ного управляющего сопла, применение которого было опробовано на БРПЛ "Трайдент-Г’. Сопло устанавливается в эластичном опорном шарнире типа "Флексил". Для его отклонения (+6°) используется специальный автономный пневмогидравлический привод, в состав ко- торого входят: ПАД, турбонасосный агрегат и два гидравлических привода управления по тангажу и рысканию. Вторая ступень. "MX" включает маршевый РДТТ фирмы Aerojet Strategic Propulsion и соединительный отсек между первой и- вто- рой ступенями. Масса полностью снаряженной ступени 27,3 т. РДТТ второй ступени коконной конструкции с центральным,час- тично утопленным в камеру сгорания поворотным управляющим соп- лом. Корпус двигателя, как и на первой ступени, изготовлен на- моткой из композиционного материала на- основе„кевлара? Отличи- тельной особенностью двигателя является наличие выдвижного кони- ческого соплового насадка, позволяющего значительно увеличить степень расширения сопла и соответственно тягу двигателя. Для его выдвижения используется специальный пневматический привод, содержащий четыре пневмотолкателя. Тяга РДТТ составляет величину примерно 1360 кН. Продолжительность работы двигателя 55 с. В РДТТ второй ступени используется топливо, состоящее* из перхлората аммония и связующего НТРВ с Присадкой алюминия. Масса топливного заряда -24,6 т. Управление полетом на участке работы второй ступени по тан- гажу и рысканию осуществляется аналогично первой ступени за счет качания поворотного, управляющего сопла (+6°). Для отклонения сопла используется специальный пневмогидравлический привод, по своей конструкции не отличающийся от аналога на первой ступени. Соединительный отсек между первой и второй ступенями изго- тавливается из алюминиевого сплава. Внутри отсека на сопловом блоке двигателя второй ступени смонтированы два автономных диа- метрально расположенных блока для управления полетом ракеты по крену на участке работы второй ступени. В составе каждого блока имеются ПАД и управляющие сопла. В процессе разделения ступеней соединительный отсек отбрасывается. 222
Третья ступень включает маршевый РДТТ и соединительный от- сек. Масса полностью снаряженной ступени 7,6 т. РДТТ фирмы Her- cules изготовлен из кевларэпоксидного композиционного материала методом намотки и имеет центральное частично утопленное в камеру сгорания поворотное управляющее сопло с коническим выдвижным на- садком. Тяга РДТТ составляет 360 кН. Продолжительность работы двигателя 60 с. > А В качестве топлива использованы перхлорат аммония, связую- щее NEPE (Nitrat Ester Plastecized Polyether - полиэфир, пласти- фицированный эфиром азотной кислоты) с присадкой алюминия и, в отличие от топлив предыдущих ступеней ракеты, добавлением окто- гена. Масса топливного заряда 7,1 т. Управление полетом ракеты на участке работы третьей ступени по. тангажу и рысканию осуществляется за счет отклонения (±3°) поворотного управляющего сопла. Специальных органов управления по крену нет, для этого используется двигательная установка го- ловной части. Головная часть ракеты "MX" имеет индекс Мк-21. Она несет десять ББ и состоит из ступени разведения и платформы с ББ и средствами преодоления ПРО, прикрытых аэродинамическим обтекате- лем. Ступень разведения, в свою .очередь, включает в свой состав двигательную.установку и систему управления ракеты. Двигательная установка ступени разведения включает-основной (маршевый) ЖРД и восемь ЖРД ориентации. Все двигатели работают на монометилгидра- зине и четырехокиси азота. Система подачи компонентов ракетного топлива в камеры сгорания вытеснительная (сжатым гелием) через диафрагмы в топливных баках. Основной двигатель установлен в кардановом подвесе и может отклоняться на 15° в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. ЖРД ориентации неподвижны, изготов- лены из бериллия, отличающегося сравнительно низким удельным ве- сом и высокой теплопроводностью. Два из них обеспечивают управ- ление по тангажу, два - по рысканию, остальные - по крену. Общий запас топлива на ступени разведения около 0,75 т, тяга основного двигателя 1,35 кН. Первоначально предполагалось, что на ракете "MX" будут ус- танавливаться боевые блоки Мк-78 из состава головной части МК-12А, применяемые на "Минитмен-3". Ракета могла бы нести 12 таких ББ, однако .после длительных дебатов бршо решено, что раке- та будет комплектоваться десятью тяжелыми боевыми блоками ABRV массой по 210 кг, с зарядом мощностью 0,6 Мт. Боевые блоки уста- новлены в один ярус на платформе, имеющей вид колеса с девятью 223
’’спицами*' (элементами жесткости), отходящими от ."ступицы". Каж- дый боевой блок ABRV имеет длину 175 см, диаметр основания 55,4. см, угол полураствора конуса 8,2°. Гарантийный срок хранения та- кого ББ 20 лет. Все боевые блоки ABRV оснащены двухсопловым дви- гателем закрутки, обеспечивающим стабильный полет на пассивном участке траектории, а следовательно, и повышение точности стрельбы. Двигательная установка головной части обеспечивает разведение боевых 'блоков в пределах очень- большой площади: 800 х 400 км2. Головная часть ракеты закрыта обтекателем, который сбрасы- вается на высоте около 100 км, на участке работы третьей ступе- ни. Обтекатель головной части изготавливается из титанового сплава, а его -баллистический 'наконечник - из сплава никонель (для повышения теплозащитных свойств). Большой диаметр ракеты, значительная длина и количество боевых блоков обусловили необхо- димость придания обтекателю тройной конусности для Максимального уменьшения его длины й массы. Для сбрасывания обтекателя исполь- зуется твердотопливный двигатель, размещенный в его носовой час- ти. Два сопла двигателя скошены под углом 2° к его .продольной оси, благодаря чему обтекатель уводится вперед и с траектории полета ракеты.’ Этим обеспечивается надежность отделения. Тяга двигателя составляет 25 кН. Повышение точности ракеты "MX",, по сравнению с ракетой "Ми- нитмен-3",’ достигнуто'в основном совершенствованием системы уп- равления,. .Система управления автономная, инерциальная. Режим рат боты постоянный. За счет этого обеспечивается 30-секундная-бое- готовность комплекса. Аппаратура СУ размещена в герметичном при- борном отсеке боевой ступени. Основная часть аппаратуры располо- жена в съемном контейнере, который может быть извлечен из при- борного' отсека.без отсоединения головной части. Это существенно упрощает и сокращает продолжительность замены неисправных прибо- ров’ системы управления, а следовательно, повышает боеготовность комплекса. Общая масса приборного контейнера составляет 195 кг, масса аппаратуры системы управления, расположенной в приборном отсеке вне контейнера, равна 85 кг. Основными элементами системы управления являются инерциаль- ный блок AIRS и блок электронной аппаратуры МЕСА. Комплекс командных приборов (ККП) представляет собой сферическую гироста- билизированную бескардановую платформу типа AIRS. Такие платфор- мы отрабатывались в США еще в 60-70-х годах для ракеты "Минит- мен- 3”, но не были использованы на ней. Гироплатформа (масса 224
17 кг, диаметр 0,27 м) находится во взвешенном состоянии внутри сферического корпуса в маловязкой углеводородной жидкости. Спе- циальным турбонасосом реализуется режим движения жидкости, .при котором обеспечивается динамический подвес- платформы и отвод от нее выделяющегося тепла. На платформе установлены три стабилизи- рующих гироблока, построенные на базе двухступенчатых интегриру- ющих гироскопов с газодинамической опорой ротора и поплавковым подвесом гироузла с системой магнитного центрирования и три ги- роскопических интегратора (измерения линейной скорости) с поп- лавковым подвесом маятникового гироузла и газодинамическим под- весом ротора. Для платформы AIRS нет необходимости в физической выставке в плоскости горизонта и по азимуту. Она совершает непрерывные вращения вокруг своих осей. В процессе этих движений каждые 12 ч производятся циклы калибровок точностных параметров ККП. Пуск ракеты может совершаться при любом положении сферы. Конструкция AIRS эффективно, предохраняет гироплатформу от ударных и вибраци- онных нагрузок и обеспечивает для ККП изотермические условия ра- боты. Гироскопы и акселерометры отличаются повышенной стабиль- ностью характеристик. Основной частью блока МЕСА является БЦВМ. Блок МЕСА обеспе- чивает выполнение ряда функций: контроль состояния ракеты, обес- печение предстартовых операций, ввод информации о целях, прове- дение вычислений в полете, выдачу команд во все элементы ракеты и боевой ступени и др. По своим характеристикам БЦВМ блока МЕСА значительно превосходит БЦВМ системы управления ракеты "Минит- мен-З". Значительно (на один-два порядка) повышена стойкость элементной базы БЦВМ к действию’ ПФЯВ. Одним из основных факторов, обеспечивающих снижение инстру- ментальных погрешностей системы управления ракеты "МХ"„ является повышение объема и качества калибровки, управление которой осу- ществляется БЦВМ. ККП ракеты в процессе боевого дежурства нахо- дится в режиме калибровки ряда (до пятидесяти) параметров прак- тически постоянно. Значительное снижение инструментальных пог- решностей явилось основным фактором в повышении точности ракеты. Кроме того, при ее создании были приняты меры к уменьшению и других составляющих рассеивания боевых блоков. Ракета "MX" рассчитана на "холодный запуск" из пускового контейнера под давлением газов ПАД. Включение РДТТ первой ступе- ни производится, когда ракета находится на высоте 20... 30 м. От- метим, что МБР "MX" явилась первой американской ракетой наземно- 225
го базирования, в процессе боевого дежурства использующей пуско- вой контейнер. Все предыдущие МБР его не имели. Пусковой контейнер изготовлен из композиционного материала на основе графитового волокна. Его масса около 10 т, длина 24,4 м, диаметр 2,44 и. В.нижней, его части смонтирован пороховой аккуму- лятор давления, обеспечивающий выход ракеты из контейнера при старте. В целях уменьшения длины контейнера ПАД конструктивно выполнен и размещается таким образом, чтобы частично входить в сопло РДТТ первой ступени ракеты. Конструкция порохового аккумулятора давления такова, что истекающие в процессе горения твердотопливного заряда газы сме- шиваются с водой, емкость для которой входит в состав ПАДа. По- лученная смесь' газа, воды и пара обеспечивает энергию, необходи- мую для выбрасывания ракеты на заданную высоту и имеет сравни- тельно низкую температуру, исключающую возможность повреждения ракеты или самопроизвольного воспламенения топливного, заряда первой ступени при старте ракеты. Корпус ПАДа изготовлен из стали. Общая его масса, включая воду, 3, 2 т (масса твердотопливного заряда около 160 кг). Пороховой аккумулятор давления обеспечивает выброс ргжеты из контейнера за 1,2 с. Ракета "MX" имеет весьма высокие боевые характеристики. Ее боевые блоки могут поразить площадь малозащищенных целей Арф =0,03 МПа, равную примерно 400 км2; вероятность поражения одним ББ высокозащищенной цели А р$ = 10 МПа близка к единице, и, следовательно, одна ракета способна уничтожить около десяти .таких целей. Ввод ракеты "MX" в группировку МБР США-способство- вал заметному повышению ее боевых возможностей в первом ударе. Однако при разработке программы "MX" предполагалось, что появле- ние новой ракеты позволит увеличить и живучесть группировки, т.е. эффективность ее в ответных действиях. С этой целью предпо- лагалось реализовать такой вид ’базирования ракеты, при котором она была бы малоуязвима для ядерных средств противника. Было исследовано свыше тридцати вариантов базирования, среди которых принципиально можно выделить три группы: подвижно-защищенные, мобильные и заглубленные (подземные). Подвижно-защищенные варианты предполагают перемещение раке- ты г; системе закрытых укрытий вертикального (горизонтального) типе,, или в-тоннелях (крытых траншеях). Основная особенность этой концепции заключавтся в возможности обеспечения живучести как за счет создания неопределенности для противника местоположения оа- 226
кеты путем ее периодического перемещения и маскировочных мероп- риятий, так и за счет защищенности ракеты в утфытии (траншее). Очевидно, затраты на реализацию такой концепции весьма ве- лики и, кроме того, любой из известных подвижно-защищенных вари- антов требует отчуждения значительных, территорий. Различные варианты концепции заглубленного (подземного) ба- зирования предполагают размещение пусковой установки с ракетой на глубине в десятки, сотни и даже тысячи метров. Главное досто- инство этих вариантов заключается в возможности обеспечения вы- живаемости ракеты при прямом попадании одного или нескольких бо- евых блоков.' Глубина заложения пусковой установки определяется мощностью боезарядов боевых блоков, их количеством, условиями размещения ПУ и требуемым уровнем живучести ракеты. Не случайно эти комплексы получили в литературе название комплексов "возмез- дия*'. При этом подземное базирование неминуемо влечет за собой ряд проблем, основными из которых являются: обеспечение выживаемости системы боевого управления; обеспечение длительного (по расчетам до одного года) режима автономности; обеспечение доставки ракеты на поверхность перед пуском. Среди возможных вариантов мобильного базирования основное внимание уделялось железнодорожному. Он предусматривал размеще- \ ние ракет в железнодорожных составах. Каждый состав должен был включать два локомотива и не менее шести вагонов, два из которых с ракетами. Число вагонов в составах легко варьировать, что должно затруднить противнику их распознавание. Этой же цели слу- жит и использование стандартных вагонов (как у эксплуатируемых железнодорожными компаниями). Составы с МБР "MX" должны были ба- зироваться в специальных зонах (так называемых "рельсовых гарни- зонах") на нескольких базах ВВС. В каждой зоне находятся 4...6 укрытий с ракетами, комплекс обслуживания и помещения для охра- ны. В процессе дежурства составы с ракетами периодически пере- мещаются. Номинальная скорость движения около 50 км/ч. Пуск мо- жет быть осуществлен практически с любой точки маршрута патрули- рования. Перед пуском вагон с ракетой устанавливается на опоры, и после открытия крыши вагона контейнер с ракетой устанавливает- ся в вертикальное положение. В случае получения приказа на пуск в укрытии пуск может проводиться непосредственно из укрытия с предварительным открытием или взламыванием крыши. Общая протяженность железных дорог США около 270 тыс. км. Рассредоточение на путях протяженностью 120 тыс. км,, порасчетам 227
американских специалистов, обеспечивает для ракет "MX” железно- дорожного базирования, в случае развертывания- 25 поездов, веро- ятность непоражения 0,9 при использовании противником для напа- дения на эти ракеты 150 МБР SS-18. Однако и предлагаемая концепция имеет достаточно много не- достатков: уязвимость при нападении диверсионных групп противни- ка, угроза со стороны террористов, опасность для. окружающей сре- ды обширных территорий в связи с перемещением ракет, оснащенных ядерными боеголовками и др. Ни один из рассмотренных вариантов не был принят. В 1986 г., когда ракета принималась на вооружение, было решено устанавли- вать ее в шахтные пусковые установки, освобождаемые от ракет "Минитмен-3",' и продолжить поиск новых вариантов базирования для МБР "MX". Всего было поставлено на дежурство пятьдесят таких ра- кет. Таким образом, проблема.повышения живучести группировки вводом новой ракеты решена не была. ПРОЕКТ МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНОЙ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ "МЙДЖИТМЕН” Создание к середине 80-х годов ракеты "MX" позволило значи- тельно повысить возможности группировки МБР США в первом ударе. Однако оно ни в коей мере не способствовало увеличению живучести группировки в условиях действия ядерных средств противника, т.е. не обеспечивало повышения ее боевых возможностей в ответных действиях. Более того, замена части ракет "Минитмен-3" на ракеты "MX" в какой-то степени даже уменьшало живучесть, так как при одинаковых потерях ракет потери боевых блоков возрастали. Основ- ной причиной сложности решения проблемы повышения живучести группировки МБР при вводе в нее ракет "MX" было то, что эти ра- кеты имели большие габариты и массу, что затрудняло использова- ние ряда мер, повышающих живучесть: использование мобильных спо- собов базирования, повышение' степени защищенности стационарных ПУ и др. В связи с этим было принято решение о разработке еще одной новой (помимо "MX") МБР, причем главным требованием к комплексам с этой ракетой было возможно большее повышение живу- чести. В максимальной степени этому требованию отвечают так на- зываемые малогабаритные МБР. Это моноблочная ракета, имеющая минимально возможные габариты и массу при заданной дальности стрельбы-и эффективности действия у цели (мощности боезаряда). Сообщения о начале работ над такой ракетой, получившей название "Миджитмен" ("Карлик"), впервые появились в 1981 г. Считалось,
что она будет принята на вооружение в начале 90-х годов. Предпо- лагаемое количество разворачиваемых МБР было до 500 единиц. Од- нако в последующем были достигнуты значительные результаты в пе- реговорах о сокращении стратегических наступательных вооружений СССР и США, в ходе которых было, в частности, решено отказаться от программы "Миджитмен" (как и от поиска новых вариантов бази- рования для МБР "MX"). Ракета не была доведена до принятия на вооружение. Несмотря на это, остановимся на основных особеннос- тях МБР "Миджитмен", так как,судя по проектным материалам, она должна была иметь оригинальную и заслуживающую внимание конс- трукцию. На начальных стадиях создания комплекса работы по программе "Миджитмен" вели параллельно несколько фирм (Boeing, General Dy- namics, Martin Marietta и McDouglas). Однако после окончания этапа обоснования проекта в июле 1985 г. головной была выбрана фирма Martin Marietta. В процессе работ по программе менялись и требования, предъявляемые к вновь создаваемой ракете. Если пер- воначально требовалось разработать МБР стартовой массой 13,5...15,0 т, несущую один боевой блок мощностью 0,5...О,6 Мт без средств преодоления ПРО (масса полезной нагрузки 450...500 кг), то В дальнейшем ракету решено было оснастить средствами преодоления ПРО противника и соответственно были изменены требо- ’ вания к ее стартовой массе до уровня 16,8...18,1 т. Этот вариант можно считать базовым. Схема ракеты "Миджитмен" приведена.на рис. 5.2. Это трех- ступенчатая твердотопливная МБР с моноблочной головной частью, выполненная в одном калибре. Основные характеристики ракеты оце- ниваются в- различных источниках по-разному. Наиболее достоверны- ми представляются следующие их значения. Основные характеристики ракеты: Максимальная дальность полета................ 11 000 км Стартовая масса............................... 16, 8 т Масса полезной нагрузки....................... 0,55 т Длина ракеты.................................. 13,5 м Диаметр ракеты............................. 1,17 м Мощность ядерного боезаряда................... О, 6 Мт Точность стрельбы (предельное отклонение)....................... 0,4 км 229
Рис. 5.2. Межконтинентальная баллистическая ракета “Миджитмен” 1 - двигатель увода обтекателя; 2 - обтекатель головной части; 3 - боевой блок; 4 - ступень разведения; 5 - маршевый РДТТ III ступени; 6 - соединительный отсек II ступени; 7 - маршевый РДТТ II ступени; 8 - соединительный отсек I ступени; 9 - выдвижной насадок соплового блока; 10 - маршевый РДТТ I ступени; 11 - хвостовой отсек I ступени; 12 - поворотное управляющее сопло.
Как следует из приведенных данных, стартовая масса, ракеты должна была быть в 2-3 раза меньше стартовой массы МБР с моноб- лочными головными частями, созданными ранее ',32,7 т у "Минит- мен-2" и 50,1 т у РС-10), и имевшими примерно такую же даль- ность . Соответственно меньшими были бы и размеры ракеты. Такое соотношение размеров и массы ракет частично объяснялось различи- ем в массах полезных нагрузок (у "Миджитмена" меньше примерно в 1,5 раза, чем у "Минитмен-2" и в 2,2 раза, чем у РС-10), частич- но тем, что "Миджитмен" должна была иметь заметно более высокий коэффициент энергомассового совершенства (0,33 против 0,24). Корпуса маршевых двигателей всех трех ступеней предполагалось выполнять в виде коконной конструкции намоткой из композиционных материалов на основе органических и графитовых волокон. Исполь- зование этих материалов позволяло существенно повысить давление в камерах сгорания. В качестве топлив планировалось использовать высокоэнергетические смесевые топлива с добавкой октогена, ана- логичные тем, что применены на верхних ступенях МБР "MX". Все двигатели должны были иметь поворотные сопла, чем предполагалось обеспечивать управление ракетой по рысканию и тангажу. Управле- ние по крену должно было осуществляться за счет специальных со- пел двигательной установки головной части и только с момента включения РДТТ третьей ступени. В целях уменьшения длины ракеты сопла двигателей ступеней должны были быть частично утепленными в камеры сгорания, а на второй и третьей ступенях иметь выдвиж- ные насадки. Для изготовления сопел предполагалось использовать новые композиционные материалы "углерод-углерод", что позволяло бы повысить показатели энергомассового совершенства двигателей. Использование в .конструкции ракеты (главным образом, в конструкции маршевых двигателей) новых композиционных материа- лов, высокие значения параметров рабочих процессов .двигателей, применение высокоэффективных топлив позволяли получить для раке- ты значение коэффициента энергомассового совершенства, которое для твердотопливной МБР такой небольшой массы должно оцениваться как предельно достижимое в рассматриваемый период времени. По своей конструктивно-компоновочной схеме ракета "Миджит- мен " должна была быть во многом аналогична ракете "MX". Первая ступень ракеты включает хвостовой отсек, маршевый РДТТ и соединительный отсек. Хвостовой отсек представляет собой шьполрическую силовую оболочку из композиционного материала, воспринимающую нагрузки при старте ракеты.
Соединительный отсек обеспечивает соединение первой и вто- рой ступеней и в процессе разделения ступеней остается на первой ступени. Цилиндрическая обечайка соединительного отсека выполня- ется из графитоалюминиевого композиционного материала. РДТТ первой ступени имеет одно частично утопленное в камеру сгорания поворотное управляющее сопло. Корпус РДТТ коконной конструкции из композиционного материала на основе кевлара. Соп- ло из композиционного материала "углерод-углерод" с многомерной ориентацией армирующих волокон и заданным распределением по объ- ему материала таких его свойств, как эрозионностойкость, теплоп- роводность ‘и т.д. Время: работы двигателя 60 с. Масса двигателя в снаряженном состоянии около 8,5т.. Вторая ступень МБР "Миджитмен" конструктивно состоит из маршевого РДТТ и соединительного отсека. 'Соединительный отсек второй ступени - по назначению, конс- трукции и используемым материалам аналогичен соединительному от- секу первой ступени. РДТТ второй ступени имеет одно частично утопленное в камеру сгорания поворотное управляющее сопло с выдвижным насадком. Кор- пус РДТТ второй ступени должен был изготавливаться намоткой из композиционного материала на основе графитового волокна. Сопло - из композиционного материала "углерод-углерод". Сообщалось, что- в 1985 г. были проведены огневые испытания экспериментального образца двигателя второй’ступени фирмы Aerojet-Strategic Propul- sion., Двигатель, массой 3,2 т проработал 44 с и развил тягу 227 кН. Третья ступень-ракеты должна была состоять, видимо, только, из' маршевого РДТТ, поскольку, по некоторым данным, роль соедини- тельного отсека между третьей ступенью и головной частью выпол- няет удлиненная .передняя' юбка РДТТ. .РДТТ третьей ступени оснащен поворотным управляющим соплом с выдвижным насадком. По своей конструкции и применяемым матери- алам он аналогичен РДТТ второй ступени. Масса полностью снаря- женного двигателя около 1,5 т. . Управление дальностью стрельбы предполагалось осуществлять изменением угла тангажа при полном выгорании топлива на всех трех ступенях, т.е. без использования системы отсечки тяги. Головная часть ракеты "Миджитмен" в принятом базовом вари- анте должна была включать боевой блок со средствами преодоления ПРО противника и отсек (по существу, это . ступень разведения) с размещенными в нем двигательной’установкой и аппаратурой системы 232
управления.ракетой, прикрытые головным обтекателем. Головной об- текатель должен сбрасываться после прохождения плотных слоев ат- мосферы на высотах 90... 100'км и уводиться специальным двигате- лем, размещенным в носовой части обтекателя. Из рассмотренных боевых блоков для МБР "Миджитмен" был выб- ран боевой блок ABRV, применяемый на ракете "MX". Двигательная установка головной части должна была предназ- начаться для точного регулирования скорости ГЧ после ее отделе- ния от последней ступени ракеты, ориентации и стабилизации го- ловной части до момента отделения от нее боевого блока, а также для управления полетом ракеты в процессе работы двигателя треть- ей ступени по крену. Традиционно она включает маршевый двигатель и двигатель ориентации. Двигательная установка жидкостная и ра- ботает на монотопливе - гидразине. Система подачи топлива вытес- нительная. Одной из основных проблем при создании МБР "Миджитмен" была проблема обеспечения высокой точности стрельбы при жестких тре- бованиях к массово-габаритным характеристикам ракеты. В качестве базовой на ракете "Миджитмен" предполагалось использовать авто- номную систему управления, представляющую собой модифицированную систему управления МБР "MX". Основным элементом системы должен был быть измерительный блок AIRS несколько облегченной конструк- ции (путем исключения системы охлаждения, применяемой на ракете "MX"). Помимо этого основного варианта системы управления, рас- сматривались в качестве возможных автономная система на базе ла- зерных гироскопов и астроинерциальная система, подобная системе управления полетом БРПЛ "Трайдент-!". Основной причиной исследо- ваний "альтернативных" систем управления была очень высокая сто- имость блока AIRS (4 млн дол., что в три раза больше стоимости ‘системы управления на базе лазерных гироскопов). Окончательный выбор системы управления сделан не был. Для ракеты "Миджитмен" был принят "холодный" способ старта из пускового контейнера с помощью порохового аккумулятора давле- ния, установленного в нижней части контейнера. В середине 80-х годов в качестве возможных способов базиро- вания МБР "Миджитмен" рассматривались мобильное базирование на защищенных транспортно-пусковых установках (Т11У), использование шахтных ПУ -сверхвысокой (порядка нескольких тысяч МПа) защищен- ности и сверхглубокое' подземное базирование (тоннели на глубине 0,5 км и более). Наиболее вероятным вариантом комплекса в слу- чав, если бы ракета "Миджитмен" была принята на вооружение, 233
представляется комплекс мобильного базирования. В этом случае ракеты должны брли бы размещаться в ТПУ защищенностью в О,16...О,21 МПа (защищенность обычных транспортных средств сос- тавляет около 0,03 МПа) и либо нести боевое дежурство в рассре- доточенном состоянии, либо находиться на базах и рассредоточи- ваться по получении сигнала о грозящем нападении. С несколькими фирмами США ’ были заключены параллельно контракты на разработку защищенных ТПУ. К ним были предъявлены весьма высокие требова- ния. Так, например, скорость движения по пересеченной местности должна быть не менее 45 км/ч; защищенность ракеты 0,16...О,21 МПа; ТПУ должна иметь высокий уровень маскировки и оснащаться устойчивыми средствами связи как с промежуточными пунктами уп- равления, так и непосредственно со стратегическим авиационным и национальным командованием. Транспортно-пусковая установка представляла собой тягач и полуприцеп с ракетой и системами, обеспечивающими несение боево- го дежурства и пуск ракеты, прикрытый специальным защитным уст- ройством. На огневой позиции защищенный полуприцеп опускается на грунт и обеспечивается плотное прилегание к грунту специального высокопрочного защитного устройства (например, путем контролиру- емого падения с частичным заглублением боковых кромок' защитного устройства), препятствующее опрокидыванию ТПУ при воздействии воздушной ударной волны. При защищенности в 0,2 МПа радиус пора- жения ТПУ, в случае взрыва заряда мощностью в 0,5 Мт, составляет около 1,3 км, что почти в два раза меньше радиуса поражения объ- екта с защищенность