Приветствуем, Бродяга! ------------ Приветствую тебя, Сталкер! Ну что стоишь? Проходи, не стесняйся. Мы рады любым гостям! ------------ Вход Регистрация
Ракетные войска стратегического назначения (РВСН), род войск Вооруженных Сил Российской Федерации, главный компонент ее стратегических ядерных сил. Предназначены для ядерного сдерживания возможной агрессии и поражения в составе стратегических ядерных сил или самостоятельно массированными, групповыми или одиночными ракетно-ядерными ударами стратегических объектов, находящихся на одном или нескольких стратегических воздушно-космических направлениях и составляющих основу военных и военно-экономических потенциалов противника.
Зарождение РВСН связано с развитием отечественного и зарубежного ракетного оружия, затем и ракетно-ядерного оружия, с совершенствованием его боевого применения. В истории РВ: 1946 - 1959 гг. — создание ядерного оружия и первых образцов управляемых баллистических ракет, развертывание ракетных соединений, способных решать оперативные задачи во фронтовых операциях и стратегические задачи на близлежащих театрах военных действий. 1959 - 1965 гг.— образование РВСН, развертывание и постановка на боевое дежурство ракетных соединений и частей межконтинентальных баллистических ракет (МБР) и ракет средней дальности (РСД), способных решать стратегические задачи в военно-географических районах и на любых театрах военных действий. В 1962 РВСН принимали участие в операции «Анадырь, в ходе которой 42 РСД Р-12 и Р-14 были скрытно размещены на Кубе, и внесли существенный вклад в разрешение Карибского кризиса и предотвращение американского вторжения на Кубу. 1965 - 1973 гг. — развертывание группировки межконтинентальных баллистических ракет с одиночными стартами (ОС) 2-го поколения, оснащенных моноблочными головными частями (ГЧ), превращение РВСН в главную составную часть стратегических ядерных сил, внесшую основной вклад в достижение военно-стратегического равновесия (паритета) между СССР и США. 1973 - 1985 гг. — оснащение РВСН межконтинентальными баллистическими ракетами 3-го поколения с разделяющимися ГЧ и средствами преодоления противоракетной обороны вероятного противника и мобильными ракетными ком-плексами дальности. 1985 - 1992 гг. — вооружение РВСН межконтинентальными стационарными и мобильными ракетными комплексами 4-го поколения, ликвидация в 1988 -1991 гг. ракет средней дальности. С 1992 г. — образование РВСН ВС РФ, ликвидация ракетных комплексов межконтинентальных баллистических ракет на территории Украины и Казахстана и вывод из Белоруссии в Россию мобильных БРК "Тополь", перевооружение устаревших типов ракетных комплексов на БРК с унифицированными моноблочными ракетами стационарного и мобильного базирования “Тополь-М” 5-го поколения. Материальной основой создания РВСН являлось развертывание в СССР новой отрасли оборонной промышленности — ракетостроения. В соответствии с постановлением Совета Министров СССР от 13.5.1946 г. № 1017-419 "Вопросы реактивного вооружения" определена кооперация головных министерств промышленности, начаты научно-исследовательские и экспериментальные работы, создан Специальный комитет по реактивной технике при Совете Министров СССР. В Министерстве Вооруженных Сил сформированы: специальная артиллерийская часть для освоения, подготовки и пуска ракет типа ФАУ-2, Научно-исследовательский реактивный институт Главного артиллерийского управления, Государственный Центральный полигон реактивной техники (полигон Капустин Яр), Управление реактивного вооружения в составе ГАУ. Первым ракетным соединением, вооруженным баллистическими ракетами дальнего действия стала бригада особого назначения РВГК (командир — генерал-майор артиллерии А.Ф. Тверецкий). В декабре 1950 г. сформирована вторая по счету бригада особого назначения, в 1951 - 1955 гг. - еще 5 соединений, получивших новое наименование (с 1953 г.), — инженерные бригады РВГК. До 1955 г. они были вооружены баллистическими ракетами Р-1, Р-2, с дальностью 270 км и 600 км, оснащенными ГЧ с обычным ВВ (ген. конструктор С.П. Королев). К 1958 г. личный состав бригад провел более 150 учебно-боевых пусков ракет. В 1946 - 1954 бригады входили в состав артиллерии РВГК и подчинялись командующему артиллерией Советской Армии. Руководство ими осуществлял специальный отдел штаба артиллерии Советской Армии. В марте 1955 г. введена должность заместителя Министра обороны СССР по специальному вооружению и реактивной технике (маршал артиллерии М.И. Неделин), при котором был создан штаб реактивных частей. Боевое применение инженерных бригад определялось распоряжением ВГК, решением которого предусматривалось придание этих соединений фронтам. Руководство инженерными бригадами командующий фронтом осуществлял через командующего артиллерией. 4 октября 1957 года с полигона Байконур личным составом отдельной инженерной испытательной части боевой ракетой Р-7 впервые в мировой истории был осуществлен успешный запуск первого искусственного спутника Земли. Благодаря усилиям советских ракетчиков началась новая эпоха в истории человечества — эра практической космонавтики. Во 2-ой половине 50-х гг. на вооружение соединений и частей приняты оснащенные ядерными ГЧ стратегические РСД Р-5 и Р-12 (генеральные конструкто-ры С.П. Королев и М.К. Янгель) с дальностью 1200 и 2000 км и МБР Р-7 и Р-7А (генеральный конструктор С.П. Королев). В 1958 г. инженерные бригады РВГК, вооруженные оперативно-тактическими ракетами Р-11 и Р-11М, переданы в состав Сухопутных войск. Первым соединением МБР стал объект с условным наименованием "Ангара" (командир — полковник М.Г. Григорьев), закончивший формирование в конце 1958 г. В июле 1959 г. личный состав этого соединения осуществил первый в СССР учебно-боевой пуск МБР. Потребность в централизованном руководстве войсками, оснащенными стратегическими ракетами, обусловили организационное оформление нового вида ВС. В соответствии с постановлением Совета Министров СССР № 1384-615 от 17.12.1959 г. созданы РВСН как самостоятельный вид ВС. Согласно Указу Президента РФ № 1239 от 10 декабря 1995 года, этот день отмечается как годовой праздник - День РВСН. 31.12.1959 г. были сформированы: Главный штаб Ракетных войск, Центральный командный пункт с узлом связи и вычислительным центром, Главное управление ракетного вооружения, управление боевой подготовки, ряд других управлений и служб. В состав РВСН входили 12-е Главное управление МО, ведавшее ядерными боеприпасами, инженерные формирования, подчиненные ранее заместителю министра обороны по специальному вооружению и реактивной технике, ракетные полки и управления 3 авиадивизий ВВС, арсеналы ракетного оружия, базы и склады специального вооружения. В состав РВСН также вошли 4-й Государственный центральный полигон МО (Капустин Яр); 5-й Научно-исследовательский испытательный полигон МО (Байконур); отдельная научно-испытательная станция в пос. Ключи на Камчатке; 4-й НИИ МО (Болшево Мос-ковской области). В 1963 г. на базе объекта "Ангара" был образован 53-й Научно-исследовательский испытательный полигон ракетного и космического вооружения МО (Плесецк). 22.6.1960 г. создан Военный совет РВСН, в состав которого вошли М.И. Неделин (председатель), В.А. Болятко, П.И. Ефимов, М.А. Никольский, А.И. Семенов, В.Ф. Толубко, Ф.П. Тонких, М.И. Пономарев. В 1960 г. введено в действие Положение о боевом дежурстве частей и подразделений РВСН. В целях централизации боевого управления Ракетными войсками стратегическим оружием в структуру системы управления РВСН были включены органы и пункты управления в стратегическом, оперативном и тактическом звеньях, внедрены автоматизированные системы связи и управления войсками и боевыми средствами. В 1960 - 1961 гг. на базе воздушных армий дальней авиации сформированы ракетных армии, в состав которых вошли соединения РСД. Инженерные бригады и полки РВГК реорганизованы в ракетные дивизии и ракетные бригады РСД, а управления учебных артиллерийских полигонов и бригад МБР - в управления ракетных корпусов и дивизий. Основной боевой единицей в соединении РСД являлся ракетный дивизион, в соединении МБР - ракетный полк. До 1966 г. были приняты на вооружение межконтинентальные БРК Р-16, Р-9А (ген. конструкторы М.К. Янгель и С.П. Королев). В войсках РСД были сформированы подразделения и части, вооруженные БРК Р-12У, Р-14У с шахтными пусковыми установками группового расположения (ген. конструктор М.К. Янгель). Первые ракетные соединения и части комплектовались главным образом офицерами из артиллерии, ВМФ, ВВС и Сухопутных войск. Их переподготовка на ракетные специальности проводилась в учебных центрах полигонов, на предприятиях промышленности и на курсах при военно-учебных заведениях, в последующем - инструкторскими группами в частях. В период карибского кризиса, в 60-е годы, тогдашний руководитель страны Н.С.Хрущев потребовал от президента США снять с боевого дежурства американские ракеты в Турции и Италии с ядерными зарядами, которые представляли собой реальную угрозу для СССР, и пригрозил в противном случае навести на США наши средние ракеты, развернутые на Кубе. Доставка ракетной дивизии на остров была запланирована 35 судами. Это была самая масштабная из тайных операций СССР. В историю она вошла под названием "Анадырь". В этот план были посвящены только 15 кубинцев, и наша разведка запутала американскую сторону буквально во всем. Даже название "Анадырь" скорее ассоциировалось с Чукоткой или Аляской и меньше всего с Кубой. Когда американские разведчики обнаружили нашу первую ракету на Кубе, в США началась паника. Никогда еще мир не был так близок ко всеобщей ядерной войне, как в 1962 году. Но президент США Джон Кеннеди сохранил благоразумие и пошел на компромисс. И стороны договорились: мы убрали с Кубы ракеты, а американцы сняли с боевого дежурства ракеты в Италии и Турции. В 1965 - 1973 гг. РВСН оснащены БРК ОС РС-10, РС-12, Р-36, рассредото-ченными на большой площади (ген. конструкторы М.К. Янгель, В.Н. Челомей). В 1970 г. в целях улучшения руководства войсками, повышения надежности боевого управления на базе управлений ракетных корпусов созданы управления ракетных армий. Соединения и части с одиночными шахтными пусковыми установками способны были нанести гарантированный ответно-встречный удар в любых условиях начала войны. БРК 2-го поколения обеспечивали дистанционное проведение пуска ракет в кратчайшие сроки, высокую точность попадания в цель и живучесть войск и оружия, улучшение условий эксплуатации ракетного вооружения. В 1973 - 1985 гг. в РВСН приняты на вооружение стационарные БРК РС-16, РС-20А, РС-20Б и РС-18 (ген. конструкторы В.Ф. Уткин и В.Н. Челомей) и мобильный грунтовый БРК РСД-10 (“Пионер”) (ген. конструктор А.Д. Надирадзе), оснащенные разделяющимися головными частями индивидуального наведения. Ракеты и пункты управления стационарных БРК размещались в сооружениях особо высокой защищенности. В ракетах применены автономные системы управления с бортовой ЭВМ, обеспечивающие дистанционное переприцеливание ракет перед пуском.
В 1985 - 1992 гг. РВСН были вооружены БРК с ракетами РС-22 шахтного и железнодорожного базирования (ген. конструктор В.Ф. Уткин) и модернизированными ракетами РС-20В шахтного и РС-12М грунтового базирования (ген. конструкторы В.Ф. Уткин и А.Д. Надирадзе). Эти комплексы имеют повышенную боеготовность, высокую живучесть и устойчивость к поражающим факторам ядерного взрыва, оперативное переприцеливание и увеличенный период автономности. Количественный и качественный состав носителей ЯО и боезарядов РВСН, как и других компонентов стратегических ядерных сил, начиная с 1972 г. ограничен предельными уровнями, установленными Договорами между СССР (Россией) и США. В соответствии с Договором между СССР и США о ликвидации ракет средней и меньшей дальности (1987 г.) РСД и ПУ к ним были уничтожены, в том числе 72 ракеты РСД-10 («Пионер») - методом пуска с полевых боевых стартовых позиций в районах гг. Чита и Канск. В 1997 г. произошло объединение РВСН, Военно-космических сил, войск ракетно-космической обороны Войск Противовоздушной обороны ВС РФ в единый вид ВС РФ - Ракетные войска стратегического назначения. С июня 2001 г. РВСН преобразованы в 2 рода войск - Ракетные войска стратегического назначения и Космические войска. Приоритетными направлениями дальнейшего развития РВСН являются: поддержание боевой готовности существующей группировки войск, максимальное продление сроков эксплуатации ракетных комплексов, завершение разработки и развертывание с необходимыми темпами современных ракетных комплексов “Тополь-М” стационарного и мобильного базирования, развитие системы боевого управления войсками и оружием, создание научно-технического задела по перспективным образцам вооружения и техники РВСН. Современные Ракетные войска стратегического назначения - основная составляющая всех наших стратегических ядерных сил. Они имеют особое значение для безопасности страны. На РВСН приходится 60 процентов боезарядов. На них возлагается 90 процентов задач по ядерному сдерживанию.
"Темп-2С" - подвижный грунтовый ракетный комплекс стратегического назначения, с МБР третьего поколения, предназначался для нанесения ударов по объектам, сильно защищенным средствами ПВО и расположенным в глубине территории противника. Создан под руководством главного конструктора Александра Hадирадзе. Первый пуск ракеты был совершен 14 марта 1972 года. Ее испытания проводились на полигоне Плесецк более двух с половиной лет, до декабря 1974 года. За время иcпытаний было произведено 35 запусков, по результатам которых ракету приняли на вооружение.
Подвижная пусковая установка создана в волгоградском ЦКБ "Титан". Серийное производство ракеты развернуто на Воткинском машиностроительном заводе.
Первые два ракетных полка заступили на боевое дежурство 21 февраля 1976 года (г. Плесецк, командиры Л.Ф.Фирсов, В.В. Рунов), всего было развернуто семь ракетных полков (шесть ПУ). По данным, опубликованным в США, в период с 1978 по 1985 годов было развернуто от 50 до 100 МБР "Темп-2С" под Плесецком.
По договору ОСВ-2 подписанному в июне 1979 года руководителями СССР и США, Советский Союз брал на себя обязательства не производить, не испытывать и не развертывать ракетный комплекс "Темп-2С". В результате ракетный комплекс (РК) был снят с боевого дежурства в 1986 году и ликвидирован.
На западе комплекс получил обозначение SS-16 " Sinner" .
Продолжением РК "Темп-2С" стали БРСД-10 "Пионер" и "Тополь".
В конструкции ракеты применен ряд принципиальных новинок. Решетчатые, раскрываемые в полете аэродинамические рули, центральные управляющие сопла, стеклопластиковые управляющие сопла, стеклопластиковые высокопрочные корпуса двигательных установок. Разработана холодная схема разделения ступеней, при которой последующие ступени запускались только после отхода предыдущих на безопасное расстояние. Боевая ступень впервые оснащена твердотопливной двигательной установкой. Сама ракета весь период эксплуатации находилась в герметизированном ТПК, выполненном из стеклопластика с толстым слоем теплоизолирующего пенопласта. Минометный старт осуществлялся непосредственно из контейнера с помощью специального ПАД. Маршевые двигатели включались уже на высоте, благодаря чему ПУ сохраняла работоспособное состояние. Система управления построена на базе цифровой вычилительной машины высокой надежности, точности и быстродействия, и имела два автономных блока: бортовой и наземной СУ.
Наземная СУ решала задачи управления автоматикой СПУ , подготовки исходных данных и расчета полетного задания.
Бортовая СУ имела гиростабилизированную платформу с высокоточными акселерометрами, ориентированными по трем направлениям при оптической связи с наземной системой прицеливания, а также БЦВМ.
Ввиду недостаточной надежности элементной базы БЦВМ в СУ было реализовано "троирование" каналов, что, естественно привело к утяжелению бортовой аппаратуры. Для снижения массы приборы были выполнены в негерметичном исполнении и размещались в герметичном приборном отсеке. Для упрощения расчета полетного задания при функциональном методе наведения для всего диапазона дальностей использовали единую систему семейства гибких программ угла тангажа. Дальность пуска регулировалось отсечкой тяги посредством поперечной рубки корпуса двигателя третьей ступени.
В каждой из маршевых двигательных установок (разработчик - Люберецкое НПО "Союз", гл.конструктор Жуков Б.П.) использовались по два твердотопливных заряда: большой крепился к цилиндрической части корпуса, малый к переднемй днищу , чтобы корпус большую часть времени был защищен от нагрева несгоревшим топливом. Для органов управления по крену на верхних ступенях, было создано специальное безметальное твердое топливо в состав которого входит гексоген, так как конденсированные окислы аллюминия, входящего в состав основного топлива, могли засорить клапаны вдува. Для управления первой ступенью применили раскрывающиеся решетчатые аэродинамические рули и газовые рули из тугоплавкого вольфрама, используемые на начальном участке полета. В состав ракетного комплекса "Темп-2С" входили две машины на базе шасси МАЗ-547А: пусковая установка и транспортно-заряжающая машина. Обе они имели специальное оборудование, состав которого вытекал из назначения машин. Так, пусковая установка имела в кормовой части устройства, предназначенные для приведения транспортно-пускового контейнера из походного положения в боевое и обратно. Дополнительно машина оборудовалась специальными гидравлическими домкратами, использовавшимися для разгрузки ходовой части, горизонтирования и обеспечения устойчивости пусковой установки при производстве пуска ракеты.
В передней части машины монтировался силовой агрегат большой мощности. По обеим сторонам от него устанавливались две неметаллические кабины. Машина имела двенадцать односкатных колес, оснащенных широкопрофильными шинами. Десять из двенадцати колес были ведущими. Управляемыми были сделаны колеса первых трех осей.
ТТХ: Максимальная дальность стрельбы, км - 11000 Длина ракеты, м - 32 Стартовая масса, т - 22 Масса головной части, т - 7,6 Диаметр корпуса первой ступени, м - 3,2 Количество ступеней - 2 Количество боеголовок - 10 Круговое вероятное отклонение, км - 0,19
Советская МБР РС-20А (SS-18), созданная под руководством главного конструктора В. Ф. Уткина, по своим характеристикам превосходила «Минитмен-3». Эта ракета является одной из самых крупных и высокоэффективных стратегических систем и недаром получила на Западе наименование «Сатана». Ее первый испытательный пуск состоялся в феврале 1973 года. Принята на вооружение 30 декабря 1975 года.
Ракета двухступенчатая с ЖРД, собрана по схеме «тандем». Топливо: окислитель — азотный тетроксид, горючее — НДМГ. Система управления — инерциальная. Заменена в середине 80-х годов на модификацию РС-20Б первый испытательный пуск которой состоялся в октябре 1977 года. Принята на вооружение в декабре 1980 года. Ракета РС-20А (РС-20) стала причиной глубокого беспокойства Запада, так как являлась самой мощной баллистической системой, которая когда-либо была разработана.
Старт из ШПУ «холодный». Первые летные испытания были проведены в апреле — мае 1972 г., мод. 2 — в сентябре 1973 г., мод. 3 — в 1975 г., мод. 4 — в 1977 г. К 1981 г. было развернуто 308 МБР PC-20, точность их попадания составляла 200 м. Начало разработки 1964 г; НИОКР 1964-1969 гг. Инженерные испытания 1969-1974 гг. Первое летное испытание РС-20 — апрель/май 1974 г, РС-20А (SS-18Mod2) — 1976 г, РС-20А (SS-18Mod3) — 1976 г, РС-20Б (РSS-18Mod4) — 1979 г. Тип целей — укрепленные цели, такие как шахты баллистических ракет, авиабазы, командные центры. Точность/КВО — 0.14 м. мили (260 м), 0.1 м. мили (190 м).
Конструкция блока разведения РС-20А (SS-18Mod2) имела серьезные недостатки. Сообщалось, что в 1985 г будет введена в эксплуатацию РС-20Б (SS-18Mod5) (десять БГ мощностью 550- 750 кт, КВО — 250 м), но она по-видимому не была развернута. Ожидалось развертывание модифицированной ракеты РС-20 , которая могла получить обозначение РС-20В Воевода. К 1974г было произведено 35 испытательных пусков, в том числе 18 — в 1974 г.
Американцы дают нашим ракетам свои названия, которые, надо признать, весьма образно характеризуют их боевые возможности. В частности, ракету РС-20, о которой идет речь, американцы назвали «Сатаной», отчетливо представляя себе ее «сверхъестественные» возможности, не поддающиеся «укрощению» с помощью ПРО. Ракета РС-20 обладает чрезвычайно эффективным сочетанием состава боевого оснащения, его функциональных характеристик и весьма широкими возможностями управления пространственно-временной структурой удара в зависимости от условий боевого применения.
В частности, в условиях ПРО ракета РС-20 способна реализовать сконцентрированный удар по объекту всеми элементами своего оснащения так, что возникает устойчивый эффект функционального перенасыщения любого варианта ПРО, который США способны создать до 2015—2020 гг.
В современных отечественных СЯС только ракета РС-20 способна реализовать комплекс всех этих условий, в буквальном смысле «пронзая» систему ПРО независимо от степени ее насыщенности боеготовыми противоракетами. Мы сейчас говорим об уникальных возможностях существующих ракет РС-20. Но еще большую обеспокоенность у США вызывают возможности подобных ракет, которые могут быть созданы Россией в перспективе.
Ракеты РС-20 «Сатана» наводят ужас на американцев. Поэтому американское лобби делает все, чтобы заставить Россию уничтожить это оружие вместе с одновременным выходом из Договора о ПРО.
Россия могла не бояться гонки вооружений и, в частности, ПРО, имея на вооружении РС-20 «Сатану». Эта ракета с разделяющимися головными частями и сейчас, и в среднесрочной перспективе, не уязвима для любой ПРО. Тем более неуязвимой была она в середине 1980-х. Ракета РС-20 несет 16 платформ, одна из которых загружена ложными целями. Выходя на высокую орбиту все головки «Сатаны» идут «в облаке» ложных целей и практически не идентифицируются радарами.
Но, даже будучи идентифицированными на конечном отрезке траектории, головки «Сатаны» практически не уязвимы для противоракетных средств, ибо для их разрушения необходимо только прямое попадание в головку очень мощной противоракеты (с такими характеристиками, которые даже сейчас не проектируются в рамках работ по ПРО). Так что подобное поражение весьма трудно и практически невозможно с уровнем техники ближайших десятилетий. Что же касается знаменитых лазерных средств поражения головок, то у РС-20 они прикрыты массивной броней с добавлением урана-238, металла исключительно тяжелого и плотного. Такая броня не может быть «прожжена» лазером. Во всяком случае, теми лазерами, которые могут быть построены в ближайшие 30 лет.
Не могут сбить систему управления полетом РС-20 и ее головок импульсы электромагнитного излучения, ибо все системы управления «Сатаны» дублированы помимо электронных, пневматическими автоматами.
Напомним, СНВ-2 долго не ратифицировался Думой, но ельцинский глава Минобороны Грачев в одностороннем порядке пытался выполнять этот договор, уничтожая самый эффектный и дешевый вид российского стратегического оружия, ракеты РС-20, которые янки справедливо называют «Сатаной».
К счастью для России, у Грачева было много других «дел». Поэтому у России сохранились пока и сами РС-20, и их пусковые шахты. Кстати, именно на уничтожении шахт так настаивали американцы и их российская агентура влияния. Из существовавших в СССР 308 пусковых шахт на долю России приходилось 157. Остальные располагались на Украине и в Белоруссии. Полностью уничтоженными оказались шахты на Украине. Не тронуты шахты в Белоруссии и как минимум половина российских шахт.
Тяжелая жидкотопливная МБР четвертого поколения, оснащенная БГ индивидуального наведения. Конструкторское бюро: КБ Янгеля; производство размещено в Днепропетровске. Развертывание: Пусковая установка/носитель переоборудованные и дополнительно укрепленные шахты SS-9; ракета размещена в контейнере.
Размещение — шесть баз — Алейск; Дамбаровский; им. Гастелло; Карпаты; Ужур (64 шахты); Жангиз-Тобе. Прочность пусковой установки по некоторым сообщениям «ракета размещается в самых прочных в мире шахтах»; по первоначальным сообщениям — 2500-4500 psi, некоторые шахты — 6000-7000 psi; количество развернутых — 308 (середина 1988 г), в основном — РС-20Б; запуск — холодный.
Так что у США нет и в ближайшем будущем (лет 30-40) не будет никакой ПРО, способной противостоять РС-20. Мощность РС-20 равняется 50 бомбам сброшенным на Хиросиму. РС-20 является самой большой в мире.
"Предают тех,кто доверяет!" (с)
"...разорву провода, сплюну все города и забуду обратно дорогу!" (с)
Ракетный комплекс средней дальности РСД-10 "Пионер" (SS-20)
Подвижный грунтовый ракетный комплекс "Пионер" Разработчик:МИТ Главный конструктор:А.Д.Надирадзе Изготовитель ракеты:Воткинский МЗ Код НАТО:SS-20 Saber Mod 1&2 Наименование по РСМД:РСД-10 Тип комплекса:Подвижный ракетный комплекс С БР средней дальности, третьего поколения Состояние:На вооружении с 11 марта 1976 года. Ракета:"15Ж45" Дальность стрельбы, км:600-5000 Точность стрельбы (КВО), км:0,55 (предельное отклонение - 1,3) Тип ГЧ:Моноблочная термоядерная (на испытаниях - вариант 1) Тип ГЧ:три РГЧ ИН (вариант 2) Мощность заряда (вариант 1), Мт:1,0 Мощность заряда (вариант 2), Мт:0,15 Вес ГЧ, кг:1500-1740 Система управления:Инерциальная с гиростабилизированной платформой на основе поплавковых гироприборов, с БЦВМ Разработчик системы управления:НИИ АП Главный конструктор системы управления:Н.А.Пилюгин Рулевые приводы: Гидравлические Разработчик рулевых приводов:ЦНИИАГ Органы управления на 1 ступени:Газовые и аэродинамические решетчатые рули, решетчатые стабилизаторы Органы управления на 2 ступени:По тангажу и рысканию - вдув в закритическую часть сопла горячих газов; по крену - газовые сопла с газогенератором Тип старта:"Миномётный" из ТПК Число ступеней:2 Полная длина ракеты, м:16,49 Длина ракеты без головной части, м:14,9 Длина ракеты в ТПК, м:19,32 Максимальный диаметр корпуса, м:1,79 Стартовый вес, т:37,0 Вес ракеты в ТПК, т: 42,7 Горючее: Смесевое твёрдое Первая ступень: Полная длина первой ступени, м:8,58 Максимальный диаметр корпуса первой ступени, м:1,79 Вес ступени, кг:26,7 Двигатель:Однокамерный РДТТ Разработчик двигателя:НПО "Союз" (Люберцы) Главный конструктор двигателя:Б.П.Жуков Число сопел: 1 Время работы, с: 63 Вторая ступень: Полная длина второй ступени, м:4,4-4,6 Максимальный диаметр корпуса второй ступени, м: 1,47 Вес ступени, кг: 8,63 Двигатель: Однокамерный РДТТ Разработчик двигателя: НПО "Союз" (Люберцы) Главный конструктор двигателя: Б.П.Жуков Число сопел:1 Боевая ступень: Число боевых блоков:3 Двигательная установка:четыре РДТТ Боевой блок: Полная длина боевого блока, м:1,6 Максимальный диаметр корпуса боевого блока, м: 0,64 Радиус закругления наконечника: 0,11 Пусковая установка: Тип: Грунтовая подвижная Разработчик: ЦКБ "Титан" Изготовитель: завод "Баррикады" Главный конструктор: В.П.Бармин Длина, м: 3,05 Ширина, м: 3,05 Высота, м: 3,30 Число ракет на пусковой установке: 1 Тип привода подъёма ТПК с ракетой: Гидравлический Разработчик привода подъёма ТПК с ракетой: ЦНИИАГ Радиус разворота, м: 21 Экипаж, чел: 3 Транспортно-погрузочное средство (ТПС): Разработчик: ЦКБ "Титан" Изготовитель: Завод "Баррикады" База: МАЗ-547А Число осей: 6 Полная длина, м: 17,33 Ширина, м: 3,2 Высота, м: 2,9 Двигатель: Дизель Мощность, л.с:746 Максимальная скорость, км/ч: 40 Число ракет на ТПС: 1 Экипаж, чел: 2
Проектирование комплекса "Пионер"с ракетой средней дальности на твердом смесевом топливе началось в 1971 году в Московском институте теплотехники под руководством академика А. Д. Надирадзе. Новая ракета (заводское обозначение 15Ж45) создавалась на базе базе двух верхних ступеней межконтинентальной баллистической ракеты комплекса "Темп-2С". Заново были спроектированы: узел отсечки тяги двигательной установки второй ступени, соединительный отсек и разделяющаяся ГЧ ракеты.
После практической отработки различных технических решений по новой ракете и наземным агрегатам ракетного комплекса 21 сентября 1974 года на полигоне Капустин Яр начались летные испытания . Потребовалось почти полтора года, чтобы завершить доводку комплекса и выполнить намеченную программу испытаний. 11 марта 1976 года Государственная комиссия подписала акт о приеме комплекса "Пионер" с ракетой 15Ж45 ( РСД-10) на вооружение РВСН.
Часть устаревших ракет средней дальности, прежде всего Р-14, сняли с вооружения, а их место заняли "Пионеры". Появление последних вызвало большой переполох в странах НАТО, и очень быстро новая советская ракета приобрела известность как SS-20 - "Гроза Европы".
10 августа 1979 года на летные испытания была представлена ракета 15Ж53, имевшая более высокие боевые характеристики. Испытания проводились на полигоне Капустин Яр до 14 августа 1980 года, а 17 декабря этого же года новый комплекс, получивший обозначение "Пионер УТТХ" (улучшенные тактико-технические характеристики), был принят на вооружение РВСН. Ракета 15Ж53 имела те же первую и вторую ступени, что и ракета 15Ж45. Изменения коснулись системы управления и агрегатно-приборного блока. За счет доработки командных приборов и алгоритмов работы БЦВК удалось повысить точность стрельбы до 450 м. Установка новых двигателей с повышенной энергетикой на агрегатно-приборный блок дала возможность увеличить район разведения боевых блоков, что имело большое значение при планировании объектов поражения. Кроме того была увеличена максимальная дальность стрельбы до 5500 км.
В 1987 году на боевом дежурстве и в арсеналах находились 650 ракет. Из них две трети были предназначены для уничтожения объектов в Европе и на Ближнем Востоке и примерно одна треть для уничтожения объектов в Азии и США.
Оба комплекса эксплуатировались до 1991 года и были ликвидированы в соответствии с условиями Договора о РСМД. Первые ракеты уничтожались в Читинской области методом пуска. Особый интерес вызывали ракеты "Пионер", находившиеся в эксплуатации свыше 10 лет. Проведенные пуски завершились успешно. Позднее в районе полигона Капустин Яр была применена другая технология ликвидации - взрывом ракет без извлечения их из пусковых контейнеров. Шасси пусковых установок комплекса после прохождения специальной процедуры демонтажа, исключающей их применение по основному назначению, могут в различных вариантах использоваться в народном хозяйстве.
Последняя ракета РСД-10 была уничтожена 12 мая 1991 года. Несколько пусковых установок и ракет сохранились в качестве экспонатов в музеях страны и за рубежом. В состав ракетного комплекса "Пионер" входят следующие боевые средства:
Ракета "15Ж45" (15Ж53) (см.компоновочную схему)
Пусковая установка
Транспортно-погрузочное средство (ТПС)
Ракета 15Ж45 имела две маршевые ступени и агрегатно-приборный блок с головной частью, которые стыковались между собой при помощи соединительных отсеков.
Двигательная установка первой ступени представляла собой конструкцию, состоящую из стеклопластикового корпуса со скрепленным с ним твердотопливным зарядом, выполненным из высокоэнергетичного смесевого топлива, стальных переднего днища и сопловой крышки, соплового блока. В хвостовом отсеке ступени размещались тормозные двигатели и приводы рулевых органов. Управляющие усилия создавали четыре газодинамических и четыре аэродинамических руля (последние выполнены в виде решеток).
Двигательная установка второй ступени имела аналогичную конструкцию, но для получения управляющих воздействий использовались другие методы. Так, управление по углам тангажа и рыскания осуществлялось вдувом газа из газогенератора в закритическую часть сопла, а по крену - перепуском газа через специальное устройство. Оба двигателя имели систему отсечки тяги (на первой ступени - аварийная) и время работы около 63 секунд. Двигатель выключается путем вскрытия десяти дополнительных отверстий, расположенных на переднем днище камеры сгорания, при этом давление резко падает и горение твердого топлива прекращается.
Система управления ракеты, разработанная под руководством академика Н.А. Пилюгина, с бортовой вычислительной машиной, позволяла ракете в ходе несения боевого дежурства находиться в горизонтальном положении, обеспечивала точность попадания (КВО) не хуже 500 м во всем диапазоне дальностей и азимутов без разворота пусковой установки, полную автоматизацию предстартовой подготовки и проведение пуска, а также автоматическое проведение регламентных проверок. Все основные блоки имели резервирование, что обеспечивало высокую надежность функционирования, и располагались в герметичном приборном отсеке.
Ракета несла разделяющуюся головную часть типа МИРВ с тремя боевыми блоками мощностью по 150 кт каждый с индивидуальным наведением на собственные цели. Ступень разведения включала систему управления и твердотопливную двигательную установку. Аэродинамический обтекатель на головной части не предусматривался. Для снижения аэродинамических нагрузок в полете, боевые блоки были установлены под углом к продольной оси ракеты. Комплекса преодоления системы ПРО ракета не имела.
Имелось 3 варианта ракеты РСД-10: Mod 1 - с моноблочной головной частью и дальностью стрельбы 5000 км, Mod 2 - отличался только боевым оснащением - имел 3 разделяющиеся головные части индивидуального наведения. (это основной вариант, получивший наибольшее распространение). Mod 3 - испытанный в мае 1985 года и иногда именуемый на Западе как SS-X-28, имел легкую моноблочную головную часть мощностью 50 кт и увеличенную до 7400 км дальность стрельбы - не вышел из стадии испытаний.
В процессе эксплуатации ракета, помещенная в герметичный транспортно-пусковой контейнер, размещалась на самоходной пусковой установке (СПУ), выполненной на базе автомобильного шестиосного шасси МАЗ-547. Кроме ракеты на шасси располагались необходимые агрегаты и оборудование для контроля за техническим состоянием ракеты и проведения пуска. Несмотря на солидный вес (более 80 т) и габариты (длина - 19,3 м) СПУ имела сравнительно высокую скорость, передвигалась по дорогам с любым покрытием, легко преодолевала метровые броды и подъемы до 15 град. и имела радиус поворота 21 м, что позволяло широко использовать существующую сеть дорог.
Пуск ракеты мог быть произведен либо из специального укрытия гаражного типа на основной позиции (сооружение "Крона"), либо с одной из подготовленных полевых позиций. Перед этим пусковая установка вывешивалась на домкратах и горизонтировалась. Старт ракеты производился с помощью порохового аккумулятора давления, выбрасывавшего ее из контейнера. После достижения безопасной высоты, включался маршевый двигатель первой ступени. Операции по предстартовой подготовке и пуску проходили в автоматическом режиме после получения специальной команды с пункта управления.
Сооружения "Крона" предназначались, в первую очередь, для исключения возможности постоянного контроля за комплексами "Пионер" со стороны средств разведки потенциального противника. "Крона" представляет собой сборное сооружение из металлических конструкций. Сооружение проходное, то есть ворота расположены с двух сторон, что дает возможность отказаться от сложного маневрирования для большегрузной техники. Вдоль стен сооружения расположены электрические печки типа СКБ. Таким образом, при помощи тепловизионных датчиков невозможно определить, находится пусковая установка в сооружении или нет. Пуск ракеты возможно производить не выезжая из сооружения. Для этого производится подрыв пиропатронов, которые отбрасывают сектора крыши в стороны. После этого производится подьем контейнера и пуск ракеты. Так как пусковая установка при нахождении в сооружении уже вывешена на домкраты, то время подготовки к пуску сокращается. На маршруте движения колонны ракетного полка предусматривалось несколько подобных сооружений, что спрособствовало введению противника в заблуждение. Летные испытания ракет PCД-10 начались в сентябре 1974 г. на полигоне Капустин Яр. В 1977 году, сразу после принятия комплекса на вооружение РВСН СССР, началось его развертывание. Первый ракетный полк с комплексом "Пионер" заступил на боевое дежурство 30 августа 1976 года (район г.Петриков Гомельской обл. командир А.Г.Доронин). Массовое развертывание комплекса "Пионер" началось в 1978 году в позиционных районах, ранее занимаемых устаревшими комплексами с ракетами Р-16. В каждый ракетный полк входило 6-9 самоходных ПУ, обеспеченных индивидуальными защитными сооружениями.
Согласно американским данным наибольшее число развернутых пусковых установок составляло 441 единицу в 1986 году. По офицальным советским данным, приведенным в Меморандуме о договоренности об установлении исходных данных в связи с договором между -СССР и США о ликвидации ракет средней и меньшей дальности, по состоянию на 1 ноября 1987 г. в СССР было развернуто 405 ПУ ракет РСД-10, еще 245 БР находились на складах.
За 15 лет эксплуатации не было ни одного случая разрушения или аварии ракеты. За время испытаний, эксплуатации и ликвидации было отстреляно 190 ракет. Все пуски были успешными. При этом вероятность попадания в цель с оставила 98%.
РТ-2УТТХ «Тополь-М» Год принятия на вооружение: 1997 Максимальная дальность стрельбы: 11000 км Количество ступеней: 3 Стартовая масса, т: 47,1 Забрасываемый вес, т: 1,2 Длина ракеты без головной части, м: 17,5 Длина ракеты с головной частью, м: 22,7 (неточ.) Максимальный диаметр ракеты, м: 1,86 Количество боевых блоков, шт: 1 + около 2 десятков муляжей Тип головной части: моноблочная, ядерная, отделяемая Мощность боевого заряда, мт: 0,55 Вид топлива: твёрдое смесевое Тип системы управления: автономная, инерциальная на базе БЦВК Способ базирования: шахтный и мобильный
РТ-2УТТХ «Тополь-М» — новейшая российская межконтинентальная баллистическая ракета, первая МБР, разработанная после распада СССР. В течение ближайшего десятилетия «Тополь-М» может стать основой вооружения Ракетных войск стратегического назначения.
В международных договорах комплекс обозначается РС-12М2. На Западе комплекс получил обозначение (NATO reporting codename) SS-27.
Считайте заявление неактуальным... Я уже давным-давно ушёл из сайта.
РС-20 (SS-18 Satan) Нацеливание: Тип целей - укреплённые цели, такие как шахты баллистических ракет, авиабазы, командные центры; Точность/КВО - 0.14 м. мили ( 260 м ), 0.1 м. мили ( 190 м ). Описание РС-20Б. Тяжёлая жидкотопливная МБР четвёртого поколения, оснащённая БГ индивидуального наведения. Конструкторское бюро: КБ Янгеля ; производство размещено в Днепропетровске. Количество боеголовок 10; Мощность боеголовок 500-550 кт. Развертывание: Пусковая установка/носитель переоборудованные и дополнительно укреплённые шахты SS-9; ракета размещена в контейнере; Размещение - шесть баз - Алейск; Дамбаровский; им. Гастелло; Карпаты; Ужур ( 64 шахты ); Жангиз-Тобе; Прочность пусковой установки по некоторым сообщениям "ракета размещается в самых прочных в мире шахтах "; по первоначальным сообщениям - 2500-4500 psi, некоторые шахты - 6000-7000 psi; Количество развёрнутых - 308 (середина 1988 г ), в основном - РС-20Б; Запуск - холодный. Длина около 32 м Диаметр 3.2 м Количество ступеней 2 Стартовый вес 22000 к; Топливo хранимое жидкое Система управления компьютером на борту инерциальная с цифровым Забрасываемый вес 7600 кг Дальность 11000 км Количество боеголовок 10; Мощность боеголовок 500-550 кт Точность/КВО 190 м Советская МБР РС-20А (SS-18), созданная под руководством главного конструктора В. Ф. Уткина, по своим характеристикам превосходила "Минитмен-3". Эта ракета является одной из самых крупных и высокоэффективных стратегических систем и недаром получила на Западе наименование "Сатана". Ее первый испытательный пуск состоялся в феврале 1973 года. Принята на вооружение 30 декабря 1975 года. Ракета двухступенчатая с ЖРД, собрана по схеме "тандем". Топливо: окислитель - азотный тетроксид, горючее - НДМГ. Система управления - инерциальная. Заменена в середине 80-х годов на модификацию РС-20Б (SS-18 Mod.2) первый испытательный пуск которой состоялся в октябре 1977 года. Принята на вооружение в декабре 1980 года. Ракета РС-20А (SS-18) стала причиной глубокого беспокойства Запада, так как являлась самой мощной баллистической системой, которая когда-либо была разработана. Старт из ШПУ "холодный". Первые летные испытания были проведены в апреле - мае 1972 г., мод. 2 - в сентябре 1973 г., мод. 3 - в 1975 г., мод. 4 - в 1977 г. К 1981 г. было развернуто 308 МБР PC-20, точность их попадания составляла 200 м. История создания. Начало разработки 1964 г; НИОКР 1964-1969 гг. Инженерные испытания 1969-1974 гг; Первое лётное испытание РС-20 - апрель/май 1974 г, РС-20А (SS-18Mod2) - 1976 г, РС-20А (SS-18Mod3) - 1976 г, РС-20Б (SS-18Mod4) - 1979 г. Дополинительно. Конструкция блока разведения РС-20А (SS-18Mod2) имела серьёзные недостатки. Сообщалось, что в 1985 г будет введена в эксплуатацию РС-20Б (SS-18Mod5) ( десять БГ мощностью 550- 750 кт, КВО - 250 м ), но она по-видимому не была развёрнута. Ожидалось развёртывание модифицированной ракеты РС-20 , которая могла получить обозначение РС-20В Воевода. К 1974г было произведено 35 испытательных пусков, в том числе 18 - в 1974 г.
Сообщение отредактировал ded - Воскресенье, 04.05.2008, 11:52
Оперативно-тактический ракетный комплекс 9К714 "Ока"
Ракетный комплекс "Ока" Год принятия на вооружение:1983 Разработчик: КБ машиностроения г.Коломна Изготовитель: Воткинский машиностроительный завод Ракета 9М714К / 9М714В Количество ступеней, шт: 1 Максимальный диаметр, м: 0.970 Длина, м: 7.516 / 7.315 Стартовый вес ракеты, кг: 4630 / 4400 Дальность стрельбы максимальная, км: 400 / 300 Дальность стрельбы минимальная, км: 50 Максимальная высота траектории, км: 120 Точность стрельбы (КВО), км: 0.35 Вес боевой части,кг: 715 / 375 Пусковая установка 9П71/Транспортно-заряжающая машина 9Т230 Колесная формула: 8x8 Полная масса,кг: 29100 / 29985 Длина, м: 11.760 / 11.800 Ширина, м: 3.130 / 3.000 Высота, м: 3.000 Скорость на суше , км/ч: 65 Скорость на плаву, км/ч: 8-10 Запас хода, км: 700 Мощность двигателя УТД-25, л.с: 400
Оперативно-тактический ракетный комплекс 9К714 "Ока", разработанный в КБ машиностроения (г.Коломна) под руководством главного конструктора Непобедимого С.П., должен был прийти на смену комплексу 9к72 в звене армия-фронт. Первые пуски "Оки" приходятся на 1976 год, на вооружение комплекс был принят в 1983 году.
В ГосЦНИРТИ под руководством Игоря Куприянова для ракеты “Ока” был создан комплекс средств преодоления ПРО . В начале 1980-х гг. на вооружение в СССР и США были приняты две системы - “Ока” и “Patriot”. Применение зенитного ракетного комплекса "Patriot" против комплекса с баллистической ракетой “Ока”, оснащенной средствами защиты головной части, случись оно реально, было бы совершенно неэффективным. После принятия на вооружение “Оки” ЗРК “Patriot” потерял качество противоракетного оружия.
Ракетный комплекс "Ока" по принятым техническим решениям и их исполнению являлся уникальным и не имел аналогов в мире.
В декабре 1987 г. Горбачев и Рейган подписали Договор между СССР и США о ликвидации ракет средней и меньшей дальности (РСМД). Оценки этого документа весьма противоречивы. Он прекращал гонку континентальных ядерных вооружений и снижал для СССР угрозу американских средств передового базирования. В то же время вследствие ряда политических ошибок советского руководства под ограничения попали жизненно важные для обороноспособности системы вооружения. Первой среди них была "Ока", которая фигурировала в договоре под индексом ОТР-23. В 1989 г. было уничтожено более 200 ракет и 102 пусковые установки.
Заметим, что в пакете документов, связанных с Договором РСМД, не указывалась дальность "Оки". Это было не случайным. Ракета никогда не испытывалась на дальность свыше 400 км и в соответствии с этим общепринятым критерием не должна была попасть в число ограничиваемых систем. Включение ее в Договор не имело под собой объективных оснований.
В 1987 г. были прекращены работы и над уже готовым к испытаниям РК "Ока-У", который отличался от предшественника существенно более высокой точностью, широким спектром боевого оснащения и возможностью использования в составе разведывательно-ударных комплексов.
Однако, с уничтожением «Оки» в СССР ее история не закончилась. Лишь после распада Союза выяснилось, что 18 таких установок осталось в Германии, еще столько же - в Болгарии, около десятка - в Словакии, а четыре - в Румынии. США легко договорились с Германией об уничтожении SS-23, а вот с Румынией и Словакией переговоры затянулись. Особенно упорной оказалась Братислава: пока власть в стране оставалась в руках Владимира Мечьяра, Словакия и слышать не хотела об отказе от своих ракетных амбиций. И лишь полная смена состава в словацком руководстве, произошедшая осенью 98-го, и последовавшее за этим объявление о намерении вступить в НАТО уже в 2002 году привели к уничтожению этих комплексов. В настоящее время лишь Болгария имеет на вооружении это уникальное, в полном смысле слова, оружие.
На западе комплекс получил обозначение SS-23 " Spider" ("Паук").
В состав комплекса входят:
*ракета 9М714;
*пусковая установка (ПУ) 9П71
*транспортно-заряжающая машина ТЗМ 9Т230;
*транспортная машина 9Т240 ;
*контрольно-проверочная машина 9В69;
*вспомогательное оборудование.
9М714 - твердотопливная одноступенчатая ракета с отделяемой боевой частью. Корпус ракеты изготовлен из армированного углепластика с термозащитным покрытием. Боевые части - различного типа (ракета 9М714 могла оснащаться в т.ч. и ядерной боеголовкой мощностью в 10-50 килотонн). Ракета с обычной БЧ имела индекс 9М714К, с ядерной 9М714В. Стыковка ракетной части с головной частью была выполнена на специальных защелках с фиксаторами, которые при отделении головной части перешибались пиропатронами. Смена головных частей производилась на стартовой позиции за 15 минут. Ракета 9М714 оснащена турбо-генераторным источником питания.
Система управления ракеты автономная, инерциальная, с бортовым цифровым вычислительным комплексом. Командно-гироскопический прибор представляет собой гиростабилизированную платформу, где в качестве датчиков угла используются ДУСУ - датчики угловых скоростей и ускорений, а в качестве датчиков боковой скорости, а так же для начального горизонтирования платформы используются НИС - нуль-индикаторы скорости. В нижней части платформы расположена призма, при помощи которой осуществляется точное прицеливание ракеты. Смысл процесса прицеливания заключается в совмещении плоскости полёта ракеты, которая является плоскостью прицеливания, с направлением на цель. Прицеливание "Оки" происходит в горизонтальном положении ракеты и представляет собой разворот гиростабилизированной платформы командно-гироскопического прибора на рассчитанный угол. До старта система управления ракеты сопряжена с навигационным комплексом ПУ. Прицеливание осуществляется в два этапа. На первом этапе серводвигателем производится разворот платформы на угол, представляющий собой разницу между дирекционным углом направления заезда пусковой установки (совпадает с осью ракеты) и дирекционным углом в направлении цели. На втором этапе осуществляется точный доворот платформы относительно ближайшей грани призмы командно-гироскопического прибора. После старта ракета отрабатывает введённый угол, разворачиваясь в полёте в направлении цели. Сектор стрельбы для "Оки" составляет 180°, то есть ракета может развернуться после старта в направлении цели на угол до 90° влево или вправо.
На начальнoм учаcтке тpаектopии ракета 9М714 pазвивала cкopocть в 4 pаза пpевышающую cкopocть звука. Управление на начальном участке траектории осуществлялось поворотом сопел двигателя и решетчатыми аэродинамическими рулями в хвостовой части ракеты. Выcoта баллиcтичеcкoй тpаектopии в наивыcшей тoчке дocтигала 120 км. Cиcтема управления пoзвoляла упpавлять пoлетoм pакеты на вcем егo пpoтяжении, отделение головной части происходило на нисходящем участке траектории в плотных слоях атмосферы. На нисходящем участке траектории скорость полета ракеты достигала 10М, при этом головная часть после отделения падает на цель практически вертикально. Высокая траектория, большая скорость полета и наличие комплекса средств преодоления ПРО делало задачу перехвата ракеты 9М714 практически невыполнимой.
Комплекс "Ока-У" мог использоваться в составе разведывательно-ударного комплекса, в этом случае целеуказание на пусковую установку поступает непосредственно с источника разведывательной информации (например, самолета дальней радиолокационной разведки), что позволяет производить оперативное перенацеливание ракеты.
Наpяду c вышеперечисленным отличительными особенностями "Оки" являлись: малoе вpемя подготовки к пуску, автoнoмнocть бoевыx cpедcтв, выcoкая cтепень автoматизации пpедпуcкoвoй пoдгoтoвки, дocтатoчнo выcoкая эффективнocть пpименения неядеpнoгo бoевoгo ocнащения.
ПУ 9П31 и ТЗМ 9Т230 однотипны, выполнены на самоходном шасси БАЗ-6944. В передней части корпуса БАЗ-6944 расположена кабина управления, за ней - моторный отсек, остальную часть корпуса занимает грузовое отделение. В моторном отсеке установлен V-образный дизельный двигатель УТД-25 мощностью 400 л.с. Крутящий момент от двигателя к колесам передается посредством трансмиссии, реализующей бортовую схему раздачи потока мощности. Трансмиссия состоит из пятиступенчатой гидромеханической передачи, двухступенчатой раздаточной коробки с межбортовым дифференциалом, карданных передач, бортовых передач и колесных редукторов. В схему трансмиссии включен также дифференциальный механизм, исключающий жесткую кинематическую связь между колесами передней и задней тележек каждого борта. Машина имеет восемь ведущих колес с широкопрофильными шинами переменного давления. Подвеска всех колес независимая торсионная. Колеса первой и второй пар - управляемые. Автомобиль способен преодолевать водные преграды. Движение машины на плаву осуществляется за счет работы двух водометных движителей.
Все стартовое оборудование находилось внутри боевых машин. Средства связи и топопривязки, система прицеливания и испытательно-пусковое оборудование обслуживалось расчетом из 3-х человек. Система навигации и топопривязки в кабине выведена на планшет, где местоположение пусковой установки указывается пересечением двух линий, а координаты высвечиваются на табло. Готовность к пуску с марша составляла менее 5 минут. Подъем ракеты в вертикальное положение осуществляется за 20 секунд. Работа бортовой аппаратуры и гидравлики пусковой установки была возможна как от маршевого двигателя, так и от отдельного дизельного агрегата питания, расположенного над третьей осью, который через муфту был соединен с гидронасосом. При неработающем двигателе или в аварийной ситуации для открывания верхних створок ракетного отсека и подъема направляющей без ракеты можно было воспользоваться ручным гидравлическим насосом.
Перевозка ракеты осуществлялась с помощью транспортной машины 9Т240 в специальном контейнере 9Я249 отдельно от боевой части. Для перевозки боевой части использовался контейнер 9Я251.
ТТХ: Максимальная дальность стрельбы, км - 10000 Длина ракеты, м - 21,5 Стартовая масса, т - 45 Масса головной части, т - 1 Масса снаряженной первой ступени ракеты, т - 27,8 Длина первой ступени, м - 8,1 Длина второй ступени, м - 4,6 Длина третьей ступени, м - 3,9 Длина головной части, м - 2,1 Диаметр корпуса первой ступени, м - 1,8 Диаметр корпуса второй ступени, м - 1,55 Диаметр корпуса третьей ступени, м - 1,34 Диаметр транспортно-пускового контейнера, м - 2 Площадь района боевого патрулирования комплекса, км2 - 125000
Разработка стратегического мобильного комплекса «Тополь» 15Ж58 (РС-12М) с трехступенчатой межконтинентальной баллистической ракетой, пригодной для размещения на самоходном автомобильном шасси (на базе твердотопливной МБР РТ-2П) была начата в Московском институте теплотехники под руководством Александра Надирадзе в 1975 году.Постановление правительства о разработке комплекса вышло 19 июля 1977 года. После смерти А.Надирадзе работа была продолжена под руководством Бориса Лагутина. Мобильный «Тополь» должен был стать ответом на повышение точности американских МБР. Требовалось создать комплекс, обладающий повышенной живучестью, достигаемой не строительством надежных укрытий, а созданием у противника неопределенных представлений о месте нахождения ракеты.
К концу осени 1983 года опытная серия новых ракет, получивших обозначение РТ-2ПМ, была построена. 23 декабря 1983 года на полигоне Плесецк начались летно-конструкторские испытания. За все время их проведения неудачным был только один пуск. В целом же ракета показала высокую надежность. Там же проводились испытания и боевых агрегатов всего БРК. В декабре 1984 года основная серия испытаний была завершена. Однако произошла задержка в разработке некоторых элементов комплекса, не связанных напрямую с ракетой. Вся программа испытаний была успешно завершена в декабре 1988 года.
Решение о начале серийного производства комплексов принято в декабре 1984 года. Серийное производство развернуто в 1985 году. В 1984 году началось строительство сооружений стационарного базирования и оборудование маршрутов боевого патрулирования мобильных ракетных комплексов «Тополь». Объекты строительства размещались в позиционных районах снимаемых с дежурства межконтинентальных баллистических ракет РТ-2П и УР-100, размещавшихся в ШПУ ОС. Позже начато обустройство позиционных районов снимаемых с вооружения по договору РСМД комплексов средней дальности «Пионер».
С целью накопления опыта эксплуатации нового комплекса в войсковых частях в 1985 году решено было развернуть первый ракетный полк в г. Йошкар-Оле, не ожидая полного завершения программы совместных испытаний. 23 июля 1985 года первый полк мобильных «Тополей» заступил на боевое дежурство под Йошкар-Олой на месте дислокации ракет РТ-2П. Позже «Тополя» поступили на вооружение дивизии, дислоцированной под Тейково и имевшей ранее на вооружении МБР УР-100.
28 апреля 1987 года на боевое дежурство под Нижним Тагилом заступил ракетный полк, вооруженный комплексами «Тополь» с подвижным командным пунктом «Барьер». ПКП «Барьер» имеет многократно защищенную дублированную радиокомандную систему. На подвижной пусковой установке ПКП «Барьер» размещена ракета боевого управления. После запуска ракеты ее передатчик дает команду на пуск МБР.
1 декабря 1988 году новый ракетный комплекс был официально принят на вооружение РВСН СССР. В том же году началось полномасштабное развертывание ракетных полков с комплексом «Тополь» и одновременное снятие с боевого дежурства устаревших МБР.27 мая 1988 года на боевое дежурcтво под Иркутском заступил первый полк МБР «Тополь» с усовершенствованным ПКП «Гранит» и автоматизированной системой управления.
К середине 1991 года было развернуто 288 ракет этого типа.В 1999 году на вооружении РВСН находилось 360 ПУ ракетных комплексов «Тополь». Они несли дежурство в десяти позиционных районах. В каждом районе базируется по четыре — пять полков. На вооружении каждого полка — девять автономных пусковых установок и подвижной командный пункт.
Ракетные дивизии «Тополей» были дислоцированы вблизи городов Барнаул, Верхняя Салда (Нижний Тагил), Выползово (Бологое), Йошкар-Ола, Тейково, Юрья, Новосибирск, Канск, Иркутск, а также у поселка Дровяная Читинской области. Девять полков (81 пусковая установка) были развернуты в ракетных дивизиях на территории Белоруссии — под городами Лида, Мозырь и Поставы. После распада СССР часть «Тополей» остались за пределами России, на территории Белоруссии. 13 августа 1993 года был начат вывод группировки РВСН «Тополь» из Белоруссии, 27 ноября 1996 года он был завершен.
"Предают тех,кто доверяет!" (с)
"...разорву провода, сплюну все города и забуду обратно дорогу!" (с)
Тактико-технические характеристики Разработчик: МКБ "Вымпел" Изготовитель: Ленинградский Северный завод, БАПО "Иглим" Боевая часть тип: фугасно-проникающая вес, кг: 317-320 вес взрывчатого вещества, кг: 116 Самолет-носитель: Су-17М4, Су-24М, Су-25, Су-34, Су-35, МиГ-29СМ, Су-25Т, Су-27М, МиГ-27К (М,Д), МиГ-29М Скорость полета носителя, км/час: 600-1250 Высота пуска, км: 0.2-10 Головка самонаведения тип: пассивная телевизионная "Тубус-2" разработчик: НПО "Импульс" (МНИИТИ) спектральный диапазон,мкм: 0.4-0.95 освещенность,лк: 50-10000 поле зрения,град: 2-3 ТВ-стандарт: 625 строк, 50 Гц разрешение, линий: 550 Ракета Дальность стрельбы, км: 3-12 Максимальная скорость полета, м/с: 450 Средняя скорость полета, м/с: 250-350 число ступеней: 1 длина, мм: 3875 максимальный диаметр корпуса, мм: 380-400 размах крыла, мм: 1100 размах рулей, мм: 750 стартовый вес, кг: 660-680 длина транспортного контейнера, мм: 4350 ширина транспортного контейнера ,мм: 900 высота транспортного контейнера ,мм: 860 вес ракеты в транспортном контейнере ,кг: 1030
Ракета Х-29т предназначена для поражения визуально видимых наземных и надводных целей типа: железобетонные укрытия, стационарные железнлдорожные и шоссейные мосты, промышленные сооружения, склады, бетонированные ВПП, корабли и десантно-высадочные средства.
Разработка ракеты Х-29 с телевизионной головкой самонаведения началась в КБ "Молния" под руководством главного конструктора М.Р.Бисновата, в дальнейшем работы были переданы в МКБ "Вымпел".
На базе ракеты Х-29т имеется модификация - Х-29те с увеличенной дальностью стрельбы.
На западе ракета получила обозначение AS-14 "Kedge".
Ракета Х-29т имеет аэродинамическую схему "утка". Двигатель, боевая часть, взрыватель и электропневмосистема такие же, как и на ракете Х-29л.
Ракета Х-29т имеет пассивную телевизионную систему самонаведения. Измерение углов пеленга цели и угловой скорости линии визирования производится с помощью телевизионной ГСН "Тубус-2" угол поля зрения которой в режиме поиска цели равен 12x16o и в режиме автосопровождения - 2.1x2.9o. Максимальная угловая скорость линии визирования - 10o/c.
ТГСН "Тубус-2" состоит из оптико-электронной части с координатором цели, закрепленным на карданном подвесе, и электронного блока обработки информации, обеспечивающего выделение и запоминание контрастных объектов. Поиск цели может вестись с помощью бортовой аппаратуры самолета или визуально летчиком. Обнаружив цель и "загнав" ее на прицельно-пилотажный индикатор, летчик выполняет привязку и целеуказание ТГСН, после чего изображение цели появляется и на экране телевизионного индикатора в кабине. Предполагаемый объект атаки может быть "выхвачен" телекамерой из общего фона, а его изображение увеличено для опознания. После выделения цели производится переход с широкого поля зрения ТГСН на узкое, а для сохранения захвата летчику остается только удерживать кнюппелем прицельную рамку на цели, ожидая сближения на разрешенную дальность пуска.
Система управления в вертикальной плоскости работает в двух режимах, автономном и самонаведения. Автономное управление осуществляется на начальном участке полета ракеты, самонаведение - на последнем. После отделения от самолета-носителя автономное управление обеспечивает полет ракеты с постоянным углом тангажа. При достижении равенства текущего угла пеленга и заданного система управления производит программный разворот ракеты на цель до момента равенства нулю текущего значения угловой скорости линии визирования. После этого управление ракетой переходит на пассивное телевизионное самонаведение по методу пропорционального сближения. Телевизионное самонаведение носит пассивный характер и производится по светоконтрастному краю цели. Заметность цели при этом может подчеркиваться не только ее контрастным цветом, но и углом падения солнечных лучей или теням выдающими замаскированный объект. Перед целью ракета делает "горку".
Пуск Х-29т может осуществляться с малых высот. Дальность ее применения определяется, в основном, возможностью обнаружения цели и сильно зависит от высоты полета, атмосферных условий, контрастности, размеров и конфигурации цели. Круговое вероятное отклонение при пуске с оптимальных по условиям обнаружения цели 4-5км составляет 2.2м.
При нанесении ударов по ВПП аэродромов ракета оставляет воронки диаметром от 12 до 15м и глубиной до 6м.
Для транспортировки и хранения ракеты Х-29т используется контейнер.
ТТХ: Тип - межконтинентальная, морского базирования Дальность полета, км - 8000 Тип боевой части - разделяющаяся, с блоками индивидуального наведения Число боевых блоков - 6 Система управления -автономная, инерциальная на базе ЦБВК Забрасываемый вес, кг - 1150 Тип старта - сухой Стартовая масса, т - 36,8 Число ступеней - 3 Длина, м: - ракеты без головной части 11,5 - ракеты в пусковом контейнере 12,1 Диаметр, м: - ракеты (максимальный) - 2 - пускового контейнера - 2,1 Длина первой ступени, м - 3,8 Диаметр первой ступени, м - 2 Масса первой ступени - 18,6
Твердотопливная межконтинентальная баллистическая ракета морского базирования Р-30 3М30 «Булава» предназначена для поражения важных стратегических целей на территории противника. МБР входит в состав ракетного комплекса подводных лодок проектов 941 «Акула» и 955 «Борей». В качестве полезной нагрузки ракета несет 6 гиперзвуковых маневрирующих ядерных блоков индивидуального наведения общей массой 1,15 т, способных менять траекторию полета по высоте и курсу. Такой маловысотный профиль полета, по мнению экспертов, дает основание причислить ракету к квазибаллистическому типу. В качестве носителей МБР «Булава» планируются новые российские подводные лодки модернизированного пр. 941 «Акула» - «Дмитрий Донской», «Архангельск» и «Северсталь», а также пр. 955 «Борей» - «Юрий Долгорукий», «Александр Невский» и «Владимир Мономах», которых предполагается построить всего пять субмарин. Каждая АПЛ будет нести 16 (первая-12) МБР «Булава».
Исторические сведения Решение о разработке твердотопливной межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) Р-30 3М30 морского базирования «Булава-30» (РСМ-56 в международных договорах) было принято в 1998 г. после 3 неудачных испытаний комплекса стратегического оружия «Барк» (Государственный ракетный центр «КБ им. Академика В.П. Макеева», г. Миасс), созданного на 70-80% к тому времени. Оно было принято Советом безопасности РФ по инициативе вновь назначенного Главнокомандующего ВМФ РФ Владимира Куроедова. В результате задача по разработке ракеты с ГРЦ (разработчик всех отечественных БР для подводных лодок, за исключением Р-31) была снята и поставлена Московскому институту теплотехники (МИТ, генеральный конструктор Ю.С. Соломонов). Аргументом в пользу такого решения явилось стремление к унификации морских и сухопутных твёрдотопливных ракет, а также к снижению расходов на их разработку и производство. Противники этого решения указывали на сомнительные плюсы от унификации, отсутствие у МИТ опыта создания ракет морского базирования, необходимость переделки АПЛ «Юрий Долгорукий», строящейся с 1994 года на Северодвинском машиностроительном предприятии «Севмаш» и первоначально проектировавшейся под «Барк». В настоящее время ракета проходит цикл испытаний непосредственно с боевого корабля. Пуски МБР «Булава» производятся с модернизированной АПЛ пр. 941УМ класс «Тайфун», бортовой номер ТК-208.
Испытания:
- 23 сентября 2004 был осуществлён успешный «бросковый» пуск массогабаритного макета ракеты «Булава» из подводного состояния. Испытание проводилось для проверки возможности её использования с подводных лодок. В прессе этот запуск принято считать первым по счету, хотя был произведен только запуск массогабаритного макета ракеты; - второй испытательный запуск реального ракетоносителя был успешно произведён 27 сентября 2005 в 17:20 по московскому времени. Ракета, запущенная из акватории Белого моря из надводного положения по полигону Кура на Камчатке, примерно за 14 минут преодолела более 5,5 тысяч километров, после чего боевые блоки ракеты успешно поразили предназначенные для них цели на полигоне; - третий испытательный запуск был произведён 21 декабря 2005 года в 08:19 по московскому времени. Пуск осуществлён из подводного положения по полигону Кура, ракета успешно поразила цель; - четвертый испытательный пуск 7 сентября 2006 года закончился неудачей. Пуск МБР был произведён из подводного положения в направлении боевого поля на Камчатке. Пролетев после старта несколько минут, ракета отклонилась от курса и упала в море; - пятый испытательный пуск ракеты, прошедший 25 октября 2006, также закончился неудачно. После нескольких минут полёта «Булава» отклонилась от курса и самоликвидировалась, упав в Белое море; - шестой испытательный пуск ракеты был произведён 24 декабря 2006 из надводного положения и вновь закончился неудачно. Отказ двигателя третьей ступени ракеты привёл к её самоликвидации на 3-4 минуте полёта; седьмой испытательный пуск состоялся 28 июня 2007 года. Запуск произведён в Белом море из подводного положения и завершился частично удачно - третья боеголовка не достигла цели;
Очередной испытательный пуск предположительно должен был произойти в ноябре 2007. Однако испытания не состоялись, при этом никакой официальной информации о причинах их отмены оглашено не было. Данное обстоятельство дало повод ряду лиц начать распространение слухов о пятом подряд неудачном запуске «Булавы»; - восьмой пуск - 18 сентября 2008 года. По сообщению новостного агентства Интерфакс, «российский подводный ракетный крейсер стратегического назначения в 18:45 МСК в четверг осуществил пуск ракеты «Булава» из подводного положения. В 19:05 учебные блоки достигли цели в районе боевого поля полигона Кура. «В настоящее время обрабатывается телеметрическая информация о пуске и полете ракеты, но уже сейчас можно заключить, что пуск и полет ракеты прошел в штатном режиме», - сказал представитель Минобороны РФ.» Однако вскоре, с подачи газеты «Коммерсант», сославшейся на анонимный источник в Министерстве обороны РФ, была распространена информация о том, что пуск был успешным лишь частично. По данным собеседника издания, до последнего этапа испытания проходили успешно. «Активный участок траектории ракета прошла без сбоев, попала в заданный район, головная часть отделилась штатно, но ступень разведения боевых блоков не смогла обеспечить их отделения», - сообщил он газете. Таким образом, как пояснил он, в боевых условиях боеголовки ракеты не сработали бы из-за особенностей устройства «Булавы». В то же время некоторые специалисты высказали мнение, что в данном запуске вместе с испытаниями собственно ракетоносителя «Булава», отработавшего полностью штатно, могли проводиться параллельные испытания новой модификации боевой части ракеты, которые, предположительно, и оказались неудачными. От каких-либо дополнительных официальных комментариев в связи с возникшими слухами Минобороны РФ воздержалось; - девятый пуск состоялся 28 ноября 2008 года, пуск «Булавы» из подводного положения прошел полностью в штатном режиме, боевые блоки успешно прибыли в полигон Кура на Камчатке. По данным источника в Минобороны, программа испытаний ракеты впервые выполнена полностью; - десятый пуск. Произведен 23.12.2008. После отработки первой и второй ступени ракета вышла на нештатный режим работы, отклонилась от расчетной траектории и самоликвидировалась, взорвавшись в воздухе. Таким образом, данный пуск стал четвертым неуспешным по счету из девяти проведенных.
Производство ракет «Булава» будет развёрнуто на ФГУП «Воткинский завод», где уже производятся ракеты «Тополь-М». По заявлению разработчиков, конструктивные элементы обеих ракет в высокой степени унифицированы. На декабрь 2008 года, встал вопрос о степени унификации с «Тополь-М», так как вследствие всевозможных доработок и доводок в ходе опытных испытаний, количество общих деталей неуклонно снижается. После успешных испытаний 29 июня 2007 принято решение о серийном производстве наиболее отработанных узлов и деталей ракеты. Дата принятия ракеты на вооружение будет определена после выполнения запланированных в 2009 году испытательных пусков.
"Предают тех,кто доверяет!" (с)
"...разорву провода, сплюну все города и забуду обратно дорогу!" (с)
Боевой железнодорожный ракетный комплекс 15П961 "Молодец" с МБР 15Ж61 (РТ-23 УТТХ)
ТТХ: Дальность стрельбы: 10100 км. Головная часть: - мощность заряда: 10 х 0.43 Мт. - вес головной части: 4050 кг. Длина ракеты: - полная: 23.0 м. - без головной части: 19.0 м. - в ТПК 21.9 м. Максимальный диаметр корпуса ракеты: 2.4 м. Стартовый вес: 104.80 т. Полетная надежность: 0.98. Коэффициент энерговесового совершенства ракеты Gпг/Go: 31 кгс/тс. Скорость движения: 80 км/час. Первая ступень: - длина: 9.7 м. - диаметр: 2.4 м. - вес: 53.7 т. - тяга ДУ (на земле/в пустоте): 218/241 тс. Вторая ступень: - длина: 4.8 м. - диаметр: 2.4 м. - тяга ДУ: 149 тс. Третья ступень: - длина: 3.6 м. - диаметр: 2.4 м. - тяга ДУ: 44 тс. Пусковая установка - длина: 23.6 м. - ширина: 3.2 м. - высота 5.0 м. Стойкость БЖРК к ударной волне: - в продольном направлении: 0.3 кг/см2. - в поперечном направлении: 0.2 кг/см2
Описание На западе ракета РТ-23УТТХ (15Ж61) получила обозначение SS-24 "Sсаlреl" Моd 3 (РL-4). Наименование по СНВ-1 - РС-22В, классификация по СНВ-1 - собранная МБР в пусковом контейнере (Класс А) В состав БЖРК входит железнодорожный состав стандартной для комплекса конфигурации: - три трехвагонных пусковых модуля с МБР РТ-23УТТХ; - командный модуль в составе 7 вагонов; - вагон-цистерна с запасами горюче-смазочных материалов; - два тепловоза ДМ-62. В каждом из локомотивов несет дежурство отдельная локомотивная бригада. При подготовке офицерских локомотивных бригад БЖРК, для детального ознакомления с маршрутом, они периодически откомандировываются на гражданские составы МПС, следующие по тому же маршруту. БЖРК выглядит как обычный состав из рефрижераторных и пассажирских вагонов. Пусковые модули имеют по восемь колесных пар. Остальные вагоны - вагоны обеспечения, имеют по четыре колесные пары.
Ракета РТ-23УТТХ (см.схему) имеет три ступени плюс ступень разведения боевых блоков. Первая, вторая и третья ступени имеют цельномотанный корпус типа "кокон" из композиционного материала. Первая ступень оснащена твердотопливным двигателем 15Д206 (заимствован с ракеты 15Ж44) с центральным неподвижным, частично утопленным соплом, работающем на смесевом топливе Т9-БК-8Э. Вторая и третья ступени также имеют твердотопливные двигательные установки, сопло - центральное неподвижное, раздвижное. Топливо второй ступени - "Старт", третьей - АП-65. Управление первой ступенью осуществляется вдувом горячих газов в закритическую часть сопла двигательной установки, второй - отклонением головной части и частично аэродинамическими рулями, установленными на носовом обтекателе. Головная часть - разделяющегося типа индивидуального наведения с десятью боевыми блоками мощностью 0.43Мт и комплексом средств преодоления ПРО. Ступень разведения боевых блоков - "толкающей" схемы , размещение боевых блоков в один ярус, двигатель ступени - четырехкамерный ЖРД 15Д264, работающей на НДМГ и АТ. На ракете 15Ж61 сохранены отработанные на ракетах 15Ж44 и 15Ж52 схемные и конструктивные решения по управлению полетом II и III ступеней отклонением головного отсека, минометному разделению ступеней, отделению боевой ступени и разведению элементов боевого оснащения. Минометное разделение ступеней обеспечивается за счет наддува газом от порохового аккумулятора давления межступенного объема и поперечного деления переходного отсека удлиненным кумулятивным зарядом. Такая конструкция гарантирует безударное разделение ступеней и обеспечивает максимальную плотность компоновки межступенной части ракеты. Ракета имеет оригинальный надувной обтекатель головной части. Такое решение применено для уменьшения габаритной длины ракеты и ее размещения в вагоне. Система управления - инерциальная с бортовой цифровой вычислительной машиной (БЦВМ) разработана НПО АП под руководством главного конструктора В.А.Лапыгина.
Особенностью системы управления является решение ряда новых задач:
- восстановление информации в вычислителе после воздействия ядерного взрыва путем ее перезаписи в оперативное запоминающее устройство из хранителя информации на магнитном диске; - реализация принципов терминального наведения; - использование элементной базы повышенной стойкости к поражающим факторам ядерного взрыва (1 уровень); - сопряжение с системой боевого управления "Сигнал-А".
Прицеливание осуществляется с помощью наземного гирокомпаса и электронно-оптических средств передачи азимута в бортовую гиростабилизированную платформу. Пусковая установка (см.схему) 15П761 разработана в КБ специального машиностроения (КБСМ) под руководством главного конструктора Уткина А.Ф. на базе четырехтележечного восьмиосного вагона грузоподъемностью 135 тонн. Транспортно-пусковой контейнер (ТПК) оснащен системой термостатирования и автоматикой пуска ракеты. Подъем ТПК в вертикальное положение осуществляется пневматическим приводом с помощью ПАД'а. Вагон - пусковая установка оборудован открывающейся крышей с гидравлическим приводом и устройством для отвода контактной сети. Даже уменьшение массы ракеты на 1.5 тонны по сравнению с шахтным вариантом не позволило уложиться в допустимую осевую нагрузку на путь. Для решения этой проблемы применены специальные "разгрузочные" устройства, перераспределяющие часть веса на соседние вагоны. Пуск ракет может осуществляться с любой точки маршрута. Для этого состав останавливается, специальным устройством отводится в сторону контактная подвеска. Пусковой контейнер поднимается в вертикальное положение. После чего осуществляется минометный старт ракеты. Уже в воздухе ракета заклоняется с помощью порохового ускорителя и только после этого запускается маршевый двигатель. Заклонение ракеты позволило отвести струю маршевого двигателя от пускового комплекса и обеспечить его устойчивость.
Каждая из трех пусковых установок, входящих в БЖРК может осуществлять пуск как в составе поезда, так и автономно. Гарантийный срок хранения ракеты 15 лет.
Исторические сведения Работы по созданию подвижного боевого железнодорожного ракетного комплекса (БЖРК) с межконтинентальными баллистическими ракетами (МБР) начались в середине 1970-х годов. Первоначально комплекс разрабатывался с ракетой РТ-23, оснащаемой моноблочной головной частью. После испытаний БЖРК с МБР РТ-23 был принят в опытную эксплуатацию. Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 9 августа 1983 года была задана разработка ракетного комплекса с ракетой РТ-23УТТХ "Молодец" (15Ж61) в трех вариантах базирования: боевой железнодорожный, подвижный грунтовый "Целина-2" и шахтный. Головной разработчик - КБ "Южное" (генеральный конструктор В.Ф.Уткин). В ноябре 1982 года был разработан эскизный проект ракеты РТ-23УТТХ и БЖРК с усовершенствованными железнодорожными пусковыми установками (ЖДПУ). В частности, для стрельбы с любой точки маршрута, в том числе с электрифицированных железных дорог, БЖРК был оснащен высокоточной навигационной системой, а ЖДПУ - специальными устройствами закорачивания и отвода контактной сети (ЗОКС). Летные испытания ракеты РТ-23УТТХ (15Ж61 ) производились с 27 февраля 1985 года по 22 декабря 1987 года в НИИП-53 (г.Мирный), всего было произведено 32 пуска. Осуществлено 18 выходов железнодорожного состава на ресурсные и транспортные испытания, в ходе которых по железным дорогам страны пройдено более 400 тысяч километров. Испытания проводились в различных климатических зонах от Салехарда на севере до Чарджоу на юге, от Череповца на западе до Читы на востоке. В 1988г. на Семипалатинском полигоне были успешно проведены специальные испытания БЖРК на воздействие электомагнитного излучения ("Сияние") и молниезащиту ("Гроза"). В 1991г. на НИИП-53 была проведена проверка на воздействие ударной волны ("Сдвиг"). Испытывались две пусковые установки и командный пункт. Объекты испытаний располагались: один (ПУ с загруженным в нее электромакетом ракеты, а также КП) - на расстоянии 850м от центра взрыва, другой (вторая ПУ) - на расстоянии 450м торцом к центру взрыва. Ударная волна с тротиловым эквивалентом 1000т не повлияла на работоспособность ракеты и ПУ. Первый ракетный полк с ракетой РТ-23УТТХ встал на боевое дежурство 20 октября 1987 года (г.Кострома, командир В.Ю.Спиридонов). К середине 1988 года было развернуто 6-7 полков (всего около 20 ПУ, все под Костромой). Комплекс принят на вооружение 28 ноября 1989 года. В 1991 году НПО "Южное" предложило использовать ракету типа РТ-23УТТХ для запуска космических аппаратов на орбиту Земли с высоты 10 километров, после сброса ракеты на специальной парашютной системе с тяжелого транспортного самолета АН-124-100. К 1999 году развернуто три ракетные дивизии, вооруженных БЖРК и МБР РТ-23УТТХ (под Костромой, пос. Бершеть и пос.Гладкое в Красноярском крае), в каждой из которых по четыре ракетных полка. Составы находятся на расстоянии около четырех километров друг от друга в стационарных сооружениях. При заступлении на боевое дежурство составы рассредотачиваются. При движении по железнодорожной сети страны БЖРК позволял оперативно менять дислокацию стартовой позиции до 1000 километров в сутки. С 1991 года по договоренности с США, БЖРК несут боевое дежурство на базе, без выезда на железнодорожную сеть страны.
"Предают тех,кто доверяет!" (с)
"...разорву провода, сплюну все города и забуду обратно дорогу!" (с)
Тактико-технические характеристики Разработчик: МКБ "Радуга" Изготовитель: Смоленский авиационный завод Дальность стрельбы, км - минимальная 10-15 - максимальная 100-115 - автоматического наведения 40 Дальность управления,км 140 Точность стрельбы (КВО), м: 2-3 Скорость полета, км/ч: 860-1000 Высота полета над морем , м: 7 Высота полета над сушей , м: 50,100,200,600,1000 Самолет-носитель: МиГ-29К, Су-30М, Су-24М. Скорость полета носителя ,км/ч: 600-1100 Высота пуска,км: 0.1-5 Число ракет на носителе: 2 Длина ракеты, мм: 5690 Максимальный диаметр корпуса ракеты, мм: 380 Размах крыльев , мм: 1260-1300 Стартовый вес ,кг: 920 (930-950) Вес боевой части (проникающая/кассетная) ,кг: 320/ 280 Аппаратура управления: Разработчик: МКБ "Радуга" Дальность линии связи, км: 140 Длина, мм: 4000 Диаметр, мм: 450 Вес, кг: 260 Авиационная пусковая установка Тип: АКУ-58 Число ракет на ПУ: 1 Разработчик: МКБ "Вымпел" Вес пустой ПУ, кг: 185 Длина ПУ, мм: 3810 Ширина ПУ, мм: 130 Высота ПУ, мм: 220
Ракета Х-59м предназначена для поражения малых наземных и надводных целей ( в местах стоянки в прибрежной зоне и портах ) с известными координатами, визуально обнаруженных оператором самолетов с контрастом на фоне местности 0,1...0,3.
Ракета создана в МКБ "Радуга" под руководством Генерального конструктора И.Селезнева
Комплекс впервые демонстрировался на московском аэрокосмическом салоне МАКС-93.
На западе Х-59м получила обозначение AS-18 «Kazoo».
В состав комплекса ракетного оружия "Овод-М" входят:
*ракета Х-59м;
*универсальный подвесной контейнер;
*авиационное катапультное пусковое устройство ;
*пульт оператора и индикатор цели.
Ракета Х-59м выполнена по аэродинамической схеме "бесхвостка" с Х-образным крылом и и дестабилизатором изменяемой геометрии. В целях повышения живучести ракета скомпонована по отсекам. Органы управления - аэродинамические рули. На ракете установлен малогабаритный турбореактивный двигатель РДК-300, а для старта и разгона ракеты до маршевой скорости используется твердотопливный ускоритель. Для более эффективного поражения площадных целей в ракете может применяться проникающая или кассетная боевые части.
Все агрегаты фюзеляжа ракеты стыкуются на быстроразъемных соединениях. Носовой кок сбрасываемый, выполнен из материала АМГ-6. Грузовой отсек - из материала ВНС-2, обшивка крыла из АМГ-6, лонжероны из ВКЛ-3. Отсеки фюзеляжа имеют внутреннюю теплоизоляцию из материала АТМ9-200, приклеенную к обшивке клеем ВК-9.
Устройство ракеты Х-59м и контейнера АПК-9: *1-блок аппаратуры телевизионно-командного наведения; *2-блоки подготовки и контроля ; *3-бортовой регистратор параметров; *4-телевизионная аппаратура; *5-блок управления; *6-радиовысотомер; *7-проникающая боевая часть; *8-регулятор двигателя; *9-передатчик радиолинии; *10-привод рулей; *11-приемник радиолинии; *12-стаотовый РДТТ; *13-маршевый ТРД; *14-сбрасываемая заглушка ТРД; *15-батарея.
Система управления Х-59м - комбинированная, высокоточная телевизионно-командная с радиовысотомером и передачей команд по радиолинии . На начальном этапе по телевизионному изображению, передаваемому с борта ракеты, оператор радиокомандами наводит ее на цель, при подлете к цели включается телевизионная головка самонаведения. Для применения ракеты Х-59м на самолете-носителе необходимо иметь специальный подвесной контейнер типа АПК-8 или АПК-9. Использование контейнера в комплексе ракетного оружия дает возможность применения ракеты Х-59м с различных носителей, в том числе и зарубежных, включая основные тактические истребители типа "Мираж-3", F-15, F-16.
Контейнер для аппаратуры управления полетом ракеты Х-59М состоит из четырех отсеков цилиндрической формы. Носовой и хвостовой обтекатели имеют радиопрозрачные коки и приклепаны к «юбкам», выполненным из материала Д-19. Рамы сделаны из материала ЭИ-654, каркас из ВКЛ-3 и 12Х2НВФА, обшивка из Д-19.
Ракета Р-29РМ "Синева", название НАТО SS-N-23 "Skiff"
Тактико-технические характеристики: Количество ступеней, шт..................................................................3 Максимальная дальность стрельбы ракеты, км..................................8300 Максимальная стартовая масса, т......................................................40,3 Масса головной части, т....................................................................2,8 Длина ракеты, м...............................................................................14,8 Максимальный диаметр корпуса, м....................................................1,9 Тяга маршевого двигателя первой ступени у земли, тс.......................100 Точность стрельбы (КВО), м..............................................................500 Первоначально установленный гарантийный срок хранения, лет........10
В 1979 году в КБ академика В.Макеева начались работы по проектированию новой межконтинентальной баллистической ракеты Р-29РМ (РСМ-54, 3М37) комлекса Д-9РМ. В задании на ее проектирование определялась задача создать ракету с межконтинентальной дальностью полета, способную поражать малоразмерные защищенные наземные цели. Разработка комплекса была ориентирована на достижение максимально возможных тактико-технических характеристик при ограниченном изменении проекта подводной лодки. Поставленные задачи были решены разработкой оригинальной трехступенчатой схемы ракеты с совмещенными баками последней маршевой и боевой ступеней, использованием двигателей с предельными характеристиками, улучшением технологии изготовления ракеты и характеристик применяемых материалов, увеличением габаритов и стартовой массы ракеты за счет объемов, приходящихся на пусковую установку при их совместной компоновке в ракетной шахте подводной лодки.
Ракета Р-29РМ трехступенчатая, с последовательным расположением ступеней, выполненных по "уплотненной" схеме. В качестве маршевых двигателей на всех ступенях применены "утопленные" в баки ЖРД с высокими тяговыми характеристиками. В передней части ракеты размещается приборный отсек с системой управления, включающий аппаратуру астрокоррекции траектории полета по результатам измерения координат навигационных звезд, аппаратуру радиокоррекции по результатам обмена информацией с навигационными спутниками Земли и боевые блоки.
Корпус ракеты выполнен цельносварным из алюминиево-магниевого сплава. Для стыковки ракеты с пусковой установкой хвостовая часть ракеты снабжена силовым опорным бандажем-переходником. При старте ракеты переходник остается на пусковом столе. Двигатель первой ступени (см. фото) состоит из двух блоков: основного (однокамерного) и рулевого (четырехкамерного). Управляющие усилия по каналам тангажа, рысканья и крена обеспечиваются поворотом камер сгорания рулевого блока. Тяга ЖРД первой ступени - 100т.
Корпус второй ступени состоит из бака окислителя, соединенного с корпусом первой ступени, и бака горючего, переднее днище которого выполнено в виде конической ниши, используемой для размещения боевых блоков и двигателя третьей ступени. Двигатель второй ступени однокамерный, основные его агрегаты размещены в баке окислителя первой ступени, управляющие усилия по каналам тангажа и рысканья создаются поворотом камеры сгорания, закрепленной на кардановом подвесе, а по каналу крена - блоком крена.
Двигатель третьей ступени однокамерный. Управляющие усилия на третьей ступени по всем каналам создаются двухрежимным двигателем разведения боевых блоков, который работает одновременно с двигателем третьей ступени. Двигательные установки третьей ступени и головной части объединены в единую сборку с общей баковой системой (см.фото).
Разделение первой и второй, второй и третьей ступеней осуществляется системой детонирующих удлиненных зарядов.
Головная часть - четырёх- и десятиблочная с индивидуальным наведением блоков. Возможно оснащение ракет осколочно-фугасной БЧ с массой ВВ около 2000 кг, предназначенных для сверхточного поражения целей в неядерном конфликте. Также расматривается возможность вооружения ракет ЯБЧ свермалого калибра (тротиловый эквивалент до 50 т), предназначенными для "точечных ударов". Зона разведения боевых блоков - произвольная и переменная по энергетике. По договору СНВ-1 на ракетах Р-29РМ устанавливаются только четырехблочные РГЧ.
Высокоточная система управления помимо аппаратуры астрокоррекции имеет аппаратуру коррекции траектории полёта по навигационным спутникам системы "Ураган" и обеспечивает КВО при стрельбе на максимальную дальность около 500 м. Возможно использование различных типов траекторий полета на минимальную и промежуточную дальности.
По сравнению с Р-29Р несколько возрос диаметр ракеты, но при этом диаметр шахты на ПЛАРБ не увеличился. Боевая эффективность по сравнению с Р-29Р заметно возросла. Расширены условия боевого применения ракет за счет возможности использования из высоких широт Арктики. Р-29РМ не уступает и ракете тяжелых РПК СН проекта 941. При этом ее стартовая масса более чем в 2 раза меньше по сравнению с Р-39, при одинаковой дальности стрельбы.
РСМ-54 - самая лучшая баллистическая ракета в мире по энергомассовому совершенству. Под этим термином конструкторы понимают показатель отношения массы боевой нагрузки баллистической ракеты к ее стартовой массе, приведенный к одной дальности полета. Например, если машина забрасывает один вес боевой части на дальность 8 тысяч километров, то для решения этой же задачи на дальность 10 тысяч километров потребуется уменьшить вес боевой нагрузки. Если оценивать нашу ракету по этому показателю, то РСМ-54 имеет 46 единиц. Это лучше, чем у американских баллистических ракет морского базирования"Trident-1" и "Trident-2" , имеющих энергомассовый показатель 33 и 37.5 единиц соответственно.
Сообщение отредактировал STALKER-Garik - Пятница, 28.08.2009, 11:48
Управляемая ракета средней дальности Р-77 (РВВ-АЕ) (Россия)
Длина ракеты, мм 600 Диаметр ракеты, мм 200 Калибр, мм 200 Размах крыла, мм 454 (400) Размах оперения, мм 750 (740) Стартовая масса ракеты, кг 175 Масса боевой части, кг 22 (18) Тип боевой части стержневая с микрокумулятивными элементами Максимальная дальность пуска, км 80 Минимальная дальность пуска, км 0,3 Перегрузка поражаемых целей 12 Скорость, число М 4,5 Вероятность поражения цели 0,7
Ракета средней дальности Р-77 (РВВ-АЕ) предназначена для поражения истребителей, штурмовиков, бомбардировщиков, самолетов и вертолетов военно-транспортной авиации противника в воздушных боях на средних дистанциях днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, с любых направлений, на фоне земли и моря, при активном информационном и маневренном противодействии противника.
Ракета прошла в ГосМКБ «Вымпел» цикл создания в 1982 — 1989 гг. Одним из основных требований к ней была компактность, позволяющая размещать ракеты на внутренней подвеске перспективных боевых самолетов с целью повышения аэродинамических качеств и снижения заметности. Принята на вооружение в феврале 1994г. Ею оснащаются модификации истребителей 4-го поколения - МиГ-29СД (СЭ, СМ, М), Су-35, Су-37, МиГ-31М и др.
Сразу после появления информации об "Изделии-170" (так в проекте называлась РВВ-АЕ, которая, в дальнейшем, стала называться в НАТО - "AAM-AE" (Air-to-Air Missile, Actve, Energetic), а в российских ВС - Р-77) в 1992 году, западные журналисты дали ей прозвище "Amraamski" (намекая на её схожесть с американской AMRAAM - AIM-120A).
По своим тактико-техническим характеристикам РВВ-АЕ значительно превосходит отечественные ракеты Р-24, Р-27, зарубежные AIM-7F "Sparrow", "Skyflash", "Matra super" 530F, а по ряду характеристик - американскую ракету АIМ-120А AMRAAM.
ГосМКБ "Вымпел" ведет работы по модернизации ракеты Р-77 в направлениях повышения эффективности, дальности поражения, технологичности и унификации ее применения в других комплексах. Предусматривается комплектация ракеты инфракрасной ГСН с захватом цели на траектории полета. Разрабатаны варианты с комбинированным ракетно-прямоточным двигателем, позволяющим увеличить дальность, для поражения самолетов ДРЛО на дистанциях до 150 км.
На базе Р-77 спроектирована зенитная ракета, отличающаяся от прототипа увеличенным диаметром РДТТ.
Ракета Р-77 — управляемая ракета средней дальности с активной радиолокационной системой самонаведения. УР применяется по следующим целям: высокоманевренные самолеты, крылатые ракеты, ракеты классов "земля—воздух" и "воздух—воздух", стратегические бомбардировщики, вертолеты, в т.ч. на режиме висения, и т.д. Обеспечивает поражение целей с любого направления на всех ракурсах, днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, в условиях РЭП, на фоне земной и водной поверхности по принципу "пустил—забыл", в т.ч. с многоканальным обстрелом.
Ракета РВВ-АЕ перехватывает цели, совершающие полет со скоростями до 3600 км/ч в диапазоне высот от 20 м до 25 км с превышением (принижением) целей относительно носителя до 10 км и не накладывает ограничений на перегрузку носителя в момент пуска. Дальность пуска по высоколетящим целям - до 80 км, с захватом цели собственной ГСН на дальность в 20 км. Поражение низколетящих целей возможно на дальности до 20 км, вдогон - до 25 км. Ракета способна поражать цели, маневрирующие с перегрузкой до 12 ед. Способна атаковать цели при ракурсе до 90° относительно самолета - носителя.
Ракета Р-77 (см.схему) выполнена по нормальной аэродинамической схеме, крыло - редуцировано до узких пластин тонкого профиля, а рули, расположенные на хвосте, могут складываться и имеют решетчатую конструкцию, с малым сопротивлением и стабильным шарнирным моментом во всем диапазоне скоростей, высот и углов атаки при бессрывном обтекании. Такие рули, впервые опробованные на баллистической ракете "Точка" , дают возможность конформного и внутрифюзеляжного размещения ракеты на самолете-носителе и определяют ее высокие маневренные характеристики. Каждая поверхность состоит из металлической рамки с ножевидной решёткой внутри её. Такая конструкция обеспечивает большую управляющую площадь при меньшем весе. К тому же, для управления такими рулями требуются менее мощные приводы, чем для классических плоскостей. Потребный момент не превышает 1,5 кГм, что позволило применить малогабаритные и легкие электрические рулевые приводы. Рули сохраняют эффективность на углах атаки до 40°, в результате возрастает и маневренность на больших углах атаки, доводя её у Р-77 до 150°/сек. Складывающиеся рули позволили сделать ракету компактной, «укладывая» ее в квадрат со стороной 300мм. Твердотопливный двигатель Р-77 позволяет ей развивать скорость до М = 4.
Р-77 имеет комбинированное наведение: инерциальное с радиокоррекцией с переходом на активное радиолокационное по сигналу бортового вычислителя, определяющего дистанцию захвата цели собственной ГСН типа 9Б1348Э. На случай срыва захвата продолжается формирование «математической модели» цели с помощью самолета-носителя, позволяя осуществить траекторный захват цели или перенацелить ракету на другую цель. В условиях помех ГСН может осуществить пассивное самонаведение на их источник, совмещенный с целью и поразить обороняющегося по его же сигналам. Если бой идет на минимальных дальностях — в этом случае сразу включается активная головка и наведение осуществляется без использования командно-инерциального этапа. Во всех режимах применения используется метод модифицированного пропорционального наведения. А в условиях организованных помех, при которых бортовая радиолокационная станция носителя не может снабжать ракету сведениями о дальности и скорости сближения с целью, наведение происходит по специальным траекториям.
Ракета оснащается лазерным взрывателем. Его работа заключается в облучении цели и определении по отраженному сигналу момента подрыва боевой части (на оптимальном расстоянии от цели). Параметры взрывателя адаптируются к размеру поражаемой цели. Предусмотрен также контактный взрыватель для случаев прямого попадания или падения на земную или водную поверхность в целях самоликвидации. Боевая часть ракеты стержневая с микрокумулятивными элементами. Стержни соединены между собой так, что при подрыве образуют сплошное расширяющееся кольцо, которое буквально разрезает цель. Микрокумулятивные составляющие боевой части поражают высокоточные цели в режиме противоракетной обороны самолета-носителя.
Для подвески ракеты служат пусковые АПУ-170 и катапультные АКУ-170, обеспечивающие запуск из внутренних отсеков носителя.
Ракетный комплекс Д-19 "Тайфун" оборудованный ракетами Р-39. Название НАТО SS-N-20 "Sturgeon"
Тактико-технические характеристики: Год принятия на вооружение...........................1984 Максимальная дальность стрельбы, км.............8250 Забрасываемый вес, кг....................................2250 Количество боевых блоков..............................10 (200 кт) КВО, м.............................................................500 Противодействие ПРО.......................................РГЧ Стартовая масса, т...........................................90,0 Длина, м..........................................................16,0 Диаметр, м.......................................................2,4 Тип старта........................................................сухой (АРСС)
Стратегический ракетный комплекс Д-19 "Тайфун", включающий 20 твердотопливных трехступенчатых межконтинентальных баллистических ракет Р-39 (3М65, РСМ-52) с разделяющимися головными частями, был разработан в КБ "Машиностроение" (ныне Государственный ракетный центр (ГРЦ) им. академика В.П. Макеева) в период с 1971 года по 1983 год и принят на вооружение тяжелых атомных крейсеров типа "Акула" проекта 941) .
Отработка ракеты началась с бросковых испытаний полномасштабных макетов пусками с плавстенда и экспериментальной подводной лодки К-153 проекта 629, переоборудованной по проекту 619 с одной шахтой. Всего запущено 9 ракет с плавстенда и 7 с подводной лодки. Эти испытания позволили отработать подводный и надводный старт из ”сухой" шахты под пороховым аккумулятором давления. На совместных летных испытаниях с наземного стенда были запущены 17 ракет. Больше половины пусков были неудачными из-за недоработки двигателей первой и второй ступеней. После устранения недостатков начались пуски ракет с головной подводной лодки типа "Акула": из тринадцати пусков одиннадцать были признаны успешными. После окончания совместных летных испытаний комплекс Д-19 с ракетой Р-39 и головной крейсер ТК-208 проекта 941 подвергли интенсивной эксплуатации, но положительным результатам которой комплекс Д-19 был в 1984 году принят на вооружение.
Параллельно с созданием РК Д-19 и строительством ракетоносцев шла подготовка на Северном флоте пункта базирования кораблей и технической базы (ТРБ) хранения ракет, которые с завода на флот поставлялись полностью собранными. В связи со значительными массогабаритными характеристиками ракеты на ТРБ хранились и подавались на погрузочный причал на железнодорожном ходу. Для погрузки ракет на корабли спроектирован специальный кран грузоподъемностью более 100 тонн. Изготовлено было два крана, смонтированных соответственно на причалах Северодвинска и пункта базирования ракетоносцев. Для транспортировки морем и погрузки ракет Р-39 был построен специальный ракетовоз-погрузчик ("Александр Брыкин" - проект 11570) с полным водоизмещением 11.440 т, имеющий 16 контейнеров для ракет Р-39 и снабженный 125-тонным краном. Серьезные работы были проведены по совершенствованию системы боевого управления и связи. Испытания, прошедшие на Северном флоте в 1998 году, подтвердили высокую надежность комплекса Д-19, когда АПЛ "Тайфун" произвела одновременный успешный пуск всех своих 20 ракет РСМ-52. Система "Тайфун" является самой мощной в ВМФ, но и самой дорогой. Достаточно сказать, что разработка РК Д-19 с РСМ-52 обошлась в три раза дороже, чем стоимость РК Д-9РМ с РСМ-54. Аналогичные соотношения имели место и по другим составляющим системы.
Система "Тайфун" по боевым характеристикам не уступала американской стратегической системе "Trident-1". Однако она уступала "Trident-2", прежде всего по ракете: по массе в полтора, мощности боевого оснащения в три и точности поражения цели в два раза. Поэтому после принятии РК Д-19 на вооружение сразу же была задана работа по его дальнейшему совершенствованию, с разработкой улучшенного варианта РК Д-19УТТХ (в дальнейшем - "Барк"). При этом предусматривалось размещение этого комплекса на шести РПКСН и переоборудование их в ходе очередных ремонтов. В процессе формирования облика этого комплекса была определена дальнейшая перспектива развития морских БР. Головной разработчик - КБ "Машиностроения" и Институт вооружения ВМФ предложили создание к концу ХХ в. двух твердотопливных ракет, одна из которых оснащалась РГЧИН (шифр "Ост"), вторая - моноблочной, управляемой в полете головной частью (шифр "Вест"). Эти намерения нашли отражения в проекте Программы вооружения (ПВ) флота на 1991-2000 гг., в которой предусматривалось также проектирование и строительство новых ракетоносцев. "Барк" имеет дальность полета более 10 тысяч километров и несет на себе 10 средних ядерных блоков. В конструкции ракеты предусматривалась специальная система прохода через лед, обеспечивающая пуск из под ледяного панциря северных широт. Также "Барк" мог использоваться как по обычной траектории, так и по настильной. В первом случае ракета летит из акватории Баренцева моря на Камчатку за 30 минут, а во втором - за 17 минут.
Уход в 1985 г. из жизни генерального конструктора В. П. Макеева серьезно повлиял на сроки и качество работ по этому комплексу. С развалом Советского Союза и последовавшим резким обвалом финансирования оборонных заказов работы по комплексу затормозились, что, вполне естественно, привело к снижению полноты отработки и неудачам при испытаниях. В 1998 г. решением правительства создание РК Д-19УТТХ было прекращено, переоборудование одного ракетоносца приостановлено. В 1994 г. было объявлено о закладке на стапеле СМП ракетоносца четвертого поколения пр. 955 "Юрий Долгорукий", на котором первоначально планировалось разместить РК Д-19УТТХ, и построить серию таких кораблей. После прекращения работ по комплексу Д-19УТТХ этот ракетоносец был переориентирован на вооружение новым комплексом с твердотопливной ракетой "Булава".
На западе комплекс Д-19 получил обозначение SS-N-20 "Sturgeon". Ракета Р-39 включает трехступенчатый носитель на твердом топливе, амортизационную ракетно-стартовую систему (АРСС) и разделяющуюся головную часть (РГЧ).
Приборный отсек расположен в носовой части ракеты и стыкуется с корпусом ступени разведения с помощью фланцевого стыка, вместе они образуют разделяющуюся головную часть. Приборный отсек состоит из двух герметичных, разделенных промежуточным днищем отсеков: отсек трехстепенного гиростабилизатора с астровизирующим устройством, закрытым сбрасываемым в полете куполом, и отсек приборов системы управления, размещенных на амортизированной раме. Ступень разведения вмещает 10 боевых блоков мощностью по 100кт каждый. На ее корпусе смонтирована двухрежимная жидкостная двигательная установка разведения, обеспечивающая индивидуальное наведение боевых блоков на цели, и отделяемый двигатель третьей ступени. Система управления - инерциальная, оснащена аппаратурой астрокоррекции, что обеспечивает КВО точек падения не хуже 500м при стрельбе на максимальную дальность (см.схему траектории).
Маршевые двигатели ракеты имеют малое относительное удлинение с минимальными объемами межступенчатых отсеков. Корпуса двигателей изготовлены из композиционного материала методом намотки нитей типа "кокон", снаряжены прочно скрепленными зарядами твердого топлива. Силовая оболочка корпуса ДУ 1 ступени - 3Д65 изготавливалась из высокопрочного органоволокна СВМ, для закладных элементов днища использовался титановый сплав ВТВ-1. В конструкции двигателя первой ступени было применено стационарное сопло с восемью попарно расположенными в плоскостях стабилизации клапанами вдува, обеспечивающими управляемость по всем каналам управления. Система "вдува" обеспечила высокие динамические характеристики ракеты. Заряд смесевого топлива с внутренним каналом звездообразной формы разработки НПО "Алтай" обеспечивал программированный спад тяги в течении 17с, что позволяло успешно решить проблему управляемости ракеты перед разделением ступеней. В ДУ 3Д65 были применены и другие конструкторские решения обусловленные спецификой ее применения в составе ракеты морского базирования - полная герметизация ДУ для предотвращения попадания в нее морской воды, предстартовый наддув воздухом внутренней полости двигателя с целью компенсации действующих на наружную поверхность корпуса внешних гидродинамических нагрузок во время старта. Для минимизации габаритов ракеты Р-39 впервые в практике отечественного и мирового ракетостроения для двигателей второй и третьей ступеней использованы сопловые блоки с раздвижными телескопическими раструбами, а также ряд прогрессивных технических решений по системе управления вектором тяги.
Проблема создания минимальной по массе системы управления вектором тяги, в частности, рулевого привода для органов управления занимает важное место в разработке твердотопливных ракет. Для питания рулевого привода у твердотопливных ракет требуется, как правило, автономный источник питания (энергии), поэтому рулевой привод для твердотопливной ракеты тяжелее примерно в 2 раза по сравнению с аналогичным для жидкостной ракеты. Кроме значительной массы и габаритов, усложняющих размещение привода в ограниченных габаритах отсеков ракеты, в системах с традиционными рулевыми машинами существует проблема обеспечения требуемых динамических характеристик звена рулевая машина - сопло, связанная с существенным влиянием на них жесткости элементов конструкции двигателя, самой рулевой машины и рабочего тела, участвующих в кинематической цепи передачи усилия. Проектно-поисковые исследования по совершенствованию системы управления вектором тяги ракеты Р-39 выявили, что наиболее эффективным путем достижения высокого массового совершенства и повышения надежности таких систем является использование многофункциональных энергетических систем, имеющих объединенный источник питания, на базе газогидравлических рулевых машин.
Для комплекса Д-19 создана оригинальная стартовая система с размещением практически всех элементов пусковой установки на самой ракете. В шахте Р-39 находится в подвешенном состоянии, опираясь специальной амортизационной ракетно-стартовой системой (АРСС) на опорное кольцо, расположенное в верхней части шахты. АРСС обеспечивает амортизацию ракеты, герметизацию полости шахты и безопасность ракеты для подводной лодки, позволяет погружение ракетоносца с открытой крышкой шахты на значительную глубину. Все силовые элементы ракеты, необходимые при ее эксплуатации на наземных средствах и на корабле, за исключением среднего опорного пояса, размещены на АРСС и корпусе хвостового отсека, сбрасываемых на начальном участке полета после выхода ракеты из воды. Старт ракеты осуществляется из "сухой" шахты с помощью порохового аккумулятора давления, размещенного на днище шахты в сопле двигателя первой ступени. В момент старта специальные пороховые заряды, расположенные на АРСС, создают вокруг ракеты газовую каверну, значительно уменьшающую гидродинамические нагрузки на подводном участке движения. После выхода из воды АРСС отделяется от ракеты при помощи специального двигателя и уводится в сторону на безопасное расстояние от подводной лодки. Команда на запуск двигателя первой ступени подается в момент выхода ракеты из шахты. При незапуске двигателя первой ступени после выхода из воды ракета с целью обеспечения безопасности подводной лодки уводится в сторону. Старт всего боекомплекта осуществляется двумя залпами, с минимальными интервалами между пусками ракет. Ракеты могут запускаться с глубины до 55м (без ограничений по погодным условиям на поверхности моря), а также из надводного положения. Новые технические решения, реализованные в ракете: • ракетные двигатели на высокоэнергетическом твердом топливе с использованием новых конструкционных материалов; • система управления, использующая принцип обобщенной астрокоррекции; • высокоскоростные малогабаритные боевые блоки повышенной удельной мощности; • амортизационная ракетно-стартовая система, обеспечивающая хранение, транспортировку и пуск ракеты; • агрегаты наземного технологического оборудования на железнодорожном ходу (с бескрановой перегрузкой ракет) и комплекс средств их погрузки, обеспечивающие безопасность эксплуатации ракет.
Тактико-технические характеристики: Длина:.....................................................17 м. (без ГЧ) / 21 м. (с ГЧ) Количество ступеней:...............................3 Мощность заряда боевых блоков..............150-300 килотонн Максимальный диаметр корпуса, м:...........2
Межконтинентальная баллистическая ракета (МБР) PC-24 с разделяющимися головными частями (типа MIRV) разработана Московским институтом теплотехники под руководством академика РАН Ю. Соломонова. Первый испытательный пуск РС-24 состоялся 29.05.2007 г. с полигона "Плесецк", второй – 25.12.2007 г. (с передвижной ПУ, на дальности 5,5 тыс. км поразила цели на полигоне "Кура", полуостров Камчатка). До принятия на вооружение может быть проведено еще несколько испытательных пусков в течение около тех лет. Назначение
МБР РС-24 является межконтинентальной баллистической ракетой стратегического назначения, предназначенной для поражения важных объектов военного и экономического потенциала противника на его территории.
Особенности Основные характеристики РС-24 (дальность полета, количество, мощность, и круговое отклонение боевых блоков, характеристики средств преодоления ПРО противника, время разгона и др.) неизвестны. Известны два мнения в отношении создания МБР РС-24. Согласно первого новая ракета является глубокой модернизацией известной МБР РС-22 с использованием научно-технических и технологических решений, ранее реализованных в ракетном комплексе "Тополь-М". Во втором случае новая ракета была создана на основе ракеты комплекса "Тополь-М" с установкой дополнительной разгонной ступени и блока разведения с головными частями от МБР "Булава". С учетом возможностей твердотопливных ракет подобного класса, можно предположить, что при дальности полета около 12 тыс. РС-24 сможет доставить к цели от 6 до 10 боевых блоков индивидуального наведения мощностью от 150 до 300 килотонн. Она может уступать по забрасываемому весу РС-18 и РС-20, но превосходить их по эксплуатационным характеристикам и скорости набора высоты. Габаритные размеры новой ракеты должны обеспечивать ее использование в шахтном и мобильном (грунтовом и железнодорожном) вариантах. Одним из основных отличий РС-24 является оснащение ракеты новыми системами преодоления противоракетной обороны (ПРО), которые могут принципиально отличаться от существующих. Такие средства, по мнению Командующего РВСН Н. Соловцова и других специалистов, могут сделать бессмысленной в отношении России создаваемую Соединенными Штатами противоракетную оборону. Точностные характеристики и система управления (аналогична системе управления МБР морского базирования "Булава") новой МБР РС-24 отвечают предъявляемым требованиям, что подтверждается официальными сообщениями о результатах первого и второго испытательных пусков ракет, в ходе которых учебные цели на полигоне Кура (п-ов Камчатка) были поражены. По словам начальника Службы информации и общественных связей РВСН полковника А. Вовк, "Поставленные цели пуска достигнуты, задачи выполнены в полном объеме". При этом основными целями обоих пусков являлось подтверждение правильности принятых научно-технических и технологических решений по разработке ракетного комплекса и МБР, их работоспособности, определение технических характеристик систем и агрегатов ракеты, подтверждение эффективности принятых мер по обеспечению безопасности их использования.
По словам представителей Ракетных войск стратегического назначения (РВСН), МБР РС-24 отвечает всем требованиям действующих соглашений об ограничении стратегических ядерных вооружений (1700-2200 ядерных боезарядов по состоянию на 31.12.2007 г.) и должна поступить на вооружение до 2010 г. Вместе с моноблочной МБР РС-12М2 "Тополь-М" она должна составить основу ударной группировки РВСН России до середины ХХI века.
Активизация опытно-конструкторских работ по созданию ракетного комплекса (РК) с МБР РС-24 является одним из ключевых направлений строительства РВСН в ближайшей перспективе. Это обусловлено тем, что к 2016 г., по словам Командующего РВСН генерал-полковника Н. Соловцова, группировка РВСН при количественном уменьшении группировки она будет иметь не более 20% РК с продленными сроками эксплуатации и 80% новых комплексов (РК с МБР РС-12М2 "Тополь-М" и РС-24. Начало развертывания новой МБР возможно в 2011-2013 гг. В последующие 10-12 лет, при ежегодном производстве 10-12 ракет, РС-24 могут заменить РС-20 "Воевода" (Р-36М2, SS-18 Satan) и РС-18 (УР-100Н, SS-19 Stiletto), срок службы которых истекает в 2017-2020 гг.
Дополнительная информация о данных МБР будет дополнена после появления новых ТТХ.
Сообщение отредактировал STALKER-Garik - Пятница, 28.08.2009, 20:32
Тактико-технические характеристики: Габариты, мм.........................................................длина - 24,3 м. Дальность стрельбы максимальная, км...................10 000 Количество ступеней.............................................2 Мощность заряда боевых блоков, Мт.....................6 х (0.55-0.75) Максимальная стартовая масса, т...........................105,6 Масса головной части, т.........................................4,35 Точность стрельбы (предельное отклонение), км....0,92 Максимальный диаметр корпуса, м..........................2,5
Ракета РС-18 — одна из наиболее совершенных межконтинентальных баллистических ракет России. Ее создание началось в 1967 году в конструкторском бюро МПО Машиностроения, расположенном в подмосковном Реутове. Принята на вооружение 17 декабря 1980 года. Под эту ракету создавалась шахтная пусковая установка повышенной защищенности, а также новый комплекс средств преодоления противоракетной обороны. В январе 1981 года первые полки с УР-100Н УТТХ заступили на боевое дежурство. Всего было поставлено на боевое дежурство 360 шахтных пусковых установок РС-18.
Назначение
Ракетный комплекс РС-18 стратегического назначения выполнялся по тактико-техническому заданию Минобороны РФ. обширной кооперацией разработчиков и изготовителей составных частей комплекса при головной роли ФГУП «НПО машиностроения» - головного разработчика ракеты и комплекса.
Особенности
РС-18 - двухступенчатая ракета-носитель. Оснащена разделяющейся головной частью индивидуального наведения с 6 боевыми блоками. Максимальная дальность стрельбы - 10 тыс.км. Стартовая масса - 106 т. Масса головной части - 4,3 т.
МБР третьего поколения относятся к ракетам с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и последовательным расположением ступеней. При их разработке использован опыт создания предшествующего поколения ампулизированных жидкостных ракет на компонентах топлива НДМГ + AT (несимметричный диметилгидразин и четырехокись азота - азотный тетраксид), размещенных в шахтных пусковых установках (в первую очередь, опыт создания ракет PC-10 и Р-36). Наряду с принципиальным новшеством - применением РГЧ типа MIRV к новым техническим решениям комплексов этого поколения следует отнести применение в ракетах автономной системы управления (СУ) с бортовой цифровой вычислительной машиной (БЦВМ), размещение ракет и пункта управления боевым ракетным комплексом в сооружениях высокой защищенности, возможность дистанционного переприцеливания перед пуском, наличие на ракетах более совершенных средств преодоления противоракетной обороны (ПРО), более высокую, боевую готовность, применение более совершенной системы боевого управления, повышенную живучесть комплексов. Были резко повышены характеристики боевой эффективности за счет увеличения точности ракет и общей мощности их боевого оснащения.
Третьей из поступивших на вооружение РВСН ракет третьего поколения стала МБР легкого типа УР-100Н или РС-18А по классификации СНВ-1. В свою очередь МБР УР-100НУ (РС-18Б) является ее модификацией - ракетой с улучшенными тактико-техническими характеристиками (УТТХ). На новой ракете была повышена надежность работы двигательных установок, улучшились характеристики системы управления и боевого оснащения. Общая дальность полета ракеты немного возросла. Значительно упростилась эксплуатация ракетных комплексов при одновременном повышении стойкости к поражающим факторам ядерного взрыва. Ракета отличается простотой конструкции и высокой надежностью ряда систем. МБР УР-100НУ — двухступенчатая ракета, выполненная по схеме «тандем» с последовательным разделением ступеней в полете. Все топливные баки — несущей конструкции. Корпус первой ступени состоит из хвостового, топливного отсеков и переходника. Корпус второй ступени состоит из короткого хвостового и топливного отсеков.
Двигательная установка первой ступени состоит из четырех маршевых ЖРД с поворотными соплами, выполненных по замкнутой схеме. Каждый двигатель закреплен шарнирно на раме в хвостовом отсеке и может отклоняться от нейтрального положения в соответствующей плоскости. На второй ступени устанавливался один маршевый однокамерный и один рулевой четырехкамерный жидкостные ракетные двигатели.
К верхней части второй ступени корпуса ракеты крепится агрегатно-приборный блок разделяющейся головной части, в котором размещаются приборы инерциальной системы управления и жидкостная двигательная установка разведения шести боевых блоков мощностью по 550 кт каждый. Боевые блоки прикрыты обтекателем.
На ракете устанавлена автономная инерциальная система управления с БЦВМ. При несении боевого дежурства все важнейшие параметры ракеты непрерывно контролируются. Высокие характеристики СУ подтвердились при пусках. Характеристика точности стрельбы - круговое вероятное отклонение (КВО) составило 380 м. Боевое оснащение УР-100НУ может поражать высокозащищенные и прикрытые системой ПРО точечные цели.
УР-100НУ имеет газодинамическую схему старта, при которой она выходит из транспортно-пускового контейнера (ТПК), размещенного в шахтной ПУ, за счет действия силы тяги двигательной установки первой ступени. Конструкция ТПК позволяет производить техническое обслуживание систем ракеты, заправку и слив компонентов топлива после установки ракеты в шахту
Тактико-технические характеристики: Максимальная дальность, км.........................................10 000 Стартовая масса, т.........................................................105,6 Масса полезной нагрузки, т............................................4,35 Число боевых блоков.....................................................6 Длина ракеты, м ............................................................24,3 Максимальный диаметр ракеты, м....................................2,5 Относительная масса полезной нагрузки..........................0,041 Мощность заряда боевого блока, Мт................................0,55...0,75 Точность стрельбы (предельное отклонение), км.............0,92
Межконтинентальная баллистическая жидкостная ракета 15А30 (УР-100Н) третьего поколения с разделяющейся головной частью индивидуального наведения (РГЧ ИН) разработана в ЦКБ машиностроения под руководством В.Н.Челомея. Постановление правительства о разработке ракетных комплексов Р-36М, МР-УР-100 и УР-100Н, оснащенных РГЧ ИН, вышло 2 сентября 1969 года. Создание этих комплексов в СССР явилось ответной мерой на резкое увеличение числа боевых зарядов в группировках МБР и БРПЛ США. Комплексы УР-100Н и МР-УР-100 предназначались для замены МБР легкого класса УР-100 (8К84), принятой на вооружение РВСН в 1967г. и развернутой в массовом количестве. Система управления разработана в харьковском НИИ-692 под руководством Владимира Сергеева. Унифицированный командный пункт повышенной защищенности шахтного типа разработан в ЦКБТМ под руководством Б.Р.Аксютина. Ядерные боезаряды МБР УР-100Н разработаны в НИИ-1011 (ныне Российский федеральный ядерный центр-ВНИИ технической физики, г. Снежинск Челябинской области). Научные руководители работы - Е.Н.Забабахин, главные конструкторы - Б.В.Литвинов, А.Д.Захаренков, О.Н.Тиханэ. Летно-конструкторские испытания проводились на полигоне Байконур. Первый пуск МБР 15А30 состоялся 9 апреля 1973 года. Испытания велись по сокращенной программе, так как разработчики представили расчеты, обосновавшие именно такой подход. Это позволило закончить испытания в третьем квартале 1975 года и 30 декабря того же года принять комплекс на вооружение. Однако, это решение имело отрицательные последствия. При проведении пусков ракет 15А30 по программе учебно-боевой подготовки выявился существенный дефект их конструкции. В полете при окончании работы двигателя первой ступени возникали интенсивные продольные колебания ракеты, вызывавшие резонансные колебания элементов системы управления, что приводило к значительному отклонению точки падения ГЧ по дальности (ни одна ракета до цели не долетела). У ракетчиков были претензии и к другим системам ракетного комплекса. Пришлось затрачивать дополнительные усилия и финансовые средства, чтобы устранить недостатки.
26 октября 1977 года на Байконуре начались летно-конструкторские испытания (ЛКИ) ракеты 15А35 с улучшенными ТТХ (УР-100Н УТТХ). На этот раз их провели в полном объеме. Одновременно доработкам, направленным на повышение защищенности и улучшение эксплуатационных характеристик, подверглись многие системы всего ракетного комплекса. 26 июня 1979 года ЛКИ успешно завершились. 6 ноября 1979 года на боевое дежурство заступил первый ракетный полк с модернизированным БРК. Ракеты 15А30 доводились до уровня 15А35 посредством замены части блоков и узлов. На новой ракете была повышена надежность работы двигательных установок, улучшились характеристики системы управления и боевого оснащения. Значительно упростилась эксплуатация ракетных комплексов при одновременном повышении стойкости к поражающим факторам ядерного взрыва. К 1985 году все ракеты 15А30 были заменены ракетами 15А35.
МБР 15А30 первоначально размещались в ШПУ повышенной защищенности, разработанных Филиалом № 2 ЦКБ машиностроения (ныне - ГНИП "ОКБ Вымпел"), возглавляемым В.М.Барышевым. Позже все имеющиеся шахты повышенной защищенности были переоборудованы в шахты высокой защищенности. Всего было построено 360 шахтных пусковых установок высокой защищенности (ШПУ ВЗ). Они размещались в позиционных районах дивизий, дислоцированных под городами Первомайск (90 ШПУ ОС), Хмельницкий (90 ШПУ ОС), Татищево (110 ШПУ ОС) и Козельск (70 ШПУ ОС). Всего было развернуто 300 МБР этого типа. Часть из них (130 единиц) после развала СССР оказалась на территории Украины и была ликвидирована. По официальным данным, к 1 января 2002 г. РВСН РФ имели 137 МБР 15А35, сейчас на вооружении состоят около 160 таких ракет.
Серийное производство МБР 15А30/15А35 было развернуто в 1974 году на Московском Машиностроительном заводе имени М.Хруничева. Выпуск маршевых двигателей первой ступени был освоен Воронежским механическим заводом и филиалом Пермского моторостроительного завода имени Я.М.Свердлова. Маршевые двигатели второй ступени и рулевые двигатели выпускались Ленинградским машиностроительным производственным объединением "Красный Октябрь". Двигатели блока разведения изготовлял Усть-Катавский вагоностроительный завод. Компоненты системы управления собирали на Киевском радиозаводе, заводе имени Тараса Шевченко и Харьковском НПО "Хартрон". Блок разведения боеголовок и система управления производились в Оренбургском производственном объединении "Стрела". На западе ракета 15А35 (УР-100Н УТТХ) получила обозначение SS-19 mod.2 "Stilletо" (по договору ОСВ-1 РС-18Б), а 15А30 - SS-19 mod.1 (РС-18А).
Состав
МБР 15А35 - двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета, выполненая по схеме "тандем" с последовательным разделением ступеней. Корпус первой ступени состоит из хвостового, топливного отсеков и переходника. Топливные баки - несущей конструкции. Двигательная установка первой ступени состоит из четырех маршевых жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) РД-0233/0234. Каждый двигатель закреплен шарнирно на раме в хвостовом отсеке и может отклоняться от нейтрального положения в соответствующей плоскости. Двигатели имеют турбонасосную систему топливоподачи с дожиганием генераторного газа. Общая тяга двигательной установки первой ступени составляет 1880кН. Верхнее днище бака окислителя первой ступени имеет сложную форму и состоит из конической части, направленной внутрь бака, и сферической центральной части, имеющей выпуклость наружу. В образовавшемся таким образом пространстве размещается сопло маршевого ЖРД второй ступени. Разделение первой и второй ступени происходит за счет рулевого двигателя второй ступени, который запускается до подачи команды на выключение ЖРД первой ступени. Торможение первой ступени осуществляется пороховыми двигателями, установленными на хвостовом отсеке. Корпус второй ступени состоит из короткого хвостового и топливного отсеков. Топливные баки - несущей конструкции. Двигательная установка второй ступени включает в себя маршевый ЖРД РД-0235/0236, установленный неподвижно, и четырехкамерный рулевой двигатель. Маршевый двигатель имеет схему топливоподачи с дожиганием, а рулевой - без дожигания генераторного газа. Общая тяга двигательной установки второй ступени составляет 255 кН. Отделение третьей ступени от второй происходит при неработающем ЖРД за счет тяги тормозных пороховых двигателей второй ступени. Тормозные двигатели, разработаны в КБ-2 завода № 81.
К верхней части второй ступени корпуса ракеты крепится агрегатно-приборный блок разделяющейся головной части, в котором размещаются приборы инерциальной системы управления и двигатель разведения шести боевых блоков индивидуального наведения мощностью по 550 кт. Боевые блоки прикрыты обтекателем. Ракета оснащена современным комплексом преодоления противоракетной обороны. Боевое оснащение УР-100Н позволяет поражать высокозащищенные и прикрытые системой ПРО точечные цели. Двигатель разведения РД-0237 - жидкостный с вытеснительной системой подачи топлива, а также маршевые ЖРД первой и второй ступеней созданы в Конструкторском бюро химической автоматики под руководством А.Д.Конопатова. В качестве топлива все ступени используют азотный тетраксид и несимметричный диметилгидразин.
Боевой стартовый комплекс УР-100Н включает 10 ракет в ШПУ 15П735, командный пункт и ремонтно-техническую базу. Ракета 15А35 имеет газодинамическую схему старта, при которой она выходит из транспортно-пускового контейнера (ТПК), размещенного в ШПУ, за счет действия силы тяги двигательной установки первой ступени (см. фото ). Баки с топливом ампулизированы, весь период эксплуатации ракета находится в заправленном состоянии в транспортно-пусковом контейнере, который обеспечивает требуемый температурный режим. Конструкция ТПК позволяет производить техническое обслуживание систем ракеты, заправку и слив компонентов топлива после установки ракеты в шахту. Система поддержания заданного температурно-влажностного режима в ТПК позволяет на всех этапах эксплуатации ракеты содержать ее практически в идеальных условиях хранения. В шахтной пусковой установке ТПК ракеты закреплен с помощью системы амортизации, обеспечивая дополнительную защиту ракеты от воздействия поражающих факторов ядерного взрыва.
На ракету устанавливается автономная инерциальная система управления с БЦВМ. Бортовой вычислительный комплекс унифицирован с ракетой15А18. При несении боевого дежурства все важнейшие параметры ракеты непрерывно контролируются. Высокие характеристики СУ подтвердились при пусках. КВО составило 380 м. Установка новой аппаратуры контроля дала возможность полностью автоматизировать цикл проверок технического состояния ракет и систем пусковой установки. В результате выполнения всех работ защищенность сооружений ракетного комплекса повысилась на порядок. Управление пуском – дистанционное.
Испытания, эксплуатация
Ракетный комплекс УР-100Н УТТХ является исключительно надежным - проведено более 150 испытательных и учебно-боевых пусков, из них только три были неудачными. Достигнутые при эксплуатации высокие показатели надежности ракеты 15А35 и комплекса позволили решить задачу продления сроков эксплуатации комплекса с 10-15 до 25 лет, а теперь и свыше 25 лет. Задача по обеспечению столь длительной эксплуатации комплекса, при сохранении высоких боевых и технических характеристик, была решена впервые в мире. Потребовалось реализовать множество научных исследований и опытно-конструкторских работ, объединенных в единую комплексную программу. Полученный опыт является универсальным и используется для продления сроков эксплуатации всех комплексов с жидкостными ракетами, в том числе и Р-36М2 , стоящих на боевом дежурстве. Важным этапом работ по подтверждению основных тактико-технических характеристик ракеты являются ежегодно проводимые пуски ракет УР-100Н УТТХ с космодрома «Байконур». Для пуска выбирается ракета с наибольшим сроком эксплуатации. На базе ракеты 15А35 в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева создана конверсионная ракета-носитель легкого класса "Рокот", ее запуски проводятся с Государственного испытательного космодрома Плесецк. РН “Рокот” - трехступенчатая ракета. Первая и вторая ступени - ракетный блок МБР УР-100Н. В качестве третьей ступени используется разгонный блок “Бриз”. Длина ракеты - 27,7 метров, диаметр - 2,5 метра. Стартовая масса (без полезного груза) - 107 тонн. РН способна выводить полезный груз массой 1950 килограмм на орбиту высотой 200 километров или 1250 килограмм на орбиту высотой 1500 километров. Относительная масса полезного груза - 1,82 %. На базе ракет 15А35 в НПО Машиностроения также создан ракетно-космический комплекс “Стрела”, предназначенный для запуска космических аппаратов (КА) с космодрома “Свободный” из модернизируемой шахтной пусковой установки (ШПУ) 15П720, предназначенной для запуска ракет 15А20. Основной концепцией, реализованной в этом проекте, является сохранение максимальной преемственности КРК "Стрела" с базовым комплексом. Использование космического ракетного комплекса "Стрела" обеспечит экономически выгодные запуски малых космических аппаратов на орбиты с различными высотами и наклонениями. Ракета 15А20 меньше по габаритам и по энергетике, чем ракета 15А35. Для этого шахта 15П720 углубляется и усиливается ее нижняя часть. Изменяется и геометрия верхней части ШПУ подобно верхней части ШПУ 15П735 для установки газоотводящей решетки.
Сообщение отредактировал STALKER-Garik - Суббота, 29.08.2009, 15:04
Тактико-технические характеристики AGM-69A..................................................AGM-131A Дальность стрельбы, км: - высотный режим 185...............................400 - маловысотный режим 56..........................- Высота полета, км: - высотный режим 10.................................0,06 - маловысотный режим 10..........................0,06 Длина, м:4,27............................................3,18 Длина аэродинамического насадка, м:0,56.....- Диаметр фюзеляжа, м:0,45.........................0,39 Полуразмах хвостового оперения (от кромки стабилизатора до продольной оси ракеты), м:0,76..............................................- Масса ракеты полная, кг:1016....................900 Масса БЧ, кг:200........................................123 КВО, км:0,43..............................................0,35 Мощность БЧ, Кт:7/210...............................5/150
Идея создания ракеты AGM-69A SRAM (Short Range Attack Missile - ударная ракета малой дальности), появилась в рамках одной из целого комплекса программ первой половины 60-х годов - комплекса, который был направлен на повышение эффективности стратегической бомбардировочной авиации США в новых для нее условиях наличия у вероятного противника (т.е., прежде всего, СССР) высокоэффективного комплекса сил и средств ПВО, преодоление которого самолетами Стратегического Авиационного Командования (САК) США считалось маловероятным без неприемлемых потерь в технике и личном составе. Большая высота полета и высокая сверхзвуковая скорость носителя уже не являлись достаточными условиями для успешного выполнения задания. Уход самолетов на малые высоты, таким образом, являлся вынужденной мерой временного характера, т.к. эксперты САК прекрасно понимали, что разработка в СССР высокоэффективных автоматизированных зенитных комплексов, сводящих преимущество маловысотного полета к нулю, не за горами. Американские эксперты видели два выхода из складывающейся ситуации. Первым являлось максимальное снижение заметности боевых самолетов, прежде всего в различных диапазонах электромагнитного излучения, как собственного, так и отраженного. Однако этот выход сам по себе представлял очень сложную комплексную проблему, которая полностью не решена и до сих пор. Второй выход диктовал необходимость оснащения бомбардировщиков ударными средствами, с помощью которых можно было бы либо уничтожать находящиеся на курсе средства ПВО противника, либо уничтожить цель, вообще не входя в радиус действия прикрывающих ее средств ПВО, что еще более заманчиво. В то время, как и сейчас, таким ударным средством могла стать только ракета. Разработка и постановка на вооружение крылатых ударных ракет воздушного базирования с термоядерной БЧ AGM-28 "Hound Dog" (2 ракеты на внешней подвеске каждого самолета) и крылатых ракет-мишеней ADM-20 Quail (до 4 ракет в бомбоотсеке каждого самолета) позволили частично снизить остроту стоявшей проблемы повышения выживаемости пилотируемых носителей.
Однако малое число ударных ракет на борту одного бомбардировщика и их недостатки (большие линейные размеры, жидкое горючее, сложные в обслуживании турбореактивные двигатели и системы управления) вынудили экспертов САК начать поиск выхода из ситуации, тем более что программа разработки новейшей стратегической ракеты воздушного базирования AGM-48 Skybolt была закрыта в 1962 году (каждый B-52 должен был нести на внешней подвеске до 4-х таких ракет), а ракета "Hound Dog" всегда рассматривалась лишь как временная мера до принятия AGM-48 на вооружение. Научно-технический уровень того времени вполне позволял создание сверхзвуковой твердотопливной ракеты с термоядерной БЧ и простой инерциальной системой управления, которая бы имела сравнительно небольшие размеры и могла бы быть размещена как на имеющихся, так и на перспективных носителях в больших количествах (10-20 ракет на одном самолете).
Начало работ по программе SRAM относится к ноябрю 1963 года, когда Главный Штаб САК ВВС представил для рассмотрения в Главный Штаб ВВС т.н. Качественное операционное требование 95 (Qualitative Operational Requirement 95, QOR 95) с общими требованиями к перспективной ударной ракете малой дальности класса «воздух-земля». Главный Штаб ВВС, в свою очередь, уже в марте 1964 года выработал Специальное операционное требование 212 (Special Operational Requirement 212, SOR 212) по новой ракете. В марте 1965 года Министр обороны США Р. Макнамара одобрил начало работ по программе SRAM. Разработка новой ракеты велась как «системы оружия» WS-140A. В октябре 1966 года был назван основной подрядчик по разработке ракеты - им стала ведущая американская аэрокосмическая корпорация "Boeing" (подразделение "Boeing Aerospace"). Субподрядчиками были названы: компания "Lockheed Propulsion" (разработка твердотопливного ракетного двигателя) и консорциум "General Precision/Kearfott" совместно с фирмой "Stewart-Warner" (система управления). Термоядерную БЧ разрабатывала Комиссия по атомной энергии (Atomic Energy Commission). В качестве носителей ракеты предполагались стратегические бомбардировщики B-52 модификаций G и H (см.фото), а также сверхзвуковой стратегический бомбардировщик с изменяемой в полете геометрией крыла FB-111A "Aardvark" (см.фото). Первый испытательный запуск ракеты, разработанной по программе SRAM и получившей обозначение AGM-69A, успешно состоялся в июле 1969 года с борта бомбардировщика B-52H над ракетным полигоном Уайт Сэндз, штат Нью-Мексико. В мае 1970 года успешно состоялся и первый испытательный запуск ракеты AGM-69A с борта бомбардировщика FB-111A. В январе 1971 года по результатам испытаний Главный Штаб ВВС предложил корпорации "Boeing" приступить к полномасштабному производству ракет SRAM. Первая ракета AGM-69A поступила в распоряжение САК в марте 1972 года и в том же месяце прибыла в 42-е тяжелобомбардировочное крыло, укомплектованное бомбардировщиками B-52G (авиабаза Лоринг, Мэн). В июне 1972г. самолет этого крыла впервые запустил серийную ракету над ракетным полигоном Уайт Сэндз, а уже в сентябре 42-е крыло стало первым крылом САК, признанным готовым для применения нового оружия. К концу декабря 1972г. в САК числилось 227 ракет. В январе 1973 года 509-е среднебомбардировочное крыло, укомплектованное бомбардировщиками FB-111A (авиабаза Пис, шт. Нью-Гемпшир), стало первым крылом с FB-111A, признанным полностью готовым для применения ракет SRAM. В том же месяце был проведен первый штатный учебно-боевой запуск ракеты AGM-69A с самолета B-52 над авиабазой Холломэн, Нью-Мексико. Операция получила название "Bullet Blitz". В августе 1975 года последняя из 1500 выпущенных серийных ракет была доставлена САК - ракету получило 320-е тяжелобомбардировочное крыло, укомплектованное B-52G (авиабаза Мэйзер, Калифорния). Таким образом, развертывание новых ракет было завершено - к концу года в САК числилась 1451 ракета.
Новые ракеты должны были войти в состав вооружения и разрабатывавшегося тогда сверхзвукового тяжелого бомбардировщика с изменяемой геометрией крыла B-1A (программа была свернута в июне 1977 года). По планам американских аналитиков, ракета SRAM должна была органично дополнить и разрабатывавшуюся тогда в рамках программы ALCM стратегическую крылатую ракету AGM-86 - крылатые ракеты, запущенные задолго до подхода самолета-носителя к цели, должны были «выбить» расположенные на маршруте объекты ПВО, а ракеты SRAM обеспечивали поражение самой цели. Важность ракет SRAM в общей доктрине применения бомбардировщиков САК подчеркивалась и тем фактом, что, начиная с октября 1978 года, в рамках ежегодно проводимых среди бомбардировочных частей САК соревнований "Proud Shield", подразделению с B-52/FB-111, набравшему наибольшее количество очков по условным запускам SRAM, присваивалась почетная награда "The General Russell E. Dougherty SRAM Trophy". Кроме того, в рамках ежегодных соревнований по обслуживанию боевого оружия "Giant Sword", подразделению-победителю по обслуживанию ракет SRAM, присваивалась почетная награда "Best SRAM Load Crew Trophy". Позднее, во второй половине 80-х годов, к обоим соревнованиям подключились и подразделения, оснащенные бомбардировщиками B-1B.
Освоение нового оружия шло не без проблем. Наибольшее число нареканий было вызвано неудовлетворительным функционированием маршевого твердотопливного двигателя. Проблем было так много, что в 1976 году компания "Thiokol" получила предложение о разработке нового двигателя для ракеты SRAM. Проект усовершенствованной ракеты, оснащенной новым двигателем, улучшенной системой управления и новой термоядерной БЧ W-80, получил предварительное обозначение AGM-69B SRAM B. Эта ракета предназначалась, прежде всего, для перспективного бомбардировщика B-1A, однако в связи с закрытием программы его разработки и решением наиболее существенных проблем с двигателем ракеты SRAM программа SRAM B в 1978 году была закрыта. В 70-е годы также рассматривались варианты по оснащению ракеты AGM-69A пассивной радиолокационной системой самонаведения для уничтожения РЛС противника и даже активной головкой самонаведения для уничтожения воздушных целей, однако ни один из вариантов не был внедрен на практике.
В 1981 году была реанимирована программа по разработке бомбардировщика B-1, но уже в виде самолета со сниженной заметностью B-1B "Lancer". Бомбардировщик B-1B получил возможность нести 24 ракеты SRAM на трех вращающихся барабанных ПУ MPL (Multi-Purpose Launcher), расположенных внутри фюзеляжа. Планировалось также дальнейшее увеличение количества ракет SRAM на одном носителе B-1B до 32 штук за счет задействования четырех подкрыльевых подвесных узлов, однако эти планы так и не были выполнены. В январе 1987 года был впервые осуществлен испытательный запуск ракеты SRAM с борта B-1B над испытательным полигоном Тонопа, штат Невада. Пуск был осуществлен персоналом и самолетом специального испытательного подразделения с авиабазы Эдвардс, Калифорния. В июне 1987 года первый запуск ракеты SRAM был осуществлен штатным экипажем САК с борта B-1B. В том же году 96-е тяжелобомбардировочное крыло бомбардировщиков B-1B (авиабаза Дайесс, штат Техас) было признано полностью готовым для применения ракет SRAM.
Вместе с тем было понятно, что ракете SRAM потребуется эффективная замена (первоначальный гарантийный срок для РДТТ ракеты составлял всего 5 лет). В январе 1985 года ВВС предложило трем потенциальным головным подрядчикам рассмотреть вопросы, связанные с разработкой новой ракеты в рамках программы SRAM II. В апреле 1986 года на предложение ВВС о разработке ракеты SRAM II ответили две компании - "Boeing Aerospace" и "McDonnell Douglas", представив свои предложения. По итогам конкурса компания "Boeing Aerospace" была выбрана основным подрядчиком по разработке и производству ракет SRAM II. Разработку РДТТ должна была вести компания "Thiokol". Новая ракета предназначалась, прежде всего, для оснащения бомбардировщиков B-1B и получила обозначение AGM-131A. Предполагалось также разработать и модификацию новой ракеты под обозначением AGM-131B SRAM-T для применения с борта новейшего тогда тактического ударного самолета F-15E Strike Eagle - данная версия должна была иметь иную термоядерную БЧ. Планировалось, что новая ракета SRAM II достигнет боеготовности в 1993 году. В августе 1987 года полномасштабная разработка ракеты SRAM II была одобрена Министерством обороны. К концу 80-х годов ракеты SRAM II и SRAM-T вышли на стадию летных испытаний, однако в сентябре 1991 года обе программы были закрыты. В качестве причин назывались как технические (отработка нового РДТТ натолкнулась на значительные трудности), так и политические (распад ОВД и СССР, сокращение военных расходов и общая коррекция военной доктрины). К тому времени уже была снята с боевого дежурства и ракета AGM-69A SRAM - в июне 1990 года было принято решение о прекращении использования ее на самолетах, несущих боевое дежурство. Причины назывались следующие - отсутствие уверенности в надежности РДТТ и несоответствие БЧ ракеты нормам безопасности того времени. Вместе с тем, ракеты еще оставались на хранении в арсеналах САК - на декабрь 1990 года там числилось 1048 ракет. Однако исчезновение с карты мира основного принципиального противника, снятие с вооружения бомбардировщиков B-52G (в 1989-1994 гг.) и FB-111A (в 1990-1991 гг.) и, самое главное, истечение всяческих приемлемых сроков годности твердого топлива заставили окончательно снять ракеты SRAM с вооружения к концу 1993 года.
Подводя итог, можно отметить, что разработчикам удалось создать сравнительно простую и массовую ракету, существенно (особенно на протяжении 70-х - первой половины 80- годов) повысившую ударный потенциал американской стратегической авиации. Резкое повышение качественного уровня ПВО СССР во второй половине 80-х годов вкупе со старением самой ракеты SRAM привело к тому, что к концу 80-х - началу 90-х годов ракета AGM-69A устарела как физически, так и морально. Однако, несмотря на все произошедшие в мире изменения, сама концепция малогабаритной ракеты (правда, уже оснащенной неядерной БЧ и высокоточными системами наведения), размещающейся как на стратегических, так и на тактических (в том числе и палубного базирования) авиационных носителях отнюдь не изжила себя.
Описание
Ракета AGM-69A имела корпус овального сечения. Внутри корпуса находились: термоядерная БЧ, часть блоков системы управления, твердотопливный двигатель. Значительная часть электропроводки и кабелей, часть блоков системы управления и ряд вспомогательных узлов были выведены на внешнюю часть корпуса ракеты и закрыты гаргротом. Внешняя поверхность корпуса была покрыта специальным теплозащитным резиноподобным составом абляционного типа толщиной около 2 см, который помимо основной задачи - увода тепловых потоков - еще и частично поглощал падающее излучение РЛС противника, снижая, таким образом, заметность ракеты в части электромагнитного диапазона. Роль управляющих поверхностей выполняли три аэродинамических руля в хвостовой части ракеты, отклонявшихся по соответствующим сигналам системы управления. Рули были изготовлены из органического материала, состав которого также способствовал поглощению падавшего электромагнитного излучения для снижения заметности ракеты. При подвешивании ракет на внешние узлы подвески самолетов FB-111A на хвостовую часть ракеты крепился специальный аэродинамический насадок, уменьшавший аэродинамическое сопротивление ракеты в сверхзвуковом полете на внешнем узле подвески. После сброса ракеты насадок снимался реактивной струей запущенного РДТТ ракеты.
Бомбардировщик B-52G мог нести 20 ракет SRAM - 12 на двух шеститочечных подкрыльевых узлах внешней подвески и 8 внутри фюзеляжа на вращающейся барабанной пусковой установке. Каждый самолет FB-111A мог нести 6 ракет SRAM - четыре на подкрыльевых узлах внешней подвески и 2 внутри фюзеляжа в бомбоотсеке. Вне зависимости от типа носителя и типа подвески, интервал между запусками ракет не превышал 5 секунд.
Ракета была оснащена упрощенной инерциальной системой управления KT-76 разработки консорциума "General Precision/Kearfott", которая также была дополнена радиовысотомером разработки фирмы "Stewart-Warner". Данная система обеспечивала уверенный полет ракеты с различными скоростями и по различным траекториям, выполнение маневра уклонения и поражение цели с КВО не более 430м на предельной дальности. В зависимости от программы полета, заложенной в бортовую систему управления, ракета могла выполнять либо полет на небольшой высоте со скоростью около 2М, либо полет на большой высоте со скоростью порядка 3.5М. При необходимости ракета могла выполнить один т.н. «главный маневр», т.е. изменение курса на угол до 180 градусов, что позволяло либо выполнить маневр уклонения от известного объекта ПВО, либо поразить цель, находящуюся в направлении, противоположном направлению полета самолета-носителя. Ракеты SRAM B, SRAM II и SRAM-T также должны были быть оснащены инерциальной системой управления.
Ракета имела один твердотопливный двухсекционный ракетный двигатель Lockheed SR75-LP-1, секции которого обеспечивали стартовый и маршевый режимы полета, соответственно. Секции могли включаться в работу одна за другой или с некоторым интервалом по времени (от 1,5 с и более), что позволяло совершать полет по большому количеству траекторий. Ракеты SRAM B, SRAM II и SRAM-T планировалось оснастить РДТТ фирмы "Thiokol".
Ракета SRAM была оснащена неотделяемой термоядерной БЧ W-69, которая имела две опции мощности подрыва - тактическую (7 кт) и стратегическую (210 кт). Выбор опции мощности осуществлялся с помощью специального пульта в кабине экипажа самолета-носителя. Варьируемая мощность обеспечивала повышенную гибкость в применении ракеты по различным целям. Ракету SRAM B планировалось оснастить термоядерной БЧ W-80-1, также с наличием селективной опции выбора мощности - 150 кт или 5 кт. Данная БЧ имела меньшую массу/габариты, нежели W69, а также была более безопасной в обслуживании и хранении. Ракета SRAM II должна была получить термоядерную БЧ W-89 мощностью 200 кт, а ракета SRAM-T - термоядерную БЧ W-91 с варьируемой мощностью 100 кт или 10 кт.
Разработка сверхзвуковой противокорабельной ракеты Х-15 началась в МКБ "Радуга" в 1974 году под руководством А.Я.Березняка. После его смерти работу возглавил И.С.Селезнёв. В основу конструкции был положен проект управляемой ракеты Х-2000. В процессе создания ракеты был разработан ряд новых технологий, а для производства и создано новое уникальное оборудование (например, крупногабаритная высокотемпературная печь ПАП). Впервые в СССР на ракете такого класса применён твердотопливный двигатель. Испытания ракеты с борта самолёта Ту-22М прошли в конце 70-х годов. Серийное производство организовано на ПО "Радуга" (с 1982 года Дубнинский завод выделился в самостоятельное предприятие). Принята на вооружение в 1980 году. Ракета Х-15 предназначена для поражения надводных целей классом до крейсера включительно. Применяется на самолётах Су-33, Су-34, Ту-22М3, Ту-95МС, Ту-160. Ракета Х-15 построена по нормальной аэродинамической схеме. Конструкция цельномелаллическая (титановые сплавы ОТ4-1, ВТ-5, жаропрочная сталь ВЖ-100, вольфрамо-молибденовый сплав ВМ-1). Корпус имеет внутреннюю теплоизоляцию и облицрван защитным материалом ТЗМКТ. Х-15П имеет радиопрозрачный носовой обтекатель из ткани АТОМ-2 с теплоизоляцией ТКЧ-6. Для снижения радиолокационной заметности корпус покрыт специальным металлизированным покрытием. Оперение состоит из 3 цельноповоротных рулей трапецевидной формы. Боевая часть фугасная проникающего действия (на Х-15П - осколочная). Силовая установка состоит из двухступенчатого твердотопливного ракетного двигателя, расположенного в хвостовой части. Оптимальные характеристики горения шашки двигателя обеспечиваются фигурным вырезом в её теле (в условиях хранения вырез заполнен пузырём, надутым инертным газом). Ракета применяется с роторной пусковой установки МКУ-6-1. Ракета сбрасывается с ПУ, после чего производитчя запуск двигателя. Затем осуществляется крейсерский сверхзвуковой полёт с использованием аэродинамической подъёмной силы, при этом достигается высота полёта до 40 км. На конечном участке ракета движется по баллистической траектории. Ракета Х-15 оснащена двойной системой наведения. На маршевом участке управление осуществляется инерционной системой наведения, а на конечном ракета переходит на самонаведение от активной радиолокационной системы самонаведения. Поставляется на экспорт с 1993 года. Аналогом Х-15 является американская ракета AGM-69 SRAM. Модификации: • Х-15 ("изделие 115") - базовая. Принята на вооружение в 1980 году. Применяется на бомбардировщиках Ту-22М3, Ту-95МС, Ту-160. • Х-15П - противолокационная. Предназначена для прорыва зоны ПВО противника самолётами дальней авиации. Отличается пассивной радиолокационной ГСН, осколочной БЧ. Принята на вооружение в 1988 году. Применяется на бомбардировщиках Ту-22М3, Ту-95МС, Ту-160. • Х-15С (Х-15А) - модернизированная. Отличается помехоустойчивой активной радиолокационной ГСН. Разработана в 1993 году. Предназначена для оснащения самолётов Ту-22М3, Ту-95МС, Ту-160, Су-33, Су-34. • Х-15СЭ - экспортная.
Баллистическая ракета средней дальности "Pershing-2" (MGM-31C) (США)
Тактико-технические характеристики Дальность, км:650 - 1800 Длина,м: 10.6 Максимальный диаметр корпуса,м:1.02 Стартовый вес,т: 7.4 Мощность боевой части,кт: 0.3, 2, 10, 80 Круговое вероятное отклонение,м :50 Готовность к старту,сек: 30
К середине 70-х годов в США вернулись к созданию баллистических ракет среднего радиуса действия. Это было вызвано изменением военно-политического баланса с СССР. Реальная возможность получить мощный ответный удар по своей территории вынудила американских стратегов и политиков искать приемлемый выход из сложившейся ситуации. Была разработана концепция "ограниченной ядерной войны", суть которой заключалась в переносе зоны ядерного конфликта на территорию Европы, с захватом и территории Советского Союза. В 1972 году начались теоретические проработки по данной проблеме, что позволтло выработать комплекс тактико-технических требований к будущему ракетному комплексу.
С середины 70-х годов рядом ракетных фирм велись опытно-конструкторские работы по созданию комплекса. Победу одержала фирма "Martin-Marietta Aerospace", контракт с которой на полномасштабную разработку был подписан в 1979 году.
Конструкторские работы были завершены к 1982 году. И в апреле ракета, получившая к тому времени название "Pershing-2", поступила на летные испытания. Планировалось провести 14 контрольных пусков и 14 войсковых. Первые два пуска, состоявшиеся 22 июня и 19 ноября, закончились неудачно. Но конструкторы быстро разобрались в причинах этих неудач, и уже следующие 7 испытательных стартов на дальности от 100 до 1650 км прошли успешно. Всего было проведено 18 испытательных пусков, после чего было принято решение о принятии комплекса с ракетой "Pershing-2" на вооружение 56-й бригады сухопутных войск США.
Состав
По своей комповочной схеме "Pershing-2" являлась двухступенчатой ракетой с последовательным разделением ступеней, стыковавшихся с головной частью посредством переходных отсеков. Характерной особенностью ракеты является размещение ее системы управления в головной части . а также наличие системы отсечки тяги на обеих твердотопливных ступенях.
Конструкция РДТТ (разработан фирмой "Hercules") маршевых ступеней была одинаковой и состояла из следующих основных элементов:
*корпуса из композиционного материала на основе материала "Кевлар-49" с теплоизоляционным покрытием,
*соплового блока, жестко скрепленного с корпусом твердотопливного заряда,
*воспламенителя,
*привода управления вектором тяги
*системы отсечки тяги.
Конструкторы применили слопла с повышенной степенью расширения, которые отклонялись при помощи гидропривода с электрическим управлением. Время работы двигателей до полного выгорания топлива-55 и 40 секунд для первой и второй ступени, соответственно. Применение системы отсечки тяги позволяло получить широкий диапазон дальностей полета.
Головная часть состояла из трех отсеков: переднего (с расположенными в нем датчиками подрыва БЧ и элементами системы наведения), среднего (боевая часть) и заднего (инерциальная система управления и ее исполнительные элементы).
Управление полетом ракеты на активном участке траектории по углам тангажа и рыскания осуществлялось путем отклонения сопел РДТТ. Управление по крену на участке работы двигателя первой ступени производилось двумя аэродинамическими рулями, установленными на хвостовом осеке этой ступени. Два других руля, размещенных там же, закреплялись жестко и выполняли роль стабилизаторов. Во время работы РДТТ второй ступени управление по крену осуществлялось четырьмя аэродинамическими рулями головной части.
Система управления дополнялась системой наведения ГЧ на конечном участке траектории по радиолокационной карте местности (система RADAG). Такая система на баллистических ракетах ранее не применялась. Комплекс командных приборов располагался на стабилизированной платформе, помещенной в цилиндрический корпус, и имел свой электронный блок управления. Работу системы управления обеспечивал бортовой цифровой вычислстельный комплекс, размещенный в 12 съемных модулях, и защищенный алюминиевым корпусом.
1. Бортовая РЛС системы RADAG
2. Датчик спецавтоматики ядерного заряда
3. Боевой блок
4. Реактивное сопло управления полетом головной части
5. Аэродинамический руль второй ступени
6. Крепление
7. Пусковое устройство РДТТ
8. Устройство отсечки тяги РДТТ
9. Термозащита двигателя
10. Заряд твердого топлива
11. Механизм отклонения сопла
12. Соплпо РДТТ
13. Кабельная магистраль
14. Рулевая машина
15. Аэродинамический руль первой ступени
Система RADAG состояла из бортовой радиолокационной станции и коррелятора. РЛС экранировалась и имела два антенных блока. Один из них предназначался для получения радиолокационного яркостного изображения местности. Другой - для определения высоты полета. Изображение кольцевого типа под головной частью получалось за счет сканирования вокруг вертикальной оси с угловой скоростью 2 об/сек. Четыре эталонных изображения района цели для разных высот хранились в памяти ЦВМ в виде матрицы, каждая ячейка которой представляла собой радиолокационную яркость соответствующего участка местности, записанную двухзначным двоичным числом. К аналогичной матрице сводилось полученное от РЛС действительное изображение местности, при сравнении которого с эталонным можно было определить ошибку инерциальной системы.
Полет головной части корректировался исполнительными органами - реактивными соплами, работавшими от баллона со сжатым газом вне атмосферы, и аэродинамическими рулями с гидравлическим приводом при входе в атмосферу. В качестве боевого оснащения ракета несла ядерный моноблок с изменяемым тратиловым эквивалентом. Перед стартом расчет пункта управления пуском мог выбрать одну из четырех возможных мощностей: 0.3, 2, 10, 80 кт. Для поражения высокозащищенных объектов был разработан проникающий вглубь земли на 50-70 м ядерный заряд.
Ракета "Pershing-2" размещалась на пусковом устройстве, установленном на колесном полуприцепе, и перед стартом полнималась в вертикальное положение. Ракета не имела транспортно-пускового контейнера, и чтобы защитить ее от воздействия атмосферных осадков, пыли и грязи использовались специальные чехлы. Перед стартом она переводилась в вертикальное положение. Все боевые и вспомогательные агрегаты монтировались на самоходном шасси.
Испытания, эксплуатация
На территории Западной Германии на трех ракетных операционных базах было развернуто 108 пусковых установок (120 ракет) для ракет "Pershing-2" . В мирное время все ракеты и техника, как правило, находились в стационарных ангарах. Предусматривалось с переводом в высшие степени боевой готовности выводить их в лесистые районы Баварии, где ракетные батареи занимали стартовые позиции и готовились к выполнению боевых задач. Подлетное время "Pershing-2" до объектов, размещенных в центре Европейской части СССР, составляло всего 8-10 минут, что делало их очень опасным оружием первого удара.
Как и советские ракеты средней дальности "Pershing-2" попал под действие Договора об РСМД. Все 120 развернутых и 127 неразвернутых ракет, находившихся на территории США, к середине 1991 года были ликвидированы.
Имеются сведения о использовании системы управления и наведения "Pershing-2" в ракете-мишени "Hera". Она, собрана из второй и третьей ступеней снятых с боевого дежурства межконтинентальных ракет "Minuteman-2". США в свое время снимали эту аппарату с уничтожаемых ракет "Pershing-2" и складировали ее. Подразделение Пентагона - Организация по защите от баллистических ракет - активно использует "Hera" в качестве имитатора СКАДа при испытаниях двух своих систем ПРО: "THAAD" и "Patriot" PAC-3. Российские военные классифицируют "Hera" как баллистическую ракету наземного базирования (БРНБ) средней дальности. Создание, производство и развертывание такого оружия Договор по РСМД категорически запрещает.
