УР-100 (Индекс ГРАУ — 8К84, по классификации МО США и НАТО — SS-11 mod.1 Sego) — советская жидкостная двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета шахтного базирования. Принята на вооружение ракетных войск стратегического назначения постановлением Совета Министров № 705—235 от 21 июля 1967 года. Головной разработчик — ОКБ-52 (руководитель — В. Н. Челомей). Изготовитель — Машиностроительный завод имени М. В. Хруничева, Омский авиационный завод и другие.
Разработка и испытания
МБР 8К84 должна была быть пригодна для крупносерийной постройки, размещаться в шахтных пусковых установках одиночного старта с дистанционным управлением пуском, иметь гарантийный срок эксплуатации не менее пяти лет и сохранять высокую боевую готовность на протяжении всего срока эксплуатации.
На ракете УР-100 первоначально испытывалась комбинированная система управления с радиосистемой, в дальнейшем от нее отказались в пользу автономной системы управления. Примененный в системе управления гироскопический хранитель азимута базового направления позволил производить разворот ракеты в плоскость стрельбы после ее выхода из ШПУ. Для ракеты разрабатывались два варианта боевых блоков: легкий - для ракеты межконтинентальной дальности и тяжелый для средней дальности стрельбы. На ракете УР-100 был реализован принцип плотной компоновки отсеков. Баки ракеты - несущие, изготовлены из сплава типа АМГ-6. Наддув бака горючего первой ступени осуществлялся от специального газогенератора наддува, а баков окислителя обеих ступеней и бака горючего второй ступени - генераторным газом. Испытания проводились на полигоне Тюра-Там с апреля 1965 года и завершились 27 октября 1966 года. Первый пуск ракеты состоялся 19 апреля 1965 года с экспериментальной наземной ПУ, первый пуск из ШПУ состоялся 17 июля 1965 года.
Конструкция
8К84 была выполнена по схеме "тандем" с последовательным разделением ступеней и плотной компоновкой отсеков. Ракета конструктивно состояла из первой и второй ступеней и головной части.
В корпусе первой супени 8С816 размещались: четыре маршевых ЖРД 15Д2 (РД-0217) с поворотными соплами, пневмогидравлическая система, система опорожнения баков и приборы системы управления. Корпус был выполнен по несущей схеме и состоял из трех отсеков: хвостового, топливного и переднего. Топливный отсек, выполненный из алюминиевого сплава АМг-6, представлял собой неразъемный блок, состоящий из бака окислителя и бака горючего, которые разделялись общим совмещенным двойным днищем. Двигательная установка первой ступени была выполненна по замкнутой схеме с дожиганием генераторного газа в камерах сгорания. Высокий удельный импульс тяги двигателей позволил сократить время работы первой ступени. Их суммарная тяга на земле достигала 74 т. Для управления полетом ракеты каждый двигатель отклонялся в одной плоскости гидравлическим рулевым приводом.
Двигатели первой ступени УР-100
Вторая ступень УР-100
Основной двигатель второй ступени
Вторая ступень 8С817 по конструкции аналогична первой и состояла из хвостового, топливного и приборного отсеков. На ней устанавливали маршевый однокамерный ЖРД 15Д13 и четырехкамерный рулевой ракетный двигатель 15Д14 (РК-3). Двигатели второй ступени были созданы в Ленинградском ОКБ-117 (Главный конструктор С. П. Изотов). Они развивали тягу в пустоте 13,4 т и 1,5 т соответственно и обеспечивали скорость полета 7.12км/с в конце активного участка. В качестве компонентов топлива применялись азотный тетроксид и несимметричный диметилгидразин. Все баки перед стартом наддувались сжатым азотом и воздухом из баллонов, установленных в шахтной пусковой установке, а в полете наддув осуществлялся продуктами газогенерации. Разделение ступеней ракеты осуществлялось с помощью пороховых ракетных двигателей, установленных на хвостовом отсеке первой ступени.
На ракете устанавливалась автономная инерциальная система управления, обеспечивавшая управление полетом на активном участке траектории в соответствии с заранее рассчитанной программой полета, а также обеспечивала автоматизированную подготовку пуска и пуск ракеты, дистанционный непрерывный и периодический контроль состояния ракеты с пункта управления боевым ракетным комплексом. В ее состав входили устройства установленные как в приборном отсеке, так и размещенные на пусковой установке.
Головная часть мощностью 1Мт была разработана в НИИ-1011 (Челябинск-70, ныне - Российский федеральный ядерный центр - ВНИИ технической физики, г. Снежинск Челябинской области). Научными руководителями работы были Е.Н.Забабахин, главными конструкторами - Б.В.Литвинов, А.Д.Захаренков, О.Н.Тиханэ.
В варианте 8К84М ракета была одной из первых МБР, оснащенных комплексом средств преодоления ПРО. Ее КСП ПРО был разработан в НИИ-108 под руководством Виталия Герасименко и получил название "Пальма".
Ракета ампулизировалась (изолировалась от внешней среды) в специальном транспортно-пусковом контейнере (ТПК) заполненном инертным газом. В ТПК она транспортировалась, хранилась в шахтной пусковой установке в течение всего срока эксплуатации в постоянной готовности к пуску и из него стартовала. Применение мембранных клапанов, отделявших топливные баки с агрессивными компонентами от ракетных двигателей, позволило держать ракету постоянно заправленной в течение нескольких лет. Контроль технического состояния ракет одного боевого ракетного комплекса, а также предстартовая подготовка и пуск проводились дистанционно по командам с командного пункта полка. Транспортно-пусковой контейнер был азработан в Филиале № 2 ОКБ-52 (ныне - ГНИП «ОКБ Вымпел») под руководством главного конструктора В.М.Барышева. ТПК диаметром 2.7м, длиной 19.5м и весом 14.4т герметизировался специальной пленкой.
Стартовый комплекс для ракеты 8К84 состоял из 10 рассредоточенных боевых стартовых позиций , на каждой из которых размещалась одна шахтная пусковая установка 15П784. Вблизи одной из боевых стартовых позиций размещался командный пункт боевого ракетного комплекса, связанный кабельными линиями системы боевого управления и связи со всеми стартовыми позициями. С командного пункта проводились постоянный и периодический контроль технического состояния ракеты, систем пусковой установки и управления пуском ракет. При этом предстартовая подготовка к пуску проходила в автоматическом режиме от автономных источников электроснабжения. Ракеты находились в ШПУ только в заправленном состоянии. Предусматривалось проведение не реже одного раза в год регламента технического обслуживания пусковой установки с привлечением боевого расчета и подвижных средств позиционного района. Боевое дежурство пусковой установки и ракеты, а также пуск ракет осуществлялись без присутствия на них боевого расчета.
Пусковая установка представляла собой сооружение, состоящее из шахтного ствола и оголовка, закрытых сверху крышей защитного устройства. В ней размещались технологическое оборудование и спецтехнические системы, обеспечивающие длительное содержание, подготовку к пуску и пуск ракеты. В стволе шахты были размещены: пусковое устройство, элементы стыковки кабельных и газовых коммуникаций с ракетой, элементы газоотводящего тракта, средства откачки грунтовых вод и другое оборудование. В оголовке пусковой установки была размещена аппаратура для подготовки ракеты к пуску и ее пуска, элементы системы дистанционного контроля и управления, аппаратура электроснабжения спецтоками, средства снабжения ракеты сжатыми газами и другое оборудование. Шахта выдерживала давление до 2 кг/см2, что равнозначно энергии взрыва ядерного боеприпаса мегатонной мощности, произведенного на расстоянии 1300 метров. Способ старта - газодинамический.
Защитное устройство и установщик разработаны в ЦКБТМ под руководством Николая Кривошеина. Защитное устройство для ШПУ имело время открывания 30 секунд и было выполнено в виде сдвижной железобетонной плиты, расположенной на наклонных рельсовых путях. Установщик предназначался для бескрановой перегрузки контейнера с ракетой в шахтное сооружение и установку на пусковое устройство.
Служба
С 1964 года началось строительство боевых стартовых комплексов в позиционных районах. Проектные материалы предполагали возможность создания малогабаритной и упрощенной конструкции ШПУ. Транспортно-пусковой контейнер устанавливался в ШПУ с вывешиванием на опорных кронштейнах ствола установки. Первые ракетные полки с МБР УР-100 стали на боевое дежурство 24 ноября 1966 года. На десять ШПУ типа ОС, входящих в ракетный полк комплекса 8К84, был оборудован один подземный командный пункт.
Первоначально предполагалось использовать ракеты в системе противоракетной обороны, предназначенной для отражения массированного ракетно-ядерного удара со стороны США. Работа по системе ПРО "Таран" была начата в 1962-1963 годах по предложению В.Н.Челомея в ОКБ-52. Применение МБР УР-100 с боеголовкой мощностью 10 Мт для перехвата МБР противника должно было обеспечить большой радиус поражения целей и позволить отказаться от селекции ложных целей (техническим заданием было принято для оценки оснащение каждой МБР противника семью ложными целями). Постановление СМ СССР на разработку аванпроекта системы принято 3 мая 1963 года. Предполагалась разработка РЛС ЦСО-С, вынесенной на 500 км от Москвы на ракетоопасном направлении в сторону Ленинграда. Рассматривалась возможность использования ракет УР-100 в системе ПРО А-35 для дальнего перехвата целей. Работы по системе были свернуты после отставки Н.С.Хрущева.
МБР УР-100 в ТПК впервые показана на военном параде в Москве 7 ноября 1973 года. К 1974 году произведено 106 пусков с испытательного полигона и 54 пуска с боевых позиций МБР типа УР-100 различных модификаций. Ракета УР-100 и ее модификации стали самым массовым типом советской МБР. Максимальное количество развернутых ракет составило 990 (по другим данным -1030) в 1972 году, в дальнейшем УР-100 стали заменяться ракетами УР-100К, УР-100Н и МР-УР-100. К 1974 году УР-100 была снята с вооружения.
Характеристики:
Тип комплекса: ракетный комплекс с легкой ампулизированной МБР и ШПУ типа ОС, второго поколения.
Состояние: принят на вооружение 21 июля 1967 года, снят с вооружения в 1988 году.
Число ступеней ракеты - 2
Длина ракеты, м:
- полная с тяжелой ГЧ - 16,925 м.
- полная с легкой ГЧ - 16,97 м.
Макс, диаметр корпуса, м - 2,0 м
Стартовый вес - 39,4 - 42,3 т.
Горючее: НДМГ
Вес горючего - 10,7 т
Окислитель: AT
Вес окислителя - 27,4 т
Гарантийный срок хранения ракеты в ТПК - 17 лет.
Первая ступень - 8С816
длина - 12,5 м
диаметр - 2,0 м
масса - 34,0 т
Двигатели: три однокамерных ЖРД РД-0216 (15Д2) и один РД-0217 с ТНА замкнутой схемы
тяга двигателя в пустоте - 876 кН
Вторая ступень - 8С817
длина - 2,9 м
диаметр - 2,0 м
Двигатель: однокамерный ЖРД 15Д13 с ТНА открытой схемы (8Д419)
тяга двигателя в пустоте - 134 кН
Рулевой двигатель: четырехкамерный ЖРД 15Д14 с ТНА открытой схемы ( 8Д419)
- тяга двигателя в пустоте - 15 кН
-угол отклонения камер ±45 град
Боевой блок (Вариант 1):
длина - 1,45 м
диаметр - 1,25 м
Отделение: тормозные РДТТ на второй ступени
Дальность стрельбы:
- с тяжелой ГЧ - до 5000 км
- с легкой ГЧ: 1100-12000 км
Сектор обстрела - 30 град
Точн. стрельбы (КВО): 1400 м (предельное отклонение - 5000 м)
Головная часть (Вариант 1 - основная):
- тип: легкая моноблочная термоядерная 15Ф842
- мощность заряда - 500 кт
- вес - 760-800 кг
Головная часть (Вариант 2):
- тип: тяжелая моноблочная термоядерная
- мощность заряда: 1,0-1,1 Мт
- вес - 1500 кг
Система управления: инерциальная с гироскопической платформой на основе поплавковых гироскопов и электромеханических счетно-решающих приборов
Органы управления:
- I ступень: поворотные камеры сгорания основных двигателей;
- II ступень: 4-камерный рулевой двигатель
Источники:
1. А.В. Карпенко, А.Д. Попов, А.Ф. Уткин. Отечественные стратегические ракетные комплексы. Санкт-Петербург, 1999
Комментариев нет:
Отправить комментарий