РВСН: стратегический ракетный комплекс Р-36 с орбитальной ракетой 8К69
https://www.arms-expo.ru/articles/armed … ketoy-8k69

Стратегический ракетный комплекс Р-36

РВСН: стратегический ракетный комплекс Р-36 с орбитальной ракетой 8К69

8.02.16

Р-36орб (индекс — 8К69, по классификации МО США и НАТО — SS-9 Mod 3 Scarp, в переводе-- Обрыв) — советский стратегический ракетный комплекс, оснащенный баллистическими ракетами с орбитальной головной частью.

Разработка стратегического ракетного комплекса Р-36 с орбитальной ракетой 8К69 была начата 16 апреля 1962 года в КБ «Южное», Главный конструктор М. К. Янгель.

Михаил Янгель (1911 - 1971) / Фото: interpolit.ru

Такая ракета обеспечивает некоторые преимущества перед МБР:
Неограниченную дальность полёта, позволяющую поражать цели, недосягаемые для баллистических межконтинентальных ракет.
Возможность поражения одной и той же цели с противоположных направлений, что вынуждает противника создавать противоракетную оборону как минимум с двух направлений. При этом стоимость такой обороны значительно возрастает.
Сокращение времени полёта орбитальной головной части по сравнению со временем полёта головной части МБР при пуске орбитальной ракеты по кратчайшему направлению.
Невозможность прогнозирования района падения боевого заряда во время нахождения на орбитальном участке полета.
Состав ракетного комплекса и конструкция ракеты во многом аналогичны базовой Р-36. Ракета двухступенчатая с тандемным расположением ступеней. Оснащена жидкостными ракетными двигателями, использующими в качестве топлива НДМГ+АТ. Ракета хранится в заправленном виде, ампулизированная. Шахтная пусковая установка (ШПУ) и командный пункт (КП) защищены от действия поражающих факторов ядерного взрыва. Старт ракеты — газодинамический, с запуском двигательной установки ракеты в ШПУ.

Основное отличие от базовой ракеты заключается в применении орбитальной головной части (ОГЧ) с тормозной двигательной установкой (ТДУ), системой управления, боевым блоком (ББ) с зарядом мощностью 2,3 Мт и системой радиотехнической защиты ОГЧ. Система управления, ориентации и стабилизации ОГЧ — автономная инерциальная. Она дополнена радиовысотомером, который контролирует высоту орбиты дважды — в начале орбитального участка и перед подачей тормозного импульса. Тормозная ступень предназначена для обеспечения спуска ОГЧ с орбиты. Она оснащена собственной двигательной установкой, автоматом стабилизации и автоматом управления дальностью, выдающим команду на выключение ТДУ.
В ходе летно-конструкторских испытаний было испытано 19 ракет, из них 4 пуска были аварийными. В семнадцатом пуске было осуществлено спасение головной части с помощью парашютной системы. Летные испытания ракеты были завершены 20 мая 1968 года, а принят на вооружение ракетный комплекс был 19 ноября 1968.[1].

Разработка стратегического ракетного комплекса Р-36 с орбитальной ракетой 8К69 на базе межконтинентальной баллистической ракеты 8К67 была задана Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 16 апреля 1962 года.

Основные разработчики систем комплекса Р-36:
создание ракеты и орбитального блока было поручено ОКБ-586 (ныне КБ «Южное»; Главный конструктор М.К.Янгель)
ракетных двигателей - ОКБ-456 (ныне НПО "Энергомаш"; Главный конструктор В.П.Глушко)
система управления - НИИ-692 (ныне КБ «Хартрон»; Главный конструктор В.Г.Сергеев) командные приборы - НИИ-944 (ныне НИИКП; Главный конструктор В.И.Кузнецов)
боевой стартовый комплекс разрабатывался в КБСМ под руководством Главного конструктора Е.Г.Рудяка.
Орбитальные ракеты по сравнению с баллистическими обеспечивают следующие преимущества:
неограниченную дальность полёта, позволяющую поражать цели, недосягаемые для баллистических межконтинентальных ракет
возможность поражения одной и той же цели с двух взаимно противоположных направлений, что вынуждает вероятного противника создавать противоракетную оборону как минимум с двух направлений и затрачивать значительно больше средств. Например, оборонительная линия с северного направления - "Safeguard", стоила США десятки млрд долл.
меньшее время полёта орбитальной головной части по сравнению со временем полёта головной части баллистических ракет (при пуске орбитальной ракеты по кратчайшему направлению)
невозможность прогнозирования района падения боевого заряда ОГЧ при движении на орбитальном участке
возможность обеспечения удовлетворительных точностей попадания в цель при очень больших дальностях пуска
способность эффективно преодолевать существовавшую противоракетную оборону противника
Уже в декабре 1962 года был выполнен эскизный проект, а в 1963 году началась разработка технической документации и изготовление опытных образцов ракеты. Летные испытания были завершены 20 мая 1968г.

Принят на вооружение постановлением Правительства СССР от 19 ноября 1968г.

Первый и единственный полк с орбитальными ракетами 8К69 заступил на боевое дежурство 25 августа 1969г. на НИИП-5. В составе полка было развернуто 18 пусковых установок.

Орбитальные ракеты 8К69 были сняты с боевого дежурства в январе 1983г. в связи с заключением Договора об ограничении стратегических вооружений (ОСВ-2), в котором был оговорен запрет на подобные системы. В дальнейшем на базе ракеты 8К69 было создано семейство ракетоносителей "Циклон".
8К69 (Код НАТО - SS-9 Mod 3 "Scarp"; в США имела также обозначение F-1-r.)

Состав

Ракетный комплекс - стационарный, с защищенными от наземного ядерного взрыва шахтными пусковыми установками (ШПУ) и КП.

Пусковая установка - шахтная типа "ОС".

Способ старта - газодинамический из ШПУ.

Ракета - межконтинентальная, орбитальная, жидкостная, двухступенчатая, ампулизированная. Боевое оснащение ракеты - орбитальная головная часть (ОГЧ) 8Ф021 с тормозной двигательной установкой (ТДУ), системой управления, боевым блоком (ББ) с зарядом мощностью 2,3 Мт и системой радиотехнической защиты ОГЧ. [2].

В процессе полета орбитальной ракеты осуществляются:
Разворот ракеты в полете до заданного азимута стрельбы (в диапазоне углов +180°).
Разделение I и II ступеней.
Выключение двигателей II ступени и отделение управляемой ОГЧ.
Продолжение автономного полета ОГЧ по орбите искусственного спутника Земли, управление ОГЧ с помощью системы успокоения, ориентации и стабилизации.
После отделения ОГЧ коррекция ее углового положения таким образом, чтобы к моменту первого включения радиовысотомера РВ-21 ось антенны была направлена к геоиду.
После проведения коррекции ОГЧ движение по орбите с углами атаки 0 градусов.
В расчетный момент времени первое измерение высоты полета.
Перед вторым измерением тормозная коррекция высоты полета.
Второе измерение высоты полета.
Ускоренный разворот ОГЧ в положение спуска с орбиты.
Перед спуском с орбиты выдержка в течение 180 с для отработки угловых возмущений и успокоения ОГЧ.
Запуск тормозной двигательной установки и отделение приборного отсека.
Выключение тормозной ДУ и отделение (через 2-3 с) отсека ТДУ от ББ.
Такая схема полета орбитальной ракеты и определяет ее основные конструктивные особенности. К ним, прежде всего, относятся:
наличие тормозной ступени, предназначенной для обеспечения спуска ОГЧ с орбиты и оснащенной собственной двигательной установкой, автоматом стабилизации (гирогоризонт, гировертикант) и автоматом управления дальностью, выдающим команду на выключение ТДУ
оригинальный тормозной двигатель 8Д612 (разработка КБ "Южное"), работающий на основных компонентах топлива ракеты
управление дальностью полета путем варьирования времени выключения двигателей II ступени и времени запуска ТДУ
установка в приборном отсеке ракеты радиовысотомера, осуществляющего двукратное измерение высоты орбиты и выдающего информацию в счетно-решающее устройство для выработки коррекции времени включения ТДУ

Наряду с отмеченными выше конструкция ракеты (см.схему) имеет следующие особенности:
использование в качестве I и II ступеней ракеты соответствующих ступеней ракеты 8К67 с незначительными изменениями конструкции
установка в приборном отсеке ракеты системы СУОС, обеспечивающей ориентацию и стабилизацию ОГЧ на орбитальном участке траектории
заправка и ампулизация топливного отсека ОГЧ на стационарном пункте заправки с целью упрощения стартового сооружения

Изменение конструкции I и II ступеней баллистической ракеты 8К67 при использовании их в составе орбитальной ракеты сводится в основном к следующему:
вместо единого приборного отсека на орбитальной ракете устанавливаются приборный отсек с уменьшенными габаритами и переходник, в которых размещается аппаратура СУ. После выведения на расчетную орбиту приборный отсек с размещенной в нем аппаратурой СУ отделяется от корпуса и вместе с ОГЧ совершает орбитальный полет до момента запуска тормозного двигателя 8Д612 отсека управления ОГЧ
в хвостовом отсеке II ступени ракеты не устанавливаются контейнеры с ложными целями и ПРД системы защиты от средств ПРО
изменен состав и компоновка приборов СУ, дополнительно устанавливается радиовысотомер (система "Каштан"). По результатам летных испытаний конструкция ракеты была доработана
все соединения заправочно-сливных магистралей питания двигателей ракеты выполнены сварными, за исключением четырех соединений ампулизирующих мембранных заглушек, устанавливаемых на заправочно-сливные магистрали
соединения газогенераторов наддува баков окислителя I и II ступеней с баками выполнены сварными
заправочно-сливные клапаны установлены на корпусах хвостовых отсеков I и II ступеней; • аннулирован клапан слива горючего II ступени
фланцы под разъемные соединения мембранных узлов на входе в ТНА основных и рулевых двигателей заменены приварными патрубками или фланцами под сварку с магистралями
в местах сварки узлов из нержавеющих сталей с элементами баков из алюминиевых сплавов применены прочно-плотные биметаллические переходники, изготовленные штамповкой из биметаллического листа
Условия боевого дежурства ракеты - ракета находится в боевой готовности в ШПУ в заправленном состояни. Боевое применение - в любых метеоусловиях при температурах воздуха от - 40 до + 50°С и скорости ветра у поверхности земли до 25 м/с, до и после ядерного воздействия по БРК.

Каждая ШПУ - "отдельный старт" для 8К69 - представляла собой сложное инженерное сооружение, включающее сорокаметровый бетонный ствол диаметром 8.3 м, закрываемый сверху сдвигаемой защитной крышей. Внутри железобетонной шахты устанавливался контейнер (пусковой стакан), а внутрь контейнера на рассекатель - стартовый стол устанавливалась ракета. Диаметр пускового стакана - 4.64 м. Оголовок шахтной пусковой установки был двухэтажным, в нем размещалось оборудование для обеспечения длительного несения боевого дежурства, осуществления подготовки и пуска. В нижней части шахты располагалась емкость для промстоков. Шахта оборудовалась лифтом, обеспечивавшим быстрый спуск на дно.[3]

На базе мощной боевой ракеты Р-36 КБ "Южное" создало целое семейство космических носителей под общим названием "Циклон".

Во второй половине 60-х гг. в НПО "Алмаз" под руководством Главного конструктора А. И. Савина начали разрабатываться системы противокосмической обороны и морской разведки. Проектируемые космические аппараты военного назначения типа ИС ("Истребитель спутников") предполагалось выводить на орбиту новым носитем, который предлагалось разработать на базе ракеты Р-36, уже выпускавшейся серийно. 24 августа 1965 г. вышло постановление правительства о создании специальной модификации ракеты Р-36, обеспечивающей вывод на требуемую орбиту КА массой до трех тонн с высокой готовностью к пуску.

Боевая ракета Р-36 орбитального варианта, по существу, уже была космическим носителем, но в тот период ее летные испытания только начинались. Поэтому ввиду срочности задания эскизный проект РН был разработан на базе обоих вариантов ракеты Р-36, получивших обозначения 11К67 и 11К69. Это позволило начать ЛКИ ракеты Р-36 промежуточного варианта со спутниками систем разведки и противокосмической обороны почти на два года раньше.

Пуск РН 11К69 ("Циклон-2") / Фото: epizodsspace.no-ip.org

В 1965 г. началась доработка ракеты 8К67 под космический носитель — установка новых элементов конструктивной, электрической и пневмогидравлической стыковки ракеты с космическими аппаратами, а также замена части бортовых приборов системы управления на приборы, взятые из состава СУ ракеты 8К69. Кроме того, силами КБТМ (Главный конструктор В. Н. Соловьев) проводилась доработка агрегатов наземного стартового комплекса. К 1967 г. весь объем доработок по ракете и стартовому комплексу был завершен, и ракета-носитель с индексом 11К67 (под названием "Циклон") вышла на летные испытания.

Для проведения испытаний РН и запусков космических аппаратов на НИИП-5 было создано 5-е испытательное управление во главе с полковником П. С. Батуриным. Техническим руководителем испытаний был ведущий конструктор комплекса Л. Д. Кучма, его помощником — ведущий конструктор В. Н. Дивляш. В течение 1967-1968 гг. на требуемые орбиты были выведены пять космических аппаратов системы ИС — три аппарата в качестве мишеней и два прототипа КА ИС.

С августа 1969 г. начались пуски ракеты-носителя 11К69, получившей впоследствии название "Циклон-2", с космическим аппаратом ИС отечественной системы ПРО. Для этой ракеты впервые в истории ракетной техники был создан автоматизированный стартовый комплекс. () Стартовый комплекс состоял из двух пусковых установок, командного пункта РН и командного пункта космических аппаратов. В других сооружениях находилось технологическое оборудование пусковых установок. В процессе подготовки РН и КА к пуску все ручные операции были переведены на техническую позицию.

В качестве средства автоматизации предстартовой подготовки на пусковой установке был создан специальный транспортно-установочный агрегат (ТУА), по которому были проложены заправочные, электрические и пневмогидравлические коммуникации от бортовых элементов ракеты и космического аппарата для связи с наземными системами. На технической позиции полностью собранная ракета-носитель с пристыкованным КА перегружалась на транспортно-установочный агрегат. С помощью регламентной аппаратуры технической позиции проводились комплексные испытания бортовых систем совместно с транспортно-установочным агрегатом.

Компоновка РН 11К69 / Изображение: epizodsspace.no-ip.org

Тепловоз стартового комплекса, оснащенный системой дистанционного управления, доставлял ракету-носитель с КА на пусковую установку. Дистанционное автоматическое управление и контроль в период предстартовой подготовки и пуска исключал наличие боевого расчета на стартовой площадке. В течение двух минут автоматически стыковались магистрали высокого давления азота и воздуха, коммуникации жидкостного и воздушного термостатирования и свыше пяти тысяч электрических цепей РН и КА. Затем стыковались магистрали заправки компонентами топлива. В процессе подъема и установки РН на пусковое устройство проверялось состояние бортовых систем ракеты и КА. По получении полетного задания производилось дистанционное прицеливание носителя и комплексная проверка КА.

Окончание операций прицеливания и проверки КА служило разрешением на заправку ракеты. Заправка всех баков производилась одновременно в автоматическом режиме методом выдавливания компонентов из емкостей хранилищ с помощью сжатых газов. Для нейтрализации паров компонентов топлива впервые была создана специальная установка, снабженная системой дистанционного управления и контроля.

Стартовая схема комплекса была выполнена так, что все детали разового действия, выходящие из строя во время пуска, располагались на опорном кольце ТУА. Для подготовки и установки РН к следующему пуску ТУА снимался с ПУ и направлялся в техническую зону для нейтрализации заправочных коммуникаций и замены деталей разового действия. После этих операций пусковая установка полностью готова к следующему пуску.

При испытаниях РН в МИКе и на стартовом комплексе большой объем работ по замене наземной технологической аппаратуры и последующим автономным и комплексным испытаниям вновь вводимых бортовых систем провели специалисты КБ В. А. Молчанов, Н. А. Коваленко, В. Ф. Белый, Н. К. Сорокин, М. М. Ступницкий, В. Николаенко, В. И. Горохов, В. Аврамченко и др. Программно-методическим обеспечением, расчетом полетных заданий и анализом результатов полетов занимались Э. П. Компаниец и С. И. Аверков.

В дальнейшем для отработки системы ИС стали использоваться простейшие спутники комплекса "Лира" (также разработки КБ "Южное"), которые запускались носителями 11К65М с НИИП-53. () В 1971 г. серией из трех испытаний была продемонстрирована принципиальная возможность перехвата орбитальных объектов на высотах до 1000 км. Успешное завершение этих испытаний позволило в 1973 г. принять в эксплуатацию комплекс ИС и вспомогательный комплекс "Лира". Всего в период с 1969 по 1982 г. в интересах противодействия космическим объектам ракетами-носителями 11К69 были выведены три КА — мишени и 18 КА — перехватчиков.

Космический комплекс с ракетой 11К69 был принят в опытную эксплуатацию и на вооружение. Его создание в составе нескольких космических систем дважды отмечалось Ленинской премией, в числе лауреатов были Н. Ф. Герасюта (1972 г.) и Л. Д. Кучма (1980 г.). РН 11К69 ("Циклон-2") является одним из самых надежных космических носителей легкого класса в мире — свыше сотни полетов без единой аварии.

История создания еще одного, более мощного носителя на базе боевой ракеты Р-36 начиналась во второй половине 60-х гг. В 1966 г. А. И. Савин обратился в КБ "Южное" с предложением создать ракету-носитель с более высокими энергетическими возможностями для запуска космических аппаратов УСК-МО системы раннего обнаружения запуска баллистических ракет. Такая РН была в скором времени создана также на базе орбитального варианта ракеты Р-36 с применением разгонной ступени, которая получила индекс С5М, а сама ракета-носитель — индекс 11К68 ("Циклон-3").

Эскизный проект РН был разработан в 1967 г. Первая и вторая ступени использовались (с незначительными доработками) с ракеты 8К69, а разгонная ступень была выполнена вновь на базе серийной ОГЧ 8Ф021.

Компоновочная схема разгонной ступени в основном соответствовала схеме ОГЧ 8Ф021. Были увеличены емкости тороидальных баков, наддув их осуществлялся гелием из шаробаллона высокого давления. В верхней части ступени устанавливалась трубчатая приборная рама, на которой крепился КА.

Для разгонной ступени РН 11К68 двигательным КБ-4 был разработан однокамерный ЖРД 11Д25 (РД-861) двукратного включения с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, без дожигания генераторного газа. Двигатель обеспечивал тягу в пустоте 8026 кг с регулированием в диапазоне ±5 процентов, а также управление полетом разгонной ступени по каналам стабилизации с помощью распределения выхлопных газов турбины между рулевыми соплами.

Двигатель до сих пор не имеет себе равных в своем классе: удельный импульс тяги в пустоте составляет 317 кгс-с/кг при массе двигателя 123 кг, что было достигнуто за счет применения камеры сгорания трубчатой конструкции. Система выброса генераторных газов после ТНА обеспечивает управление на участке полета третьей ступени по всем каналам. Она состоит из газопроводов, газораспределителей и восьми неподвижных газовых сопел — четырех по тангажу и рысканию и четырех по крену. Оба запуска двигателя осуществляются с помощью пиростартеров.

Система управления РН 11К68 состоит из двух автономных систем: СУ первой и второй ступени, обеспечивающей предстартовую подготовку старт и управление полетом РН до момента отделения разгонной ступени, и СУ разгонной ступени, которая обеспечивает управление полетом на последующем участке выведения КА на орбиту. Связь между командными гироскопическими приборами систем управления осуществляется технологически при согласовании посадочных мест приборов в условиях заводской сборки, временная увязка работы систем обеспечивается путем обмена командами и сигналами. СУ первой и второй ступеней разработана, как известно, КБ Электроприборостроения, третьей ступени — Киевским радиозаводом (Главный конструктор А. И. Гудименко). Отделение разгонной ступени — "холодное", обеспечивается торможением отделяющейся второй ступени с помощью твердотопливного двигателя. Головной обтекатель сбрасывается во время полета второй ступени после прохождения плотных слоев атмосферы. КА отделяется с помощью пружинных толкателей.

РН "Циклон-3" на пусковом столе / Фото: epizodsspace.no-ip.org

Автоматизированный стартовый комплекс для РН 11К68 был разработан КБТМ на НИИП-53. В основу его создания заложены принципиальные конструктивные и технологические решения, отработанные на СК для ракеты 11К69.

После разработки ракетного комплекса последовала почти десятилетняя вынужденная "пауза". Она была связана с тем, что космический аппарат УСК-МО, для которого РН в первую очередь предназначалась, в силу своих увеличившихся массовых и орбитальных характеристик "ушел" на более мощный носитель. Потребовалось длительное время, чтобы перевести КА радиотехнического наблюдения — "Целина-Д" — с носителя 8А92М на РН "Циклон-3". Первый пуск РН с этим КА состоялся 28 июня 1978 г., после чего запуски КА "Целина-Д" шли параллельно на обоих носителях, и только с 23 апреля 1983 г. КА "Целина-Д" полностью "утвердился" на РН "Циклон-3".

В 1980 г. космический ракетный комплекс "Циклон-3" был принят на вооружение с КА "Целина-Д", а его создатели удостоились высоких правительственных наград. Лауреатами Ленинской премии стали Б. И. Губанов и В. Г. Команов, лауреатами Государственной премии СССР — В. Ф. Уткин и А. А. Михальцов.

В дальнейшем КРК "Циклон-3" принимался в эксплуатацию в составе систем "Метеор" (1982 г.), "Муссон" (1985 г.), "Стрела" (1991 г.). В связи с необходимостью запуска шести спутников системы "Стрела-3" одной РН разработчиком системы управления разгонной ступени была проведена ее модернизация.

Особенностью пусков РН "Циклон-3" является необходимость проведения телеметрических измерений на участке второго включения двигателя разгонной ступени и при отделении КА (в акватории Тихого океана). Это было возможно только при использовании корабельных измерительных комплексов, что задерживало своевременную доставку информации. Требовалось присутствие на борту кораблей специалистов КБ "Южное" для оперативной обработки, анализа и передачи результатов.

Эксплуатация РН "Циклон-3" продолжается в настоящее время в рамках программ по международному сотрудничеству. На конец 2003 г. проведено 120 пусков, все успешные. Специалисты КБ "Южное" проводят авторский надзор за эксплуатацией комплекса, участвуют в проведении пусков, регламентных обслуживании ракеты-носителя и комплектов технологического оборудования.[4]

Тактико-технические характеристики
Общие характеристики
Максимальная дальность стрельбы, км
  неограниченная в пределах одного витка вокруг Земли
Точность стрельбы, км
  ±5
Обобщенный показатель надежности   0.95
Время пуска из полной боевой готовности, мин   4
Гарантийный срок нахождения на боевом дежурстве при регламенте 1 раз в 2 года, лет   7
Ракета 8К69
Стартовый вес ракеты, тс    181.297
Вес заправленной орбитальной головной части, кгс    3648
Вес боевого оснащения,кгс:
            - ББ
            - средств преодоления ПРО
  1410
  238
Вес заправленных компонентов топлива (АТ+НДМГ),тс:
            - I и II ступеней
            - ОГЧ
  167.4
  2
Полная длина ракеты, м:
            - I ступени
            - II ступени
            - отсека управления ОГЧ
            - ОГЧ   32.65
  18.87
  10.3
  1.79
  2.14
Диаметр корпуса ракеты, м   3.0
Максимальный диаметр ГЧ, м   1.42

Испытания и эксплуатация

После проведения огневых стендовых испытаний и самолетных испытаний ТДУ ОГЧ в условиях невесомости в декабре 1965 г. на 5 НИИП начались ЛКИ ракеты 8К69. В ходе ЛКИ было испытано 19 ракет, в том числе по району "Кура" - 4 ракеты, по району Новая Казанка - 13 ракет, по акватории Тихого океана - 2 ракеты. Из них - 4 аварийных пуска, главным образом , по производственным причинам. В пуске N 17 было осуществлено спасение головной части 8Ф673 с помощью парашютной системы. Летные испытания были завершены 20 мая 1968г.

При написании материала использовались данные открытых интернет-источников:

1. Материал сайта Википедии — свободной энциклопедии.

2. Материал сайта ИНС «Ракетная техника».

3. Материал сайта издания «Военное обозрение».

4. Материалы сайта epizodsspace.no-ip.org http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/kb-ujn/03.html