Баллистические ракеты россии атакуют сша через южный полюс. Космическая ракета: виды, технические характеристики. Первые космические ракеты и космонавты Орбитальные баллистические ракеты

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. 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 долларов.;

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.

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".

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.

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 О 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

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

На сегодняшний день Российская Федерация обладает самой мощной в мире космической отраслью. Россия является безоговорочным лидером в области пилотируемой космонавтики и к тому же обладает паритетом с США в вопросах космической навигации. Некоторые отставания нашей страны имеются лишь в исследованиях далеких межпланетных пространств, а также в разработках по дистанционному зондированию Земли.

История

Космическая ракета впервые была задумана российскими учеными Циолковским и Мещерским. Они же в 1897-1903 годах создали теорию ее полета. Намного позже данное направление стали осваивать зарубежные ученые. Это были немцы фон Браун и Оберт, а также американец Годдард. В мирное межвоенное время вопросами реактивного движения, а также создания для этой цели твердотопливных и жидкостных двигателей занимались лишь три страны в мире. Это были Россия, США и Германия.

Уже к 40-м годам 20 века наша страна могла гордиться успехами, достигнутыми в вопросах создания твердотопливных двигателей. Это позволило во время Второй мировой войны использовать такое грозное оружие, как "Катюши". Что касается создания больших ракет, оснащенных жидкостными двигателями, то здесь лидером была Германия. Именно в этой стране на вооружение приняли "Фау-2". Это первые баллистические ракеты, имеющие малую дальность. В период Второй мировой войны "Фау-2" использовали для бомбардировок Англии.

После победы СССР над гитлеровской Германией основная команда Вернера фон Брауна под его непосредственным руководством развернула свою деятельность в США. При этом они забрали с собой из поверженной страны все разработанные ранее чертежи и расчеты, на основании которых должна была быть построена космическая ракета. Только мизерная часть команды немецких инженеров и ученых продолжила свою работу в СССР вплоть до середины 50-х годов 20 века. В их распоряжении были отдельные части технологического оборудования и ракет без каких-либо расчетов и чертежей.

В дальнейшем как в США, так и в СССР были воспроизведены ракеты "Фау-2" (у нас это Р-1), что и предопределило развитие ракетостроения, направленного на увеличение дальности полета.

Теория Циолковского

Этого великого русского ученого-самоучку и выдающегося изобретателя считают отцом космонавтики. Им еще в 1883 году был написана историческая рукопись "Свободное пространство". В этом труде Циолковский впервые высказал мысль о том, что перемещение между планетами возможно, и нужен для этого специальный который называется "космическая ракета". Сама теория реактивного прибора была обоснована им в 1903 г. Она содержалась в труде под названием "Исследование мирового пространства". Здесь автор приводил доказательства того, что космическая ракета является тем аппаратом, с помощью которого можно покинуть пределы земной атмосферы. Эта теория явилась настоящей революцией в научной сфере. Ведь о полете на Марс, Луну и на другие планеты человечество мечтало давно. Однако ученые мужи так и не смогли определить, каким образом должен быть устроен летательный аппарат, который будет перемещаться в абсолютно пустом пространстве без опоры, способной дать ему ускорение. Данная задача была решена Циолковским, который предложил использование для этой цели Только с помощью такого механизма можно было покорить космос.

Принцип действия

Космические ракеты России, США и других стран до настоящего времени выходят на орбиту Земли при помощи ракетных двигателей, предложенных в свое время Циолковским. В этих системах происходит преобразование химической энергии топлива в кинетическую, которой обладает выбрасываемая из сопла струя. Особый процесс происходит в камерах сгорания таких двигателей. В них в результате реакции окислителя и горючего выделяется теплота. При этом продукты сгорания расширяются, нагреваются, разгоняются в сопле и выбрасываются с огромной скоростью. Ракета при этом движется благодаря закону сохранения импульса. Она получает ускорение, которое направлено в противоположную сторону.

На сегодняшний день существуют такие проекты двигателей, как космические лифты, и т. д. Однако на практике они не применяются, так как пока еще находятся в разработке.

Первый космический аппарат

Ракета Циолковского, предложенная ученым, представляла собой металлическую камеру продолговатой формы. Внешне она была похожа на аэростат или дирижабль. Переднее, головное пространство ракеты предназначалось для пассажиров. Здесь же были установлены приборы управления, а также хранились поглотители углекислоты и запасы кислорода. В отсеке для пассажиров предусматривалось освещение. Во второй, основной части ракеты Циолковский расположил горючие вещества. При их смешении происходило образование взрывчатой массы. Она зажигалась в отведенном ей месте в самом центре ракеты и выбрасывалась из расширяющейся трубы с огромной скоростью в виде горячих газов.

В течение долгого времени имя Циолковского было малоизвестно не только за рубежом, но и в России. Многие считали его мечтателем-идеалистом и чудаком-фантазером. Истинную оценку труды этого великого ученого получили только с приходом советской власти.

Создание ракетного комплекса в СССР

Значительные шаги в освоении межпланетного пространства были сделаны после окончания Второй мировой войны. Это было время, когда США, являясь единственной атомной державой, стали оказывать на нашу страну политическое давление. Первоначальной задачей, которая ставилась перед нашими учеными, было наращивание военной мощи России. Для достойного отпора в условиях развязанной в эти годы холодной войны необходимо было создать атомную, а затем и Вторая, не менее сложная задача, состояла в доставке созданного оружия до цели. Для этого и требовались боевые ракеты. С целью создания данной техники уже в 1946 г. правительством были назначены главные конструкторы гироскопических приборов, реактивных двигателей, систем управления и т. д. Ответственным за увязку в единое целое всех систем стал С.П. Королев.

Уже в 1948 г. первая из разработанных в СССР баллистических ракет прошла успешные испытания. Аналогичные полеты в США были осуществлены на несколько лет позже.

Запуск искусственного спутника

Кроме наращивания военного потенциала правительство СССР ставило перед собой задачу освоения космического пространства. Работы в этом направлении велись многими учеными и конструкторами. Еще до того как в воздух поднялась ракета межконтинентальной дальности, разработчикам подобной техники стало понятно, что, сократив полезный груз летательного аппарата, можно было добиться скорости, превышающей космическую. Этот факт говорил о вероятности вывода на земную орбиту искусственного спутника. Данное эпохальное событие произошло 4.10.1957 г. Оно стало началом новой вехи в освоении космического пространства.

Работа по освоению безвоздушного околоземного пространства потребовала огромных усилий со стороны многочисленных коллективов конструкторов, ученых и рабочих. Создатели космических ракет должны были разработать программу вывода летательного аппарата на орбиту, отладить работу наземной службы и т. д.

Перед конструкторами стояла сложная задача. Необходимо было увеличить массу ракеты и сделать возможным достижение ею второй Именно поэтому в 1958-1959 годах в нашей стране был разработан трехступенчатый вариант реактивного двигателя. С его изобретением стало возможным производить первые космические ракеты, в которых на орбиту мог подняться человек. Трехступенчатые двигатели открыли и возможность полета на Луну.

Далее ракеты-носители все более и более усовершенствовались. Так, в 1961 г. была создана четырехступенчатая модель реактивного двигателя. С ним ракета могла достичь не только Луны, но и добраться до Марса или Венеры.

Первый пилотируемый полет

Старт космической ракеты с человеком на борту впервые состоялся 12.04.1961 г. От поверхности Земли оторвался корабль «Восток», пилотируемый Юрием Гагариным. Это событие явилось эпохальным для человечества. В апреле 1961 г. освоение космоса получило свое новое развитие. Переход к пилотируемым полетам потребовал от конструкторов создания таких летательных аппаратов, которые могли бы возвращаться на Землю, безопасно преодолевая слои атмосферы. Кроме того, на космической ракете должна была быть предусмотрена система жизнеобеспечения человека, включающая регенерацию воздуха, питание и многое другое. Все эти задачи были успешно решены.

Дальнейшее освоение космоса

Ракеты типа «Восток» еще долгое время способствовали удержанию ведущей роли СССР в сфере исследования околоземного безвоздушного пространства. Их использование продолжается и до настоящего времени. Вплоть до 1964 года летательные аппараты «Восток» превосходили все существующие аналоги по своей грузоподъемности.

Несколько позже в нашей стране и в США были созданы более мощные носители. Название космических ракет такого типа, сконструированных в нашей стране, - «Протон-М». Американский подобный аппарат - «Дельта-IV». В Европе была сконструирована ракета-носитель «Ариан-5», принадлежащая к тяжелому типу. Все эти летательные аппараты позволяют выводить 21-25 тонн груза на высоту в 200 км, где располагается низкая околоземная орбита.

Новые разработки

В рамках проекта полета человека на Луну были созданы РН, принадлежащие к сверхтяжелому классу. Это такие космические ракеты США, как «Сатурн-5», а также советская Н-1. Позднее в СССР была создана сверхтяжелая ракета «Энергия», которую в настоящее время не используют. Мощным американским РН стал «Спейс шаттл». Эта ракета позволяла выводить на орбиту космические корабли массой в 100 тонн.

Производители летательных аппаратов

Космические ракеты проектировались и создавались в ОКБ-1 (Особом конструкторском бюро), ЦКБЭМ (Центральном конструкторском бюро экспериментального машиностроения), а также в НПО (Научно-производственном объединении) «Энергия». Именно здесь увидели свет отечественные баллистические ракеты всех типов. Отсюда вышли и одиннадцать стратегических комплексов, которые взяла на вооружение наша армия. Усилиями работников данных предприятий была создана и Р-7 - первая космическая ракета, которая считается самой надежной в мире и в настоящее время. С середины прошлого века на этих производствах инициировались и велись работы по всем направлениям, касающимся С 1994 г. предприятие получило новое название, став ОАО РКК «Энергия».

Сегодняшний день производителя космических ракет

РКК «Энергия» им. С.П. Королева является стратегическим предприятием России. Оно играет ведущую роль в разработке и производстве пилотируемых космических систем. Большое внимание на предприятии уделяется вопросам создания новейших технологий. Здесь разрабатываются специализированные автоматические космические системы, а также РН для вывода на орбиту летательных аппаратов. Кроме того, РКК «Энергия» активно внедряет наукоемкие технологии для производства продукции, не относящейся к освоению безвоздушного пространства.

В составе этого предприятия, помимо головного конструкторского бюро, находятся:

ЗАО «Завод экспериментального машиностроения».

ЗАО «ПО «Космос».

ЗАО «Волжское КБ».

Филиал «Байконур».

Самыми перспективными программами предприятия являются:

Вопросы дальнейшего освоения космоса и создания пилотируемой транспортной космической системы новейшего поколения;

Разработка пилотируемых летательных аппаратов, которые способны освоить межпланетные пространства;

Конструирование и создание энергетических и телекоммуникационных космических систем с использованием специальных малогабаритных рефлекторов и антенн.

Использование космической техники в военных целях всегда имело в Советском Союзе первостепенное значение. Некоторые программы целиком ориентировались на военные нужды, другие предусматривали их двойное применение, третьи просто прикидывались на возможное военное использование. В таком положении вещей ничего удивительного не было, так как в подавляющем большинстве случаев Министерство обороны выступало в роли заказчика, и, что вполне естественно, заказывало музыку.

Одной из программ, которую разрабатывали исключительно для военного использования, являлась система «частично-орбитальной бомбардировки» или более известная по ее английской аббревиатуре "FOBS" . Ее создание можно рассматривать как логичное продолжение работ, начатых в свое время в конструкторском бюро Сергея Павловича КОРОЛЕВА и предусматривавших разработку глобальной ракеты "ГР- 1" , способной поразить цели на территории противника с любого направления. Королевская ракета хотя и была создана, но на вооружение не принималась. Одной из причин такого решения стала разработка в конструкторском бюро Михаила Кузьмича ЯНГЕЛЯ более мощной ракеты «Р-36орб», способной эффективнее решать задачу доставку ядерного боезаряда к цели.

Разработка «Р-36орб» (индекс изделия - 8К69; в различных источниках встречаются и другие обозначения ракеты: ОР-36 или Р-36-0; код NATO - SS-9 Mod 3 «Scarp»; в США имела также обозначение F-1-r) на базе межконтинентальной баллистической ракеты «Р-36» была задана Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 16 апреля 1962 года. Создание ракеты и орбитального блока для нее было поручено ОКБ-586 (ныне КБ «Южное»; Главный конструктор Михаил Кузьмич ЯНГЕЛЬ), ракетных двигателей - ОКБ-456 (ныне НПО "Энергомаш"; Главный конструктор Валентин Петрович ГЛУШКО), система управления - НИИ-692 (ныне КБ «Хартрон»; Главный конструктор Владимир Григорьевич СЕРГЕЕВ), командные приборы - НИИ-944 (ныне НИИ КП; Главный конструктор Виктор Иванович КУЗНЕЦОВ). Боевой стартовый комплекс для ракет «Р-36орб» разрабатывался в КБСМ под руководством Главного конструктора Евгения Георгиевича РУДЯКА.

Уже в декабре 1962 года был выполнен эскизный проект, а в 1963 году началась разработка технической документации и изготовление опытных образцов ракеты.

Создаваемая ракета имела две ступени. Ее полная длина составляла 32,6 - 34,5 м, максимальный диаметр корпуса 3,05 м. На старте ракета весила 180 т. Дальность стрельбы составляла 40000 км, а круговое вероятностное отклонение -1100 м. Высота орбиты блока оценивалась в 150 -180 км. Насколько реальные параметры орбит орбитальных блоков соответствовали расчетным можно увидеть в таблице 1 , где приведены основные данные о состоявшихся пусках. Система управления предполагалась инерциальная с гиростабилизированной платформой, система прицеливания - с помощью наземных приборов. Разделение ступеней и отделение орбитального блока должно было происходить с применением тормозных ракетных твердотопливных двигателей (РДТТ). Стартовать ракета должна была из шахтной пусковой установки. Тип старта - газодинамический. Время подготовки к пуску всего 5 мин., что выгодно отличало «Р- 36орб» от первой ракеты такого класса "ГР-1" , где время подготовки было существенно больше.

Первая ступень имела длину 18,9 м и диаметр 3 м. Ее сухой вес составлял 6,4 т, а в заправленном состоянии ступень весила 122,3 т. На ступени был установлен шестикамерный жидкостный ракетный двигатель РД-251 с турбонасосным агрегатом (3 блока по 2 камеры), разработанный в ОКБ-456. Двигатель обеспечивал тягу в пустоте 270,4 тс и время работы 120 с. Разработанный в ОКБ-586 рулевой двигатель РД-68М мог проработать 125 с и обеспечить тягу в пустоте 295 кН.

Вторая ступень имела длину 9,4 м и диаметр 3 м. Ее сухой вес составлял 3,7 т, а вместе с горючим 49,3 т. На ступени был установлен двухкамерный жидкостный ракетный двигатель РД-252 разработки ОКБ-456 с тягой в пустоте 120 тс и временем работы 160 с. Рулевой двигатель РД-69М с четырьмя рулевыми камерами имел тягу 54,3 кН и временем работы 163 с.

В качестве горючего двигатели обоих ступеней использовали несимметричный диметилгидразин (НДМГ), вес которого составлял 48,5 тонн, а в качестве окислителя – азотный тетраксид (АТ) весом 121,7 тонн.

Орбитальный боевой блок 8Ф021, который и отличал ракету «Р-36орб» от МБР «Р-36», состоял из корпуса, приборного отсека с системой управления, термоядерного моноблочного заряда весом 1700 кг и мощностью 5 Мт, а также тормозной двигательной установки (ТДУ), который сводил блок с околоземной орбиты и обеспечивал доставку заряда к цели. Отделение ТДУ от головной части происходило путем сбрасывания давления из топливных баков через специальные сопла.

Проведение летно-конструкторских испытаний ракеты «Р-36орб» планировалось по стандартной схеме в четыре взаимосвязанных этапа. Первый этап предусматривал отработку самой ракеты-носителя, второй – отработку выведения орбитального блока на околоземную орбиту, третий - отработку системы "частично-орбитального бомбометания" в целом, четвертый, зачетный, - сдачу системы заказчику с устранением замечаний, выявленных на предыдущих этапах.

Первый этап начался 16 декабря 1965 года пуском с наземной пусковой установки, расположенной на площадке № 67 полигона Тюра-Там (для простоты повествования и дабы избежать путаницы, я буду именовать полигон Тюра-Там более привычным названием - космодром Байконур), ракеты «Р- 36орб». Вместо орбитального блока на носителе был установлен его габаритно- весовой макет. Выведение на околоземную орбиту не планировалось, а пуск производился исключительно для проверки бортовых систем носителя и наземного оборудования. В целом, несмотря на отдельные мелкие недостатки, все прошло успешно.

В следующем году первый этап ЛКИ был продолжен. 5 февраля, 16 марта и 19 мая 1966 года были проведены еще три пуска, причем во время третьего ракета впервые стартовала из шахтной пусковой установки на площадке № 69. Как и в первом испытательном полете, ракета вместо орбитального блока несла его габаритно-весовой макет, а сами испытания проводились в целях доводки систем и агрегатов носителя. Пуски были признаны успешными.

Так как, к сожалению, нет возможности ознакомиться с технической документацией об этих пусках, приходится полагаться только на имеющиеся публикации о них, основанные либо на воспоминаниях очевидцев, либо на данных западных разведок, которые приводятся в многочисленных зарубежных источниках. Эти данные не позволяют однозначно утверждать, что в 1966 году были осуществлены только три испытательных полета ракеты «Р-36орб» в рамках первого этапа испытаний. В некоторых источниках сообщается, что в 1966 году в рамках ЛКИ были проведены четыре пуска. Возникшая неточность может иметь два возможных объяснения. Либо, говоря о четырех пусках, источники учитывают и пуск 16 декабря 1965 года, ошибочно суммируя его с пусками следующего года. Либо действительно было четыре пуска, но автор не располагает никакими сведениями о четвертом.

Второй этап ЛКИ был начат осенью 1966 года и включил в себя два пуска ракеты «Р-36орб». Так как оба пуска имеют интерес с точки зрения истории космонавтики, остановлюсь на них более подробно.

17 сентября 1966 года из шахтной пусковой установки на 69-й площадке космодрома Байконур (чтобы не повторять каждый раз, все последующие пуски происходили из шахтных пусковых установок на этой площадке космодрома) была запущена ракета «Р-36орб». Через девять минут головной блок ракеты вышел на околоземную орбиту. Официально о запуске, как и о любом другом запуске боевой ракеты (за редким исключением), сообщено не было. Однако западные средства наблюдения зафиксировали появление на околоземной орбите, сначала одного объекта, который был зарегистрирован в каталоге Космического командования США под номером 02437 (в реестре COSPAR запуск получил обозначение 1966-088), а через некоторое время еще 52 небольших объектов, идентифицированных как возникшие в результате этого запуска. В советских публикациях долгое время этот пуск долго фигурировал под названием - «Нет данных». Я помню, что журнал «Авиация и космонавтика» в конце 60-х годов пытался приписать все подобные пуски (в советских изданиях упоминались восемь таких запусков) либо Франции, либо Китаю. Истина всплыла в конце 80-х. В таблице 2 для справки я привожу данные об этих пусках, хотя к программе создания системы «частично-орбитальной бомбардировки» отношение имеют только два.

Но вернемся к испытаниям 17 сентября 1966 года. До сих пор нет ясности в отношении результатов этого испытательного пуска. Известно только, что объект взорвался на орбите. Но было ли это сделано умышленно или взрыв произошел произвольно, неизвестно. В пользу успешности свидетельствует тот факт, что данный пуск был первым пуском ракеты Р-36 с выводом головной части на околоземную орбиту. С другой стороны, факт взрыва на орбите, отсутствие официального сообщения, а также отличные от дальнейших пусков элементы орбиты, могут свидетельствовать в пользу отрицательного результата. Логичнее всего предположить, что, при попытке сведения орбитального блока с орбиты, не сработала ТДУ и в действие была приведена система аварийного уничтожения, в те годы устанавливавшаяся практически на всех советских космических аппаратах. Однако вполне логична и версия, что к моменту этого пуска ТДУ просто не была еще готова, и на этом этапе испытывался только сам орбитальный блок, не оборудованный ТДУ. Мне долгое время казалось, что верна версия аварийного пуска, но после долгих размышлений я стал склоняться к версии отсутствия ТДУ на орбитальном блоке. Исходя из этого, я отношу два пуска 1966 года ко второму этапу ЛКИ, и не объединяю их ни с более ранними, ни с более поздними пусками ракет "Р-36орб".

Аналогичный запуск, о котором также официально сообщено не было, но COSPAR и ему присвоил свой номер 1966-101, состоялся 2 ноября 1966 года. Единственным его отличием от предыдущего было число обломков на орбите. В этот раз их было несколько меньше - 40.

О дальнейших пусках в рамках создания системы частично-орбитального бомбометания официально сообщалось, как об очередных запусках спутников серии «Космос», естественно без расшифровки истинного их назначения.

В 1967 году третий этап ЛКИ носил достаточно интенсивный характер. Было осуществлено 9 пусков с выводом орбитального блока на околоземную орбиту. По другим данным пусков было 10. Не совсем ясна ситуация с запуском «Р-36орб» 22 марта 1967 года. Официально о нем сообщено не было, Космическое командование США появление объектов на орбите не зафиксировало, но и не сообщало об аварийном запуске ракеты. Опять приходится гадать и высказывать свои версии. Вполне вероятно, что программа полета была выполнена не полностью. Орбитальная ступень по тем или иным причинам на орбиту не вышла, а совершила полет по суборбитальной траектории. Этим и объясняется, что американские средства наблюдения не смогли зафиксировать на орбите никаких объектов. Но, с другой стороны, так как все космические объекты, возникавшие при реализации данной программы, были короткоживущими, то вполне возможно, что американцы просто «проспали» запуск, а в Советском Союзе «забыли» объявить о запуске очередного «Космоса» (кстати, все сообщения о запуске очередных спутников при реализации программы испытаний системы «частично-орбитальной бомбардировки» появлялись только после того, как их регистрировало Космическое командование США). То есть действовали по принципу, раз увидели, значит, было, а не увидели, значит, не было. В целом пуски прошли успешно, но нарекания вызвала система наведения на цель, которая не позволяла добиться требуемой точности, а также ряд других замечаний, высказанных военными.

Американская сторона впервые сообщила о том, что Советский Союз проводит испытания системы «частично-орбитальной бомбардировки» только 3 ноября 1967 года. К тому времени основные испытания был уже завершен, и разработчики устраняли замечания, сделанные заказчиком в ходе испытательных пусков.

В 1968 году было осуществлено два (по другим данным четыре) пуска ракет №Р-36орб". Если в отношении запусков 25 апреля и 2 октября картина довольно ясна, то пуски 21 и 28 мая ясной картины не дают. Во время майских пусков не фиксировалось появление на околоземной орбите каких-либо объектов. Вероятнее всего они классифицированы как пуски «Р-36орб» ошибочно, так как одновременно проходили летно-конструкторские испытания МБР «Р-36», которая по своим тактико-техническим параметрам была очень близка к «Р-36орб». Однако допускаю, что это могли быть и пуски «Р-36орб», но при этом удалось скрыть факт выхода орбитальной ступени на околоземную орбиту (в конце концов, не так уж всесильна техническая разведка США, как это сейчас пытаются представить). Вполне возможно, что при этих пусках испытывался только сам носитель и его надежность, но не система «частично-орбитальной бомбардировки» в целом.

Как бы то ни было, 19 ноября 1968 года система "частично-орбитальной бомбардировки" в составе ракеты-носителя "Р-36орб" и орбитального блока 8Ф021 была принята на вооружение. Первый ракетный полк с МБР «Р-36орб» заступил на боевое дежурство 25 августа 1969 года на космодроме Байконур (командир полка - А.В.Милеев).

В состав полка входили 18 шахтные пусковые установки, объединенные в три боевых стартовых комплекса (по 6 ШПУ в каждом БСК). Каждая шахта имела диаметр ствола 8,3 м и высоту 41,5 м. Расстояние между шахтными пусковыми установками составляло 6 –10 км.

Полк остался единственным в составе Ракетных войск стратегического назначения, вооруженный этими ракетами.

В последующие годы запуски осуществлялись с частотой один - два раза в год и их задачей было поддержание боеготовности системы. В 1971 году был осуществлен последний запуск по частично-орбитальной траектории. Дальнейшие запуски не проводились. Объяснением этому могут служить несколько причин. Во-первых, система не была настолько эффективной, как хотелось бы. Во- вторых, она была довольно уязвимой в связи с шахтным базированием ракет. В- третьих, в США была создана и введена в эксплуатацию достаточно эффективная система раннего обнаружения и предупреждения, которая была способна зафиксировать ракету в момент ее запуска, а не на траектории подлета. В-четвертых, началась разрядка международной напряженности и советско-американские переговоры о сокращении стратегических вооружений.

В США система, аналогичная системе частично- орбитального бомбометания, не создавалась, хотя в начале 60-х годов американские военные достаточно серьезно изучали данный вопрос. Идея не получила поддержки из- за высокой стоимости развертывания полномасштабной системы.

И несколько слов в завершение.

18 июля 1979 года в Вене (Австрия) Генеральный секретарь ЦК КПСС, Председатель Президиума Верховного Совета СССР Леонид Ильич БРЕЖНЕВ и президент США Джимми КАРТЕР подписали «Договор между Союзом Советских Социалистических Республик и Соединенными Штатами Америки об ограничении стратегических наступательных вооружений» (Договор ОСВ-2).

Одно из положений Договора запрещало сторонам иметь системы вооружений подобные FOBS. Из 18 развернутых к тому времени шахтных пусковых установок, 12 подлежали ликвидации, а 6 оставшихся должны были быть переоборудованы для испытаний модернизируемых межконтинентальных баллистических ракет.

К январю 1983 года работы по ликвидации ракет «Р-36орб» были завершены, и система была снята с вооружения.

Если оценивать систему частично- орбитального бомбометания с позиций сегодняшнего дня, то нельзя говорить о ее эффективности как системы вооружения. Ее создание и развертывание было обусловлено, в первую очередь, политическими причинами. В пользу этого говорит и факт развертывания небольшого количества ракет «Р-36орб», в противовес массовому развертыванию ракет «Р-36». Также политическими причинами была обусловлена и ликвидация системы как вида вооружений. Наибольший интерес она представляет с исторической точки зрения.

February 25th, 2014

Вот такая новость сегодня прошла в СМИ: Разработка в России новой тяжелой жидкостной межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) будет сдерживать планы США по развертыванию глобальной системы ПРО, заявил во вторник на пресс-конференции в центральном офисе «Интерфакса» бывший начальник 4-го ЦНИИ Минобороны РФ генерал-майор Владимир Василенко.

«Военная целесообразность создания тяжелой жидкостной МБР обусловлена необходимостью противодействия развертыванию глобальной ПРО, другими словами — сдерживания от развертывания ПРО. Почему? Именно тяжелая МБР шахтного базирования дает возможность доставлять боевые блоки к целям не только по энергетически оптимальным траекториям с жесткими азимутами подлета боевых блоков к цели, следовательно, с прогнозируемыми азимутами подлета, но и доставлять боевые блоки и наносить удары с различных направлений, включая доставку блоков через Южный полюс», — сказал он.

По оценке эксперта, «такое свойство тяжелой МБР: многонаправленность азимутов подлета к цели вынуждает противостоящую сторону обеспечивать круговую ПРО». «А она намного сложнее в организации, особенно по финансам, чем секторная ПРО. Это — очень сильный фактор», — отмечает Василенко.

«Кроме того, огромный запас полезной боевой нагрузки на тяжелой МБР позволяет оснащать ее различными средствами преодоления ПРО, которые в конечном счете перенасыщают любую ПРО: как ее информационные средства, так и ударные», — отметил Василенко.

По его словам, «есть еще один аспект военной целесообразности создания именно тяжелой стационарной МБР — это необходимость решения новых, не очень традиционных для РВСН задач». «Имеется в виду противодействие объявленной в США концепции глобального мгновенного удара обычными средствами», — пояснил эксперт.

«Именно тяжелая МБР при оснащении ее высокоточными боевыми блоками в обычном снаряжении будет вполне адекватным сдерживающим ответом на реализацию подобной программы», — уверен он.

А ведь все это уже было в СССР. В 1962 году в СССР была начата разработка трех проектов так называемых глобальных или орбитальных ракет — Р-36-О в ОКБ-586 Михаила Янгеля, ГР-1 в ОКБ-1 Сергея Королева и УР-200А в ОКБ-52 Владимира Челомея. На вооружение была принята только Р-36-О (в печати приводится также вариант названия Р-36 орб). Давайте вспомним про эту ракету подробнее …

Одной из программ, которую разрабатывали исключительно для военного использования, являлась система «частично-орбитальной бомбардировки» или более известная по ее английской аббревиатуре «FOBS» . Ее создание можно рассматривать как логичное продолжение работ, начатых в свое время в конструкторском бюро Сергея Павловича КОРОЛЕВА и предусматривавших разработку глобальной ракеты «ГР- 1″, способной поразить цели на территории противника с любого направления. Королевская ракета хотя и была создана, но на вооружение не принималась. Одной из причин такого решения стала разработка в конструкторском бюро Михаила Кузьмича ЯНГЕЛЯ более мощной ракеты «Р-36орб», способной эффективнее решать задачу доставку ядерного боезаряда к цели.

Разработка «Р-36орб» (индекс изделия — 8К69; в различных источниках встречаются и другие обозначения ракеты: ОР-36 или Р-36-0; код NATO — SS-9 Mod 3 «Scarp»; в США имела также обозначение F-1-r) на базе межконтинентальной баллистической ракеты «Р-36» была задана Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 16 апреля 1962 года. Создание ракеты и орбитального блока для нее было поручено ОКБ-586 (ныне КБ «Южное»; Главный конструктор Михаил Кузьмич ЯНГЕЛЬ), ракетных двигателей — ОКБ-456 (ныне НПО «Энергомаш»; Главный конструктор Валентин Петрович ГЛУШКО), система управления — НИИ-692 (ныне КБ «Хартрон»; Главный конструктор Владимир Григорьевич СЕРГЕЕВ), командные приборы — НИИ-944 (ныне НИИ КП; Главный конструктор Виктор Иванович КУЗНЕЦОВ). Боевой стартовый комплекс для ракет «Р-36орб» разрабатывался в КБСМ под руководством Главного конструктора Евгения Георгиевича РУДЯКА.

Создаваемая ракета имела две ступени. Ее полная длина составляла 32,6 — 34,5 м, максимальный диаметр корпуса 3,05 м. На старте ракета весила 180 т. Дальность стрельбы составляла 40000 км, а круговое вероятностное отклонение -1100 м. Высота орбиты блока оценивалась в 150 -180 км. Насколько реальные параметры орбит орбитальных блоков соответствовали расчетным можно увидеть в таблице 1, где приведены основные данные о состоявшихся пусках. Система управления предполагалась инерциальная с гиростабилизированной платформой, система прицеливания — с помощью наземных приборов. Разделение ступеней и отделение орбитального блока должно было происходить с применением тормозных ракетных твердотопливных двигателей (РДТТ). Стартовать ракета должна была из шахтной пусковой установки. Тип старта — газодинамический. Время подготовки к пуску всего 5 мин., что выгодно отличало «Р- 36орб» от первой ракеты такого класса «ГР-1″, где время подготовки было существенно больше.

Проведение летно-конструкторских испытаний ракеты «Р-36орб» планировалось по стандартной схеме в четыре взаимосвязанных этапа. Первый этап предусматривал отработку самой ракеты-носителя, второй – отработку выведения орбитального блока на околоземную орбиту, третий — отработку системы «частично-орбитального бомбометания» в целом, четвертый, зачетный, — сдачу системы заказчику с устранением замечаний, выявленных на предыдущих этапах.

Энергетические возможности ракеты Р-36 позволяли выводить ядерную боеголовку в космос на низкую орбиту. Масса ГЧ и мощность боезаряда снижались, но достигалось важнейшее качество — неуязвимость для систем ПРО. Ракета могла нанести удар по территории США не с северного направления, где сооружалась система противоракетной обороны со станциями предупреждения о ракетном нападении, а с южного направления, где уСоединённых Штатов системы ПРО не было.

Эскизный проект двухступенчатой орбитальной ракеты разработан в декабре 1962 года. В орбитальном варианте (ракета 8К69) в состав орбитальной головной части (ОГЧ) ракеты кроме боевой части входит отсек управления. Здесь размещены двигательная установка и приборы СУ для ориентации и стабилизации головной части (ГЧ). Тормозной двигатель ОГЧ — однокамерный.Его турбонасосный агрегат (ТНА) запускается от порохового стартера. Двигатель работает на тех же компонентах топлива, что и двигатели ракеты… Стабилизацию ОГЧ по тангажу и рысканью на участке активного торможения при спуске с орбиты выполняют четыре неподвижных сопла, работающие на выхлопных газах турбины.

Подача газа в сопла регулируется дроссельными устройствами. Стабилизацию по крену осуществляют четыре тангенциально расположенных сопла. Система ориентации, управления и стабилизации (СУОС) ОГЧ — автономная, инерциальная. Она дополнена радиовысотомером, который контролирует высоту орбиты дважды — в начале орбитального участка и перед подачей тормозного импульса.

Тормозной двигатель установлен в центральной части отсека управления внутри тороидального топливного модуля. Принятая форма топливных емкостей позволила сделать компоновку отсека оптимальной и снизить массу его конструкции. Внутри топливных емкостей для надежности запуска и работы двигателя в состоянии невесомости установлены разделительные сетки и перегородки, обеспечивающие надежную бескавитационную работу насосов двигателя. Тормозная двигательная установка создает импульс, переводя ОГЧ с орбитальной траектории на баллистическую. ОГЧ при боевом дежурствехранится,как и ракета.в заправленном состоянии. Первая ступень ракеты оснащена маршевым двигателем РД-261, состоящим из трех двухкамерных модулей РД-260. Вторая ступень оснащена двухкамерным маршевым двигателем РД-262. Двигатели разработаны в КБ Энергомаш под руководством Валентина Глушко. Компоненты топлива — НДМГ и азотный тетраоксид (AT).
Агрегаты стартового оборудования наземного комплекса для проведения испытаний ракеты на полигоне Байконур разработаны в КБТМ.

Первоначально ампулизация Р-36-О, как и ракеты Р-36, не была предусмотрена. Работы по ампулизации начаты после выхода приказа ГКОТ от 12 января 1965 года. В конце 1964 года на Байконуре началась подготовка к проведению испытаний.
Первый этап начался 16 декабря 1965 года пуском с наземной пусковой установки, расположенной на площадке № 67 полигона Тюра-Там (для простоты повествования и дабы избежать путаницы, я буду именовать полигон Тюра-Там более привычным названием — космодром Байконур), ракеты «Р- 36орб». Вместо орбитального блока на носителе был установлен его габаритно- весовой макет. Выведение на околоземную орбиту не планировалось, а пуск производился исключительно для проверки бортовых систем носителя и наземного оборудования. В целом, несмотря на отдельные мелкие недостатки, все прошло успешно.

Вспоминает полковник в отставке Георгий Смысловских:
«Испытания ракеты Р-36-О начались в конце 1965 года. Председателем государственной комиссии по испытаниям ракеты был назначен заместитель начальника Военной академии имени Ф.Э.Дзержинского генерал-лейтенант Федор Петрович Тонких. Первый пуск ракеты Р-36-О 16 декабря 1965 года был аварийным. Во вре мя окончания заправки 2-й ступени горючим, в ресиверной, из которой шел наддув емкостей горючего азотом, началась утечка азота. Учитывая, что запас азота был на две заправки, мы могли бы закончить заправку при травлении азота, но руководитель испытаний направил в ресиверную специалистов управления, при работе которых по поиску травления азота прошла ложная команда на отстрел на-полнителей 2-й ступени. Наполнители отстыковались, горючее с высоты хлынуло на бетон, от удара воспламенилось, и начался пожар».

17 сентября 1966 года из шахтной пусковой установки на 69-й площадке космодрома Байконур (чтобы не повторять каждый раз, все последующие пуски происходили из шахтных пусковых установок на этой площадке космодрома) была запущена ракета «Р-36орб». Через девять минут головной блок ракеты вышел на околоземную орбиту. Официально о запуске, как и о любом другом запуске боевой ракеты (за редким исключением), сообщено не было. Однако западные средства наблюдения зафиксировали появление на околоземной орбите, сначала одного объекта, который был зарегистрирован в каталоге Космического командования США под номером 02437 (в реестре COSPAR запуск получил обозначение 1966-088), а через некоторое время еще 52 небольших объектов, идентифицированных как возникшие в результате этого запуска. В советских публикациях долгое время этот пуск долго фигурировал под названием — «Нет данных». Я помню, что журнал «Авиация и космонавтика» в конце 60-х годов пытался приписать все подобные пуски (в советских изданиях упоминались восемь таких запусков) либо Франции, либо Китаю. Истина всплыла в конце 80-х. В таблице 2 для справки я привожу данные об этих пусках, хотя к программе создания системы «частично-орбитальной бомбардировки» отношение имеют только два.

В 1968 году было осуществлено два (по другим данным четыре) пуска ракет №Р-36орб». Если в отношении запусков 25 апреля и 2 октября картина довольно ясна, то пуски 21 и 28 мая ясной картины не дают. Во время майских пусков не фиксировалось появление на околоземной орбите каких-либо объектов. Вероятнее всего они классифицированы как пуски «Р-36орб» ошибочно, так как одновременно проходили летно-конструкторские испытания МБР «Р-36», которая по своим тактико-техническим параметрам была очень близка к «Р-36орб». Однако допускаю, что это могли быть и пуски «Р-36орб», но при этом удалось скрыть факт выхода орбитальной ступени на околоземную орбиту (в конце концов, не так уж всесильна техническая разведка США, как это сейчас пытаются представить). Вполне возможно, что при этих пусках испытывался только сам носитель и его надежность, но не система «частично-орбитальной бомбардировки» в целом.

Как бы то ни было, 19 ноября 1968 года система «частично-орбитальной бомбардировки» в составе ракеты-носителя «Р-36орб» и орбитального блока 8Ф021 была принята на вооружение. Первый ракетный полк с МБР «Р-36орб» заступил на боевое дежурство 25 августа 1969 года на космодроме Байконур (командир полка — А.В.Милеев).

Полк остался единственным в составе Ракетных войск стратегического назначения, вооруженный этими ракетами.

В последующие годы запуски осуществлялись с частотой один — два раза в год и их задачей было поддержание боеготовности системы. В 1971 году был осуществлен последний запуск по частично-орбитальной траектории. Дальнейшие запуски не проводились. Объяснением этому могут служить несколько причин. Во-первых, система не была настолько эффективной, как хотелось бы. Во- вторых, она была довольно уязвимой в связи с шахтным базированием ракет. В- третьих, в США была создана и введена в эксплуатацию достаточно эффективная система раннего обнаружения и предупреждения, которая была способна зафиксировать ракету в момент ее запуска, а не на траектории подлета. В-четвертых, началась разрядка международной напряженности и советско-американские переговоры о сокращении стратегических вооружений.

ШПУ Р-36орб, Байконур

К июлю 1979 года на базе управления бригады, а также управлений отдельных инженерно-испытательных частей, осуществлявших пуски ракет Р-36 и Р-16, на Байконуре было сформировано управление отдельных инженерно-испытательных частей (ОИИЧ). В 1982 году полигон Байконур передан Главному управлению космических средств Министерства обороны (ГУ-КОС). В январе 1983 года в соответствии с договором ОСВ-2 ракетный комплекс Р-36-О был снят с боевого дежурства. К 1 ноября 1983 года управление ОИИЧ на Байконуре расформировано.

В США система, аналогичная системе частично- орбитального бомбометания, не создавалась, хотя в начале 60-х годов американские военные достаточно серьезно изучали данный вопрос. Идея не получила поддержки из-за высокой стоимости развертывания полномасштабной системы

источники

http://www.astrolab.ru/cgi-bin/manager.cgi?id=23&num=160&x=11&y=5

http://www.cosmoworld.ru/spaceencyclopedia/publications/index.shtml?zhelez_50.html

http://www.kapyar.ru/index.php?pg=227

http://www.interfax.ru/news/360912

Посмотрите, какая информация еще есть о ракетном оружии: вот например , а вот . И еще интересное: , вспомните так же о том, что существовала или существует . Оригинал статьи находится на сайте ИнфоГлаз.рф Ссылка на статью, с которой сделана эта копия -

Ракетный комплекс – стационарный, с защищенными от наземного ядерного взрыва шахтными пусковыми установками (ШПУ) и КП. Способ старта – газодинамический из ШПУ.

Ракета – межконтинентальная, орбитальная, жидкостная, двухступенчатая, ампулизированная. Первая ступень ракеты оснащена маршевым двигателем РД-261, состоящим из трех двухкамерных модулей РД-260. Вторая ступень оснащена двухкамерным маршевым двигателем Р-262. Двигатели разработаны в КБ Энергомаш под руководством В.П. Глушко. Компоненты топлива – НДМГ и азотный тетраоксид (АТ).

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.

Тактико-технические характеристики

Максимальная дальность стрельбы в пределах витка вокруг Земли, км	неограниченная
Высота орбиты блока, км	150-180
Точность стрельбы (КВО), м	1100
Обобщенный показатель надежности	0,95
Мощность заряда, Мт	5
Масса боевого оснащения, кгс:
– ББ	1410
– средств преодоления ПРО	238
Масса заправленной орбитальной головной части, кгс	3648
Стартовая масса ракеты, тс	181,297
Масса окислителя, т	121,7
Масса горючего, т	48,5
Масса заправленных компонентов топлива (АТ+НДМГ), тс:
– 1-й и 2-й ступеней	167,4
– ОГЧ	2
Полная длина ракеты, м:	32,65-34,5
– 1-й ступени	18,9
– 2-й ступени	9,4
– отсека управления ОГЧ	1,79
– ОГЧ	2,14
Диаметр корпуса ракеты, м	3,0
Максимальный диаметр ГЧ, м	1,42
Время пуска из полной боевой готовности, мин	4
Гарантийный срок нахождения на боевом дежурстве при регламенте 1 раз в 2 года, лет	7

Для разрабатываемой ракеты Р-36орб была создана специальная орбитальная ступень – орбитальная головная часть, которая состояла из корпуса, приборного отсека с системой управления, тормозной двигательной установки и боевого блока с термоядерным зарядом. Отделение тормозной двигательной установки от головной части обеспечивалось сбрасыванием давления из топливных баков через специальные сопла.

«В орбитальном варианте (ракета 8К69) в состав орбитальной головной части (ОГЧ) ракеты кроме боевой части входит отсек управления. Здесь размещены двигательная установка и приборы СУ для ориентации и стабилизации головной части (ГЧ). Тормозной двигатель ОГЧ – однокамерный.

Его турбонасосный агрегат (ТНА) запускался от порохового стартера. Двигатель работал на тех же компонентах топлива, что и двигатели ракеты... Стабилизацию ОГЧ по тангажу и рысканью на участке активного торможения при спуске с орбиты выполняют четыре неподвижных сопла, работающие на выхлопных газах турбины. Подача газа в сопла регулируется дроссельными устройствами. Стабилизацию по крену осуществляют четыре тангенциально расположенных сопла. Система ориентации, управления и стабилизации (СУОС) ОГЧ – автономная, инерциальная. Она дополнена радиовысотомером, который контролирует высоту орбиты дважды – в начале орбитального участка и перед подачей тормозного импульса.

В процессе полета орбитальной ракеты осуществлялись:

1. Разворот ракеты в полете до заданного азимута стрельбы (в диапазоне углов +180°).

2. Разделение 1-й и 2-й ступеней.

3. Выключение двигателей 2-й ступени и отделение управляемой ОГЧ.

4. Продолжение автономного полета ОГЧ по орбите искусственного спутника Земли, управление ОГЧ с помощью системы успокоения, ориентации и стабилизации.

5. После отделения ОГЧ коррекция ее углового положения таким образом, чтобы к моменту первого включения радиовысотомера РВ-21 ось антенны была направлена к геоиду.

6. После проведения коррекции ОГЧ движение по орбите с углами атаки 0 градусов.

7. В расчетный момент времени первое измерение высоты полета.

8. Перед вторым измерением тормозная коррекция высоты полета.

9. Второе измерение высоты полета.

10. Ускоренный разворот ОГЧ в положение спуска с орбиты.

11. Перед спуском с орбиты выдержка в течение 180 с для отработки угловых возмущений и успокоения ОГЧ.

12. Запуск тормозной двигательной установки и отделение приборного отсека.

13. Выключение тормозной ДУ и отделение (через 2-3 с) отсека ТДУ от ББ.

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 2-й 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 имеет следующие особенности:

использование в качестве 1-й и 2-й 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 1-й и 2-й 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;

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 1-й и 2-й ступеней с баками выполнены сварными;

заправочно-сливные клапаны установлены на корпусах хвостовых отсеков 1-й и 2-й ступеней;

аннулирован клапан слива горючего 2-й 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 прочноплотные биметаллические переходники, изготовленные штамповкой из биметаллического листа.

Условия боевого дежурства ракеты – ракета находится в боевой готовности в ШПУ в заправленном состоянии. 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.

«Орбитальные ракеты по сравнению с баллистическими обеспечивают следующие преимущества:

неограниченную дальность полета, позволяющую поражать цели, недосягаемые для баллистических межконтинентальных ракет;

возможность поражения одной и той же цели с двух взаимно противоположных направлений;

меньшее время полета орбитальной головной части по сравнению со временем полета 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.

Основное преимущество орбитальной ракеты Р-36 Орб заключалось в ее способности эффективно преодолевать противоракетную оборону противника».

Энергетические возможности ракеты Р-36 позволяли выводить ядерную боеголовку в космос на низкую орбиту. Масса ГЧ и мощность боезаряда снижались, но достигалось важнейшее качество – неуязвимость для систем ПРО. Ракета могла нанести удар по территории США не с северного направления, где сооружалась система противоракетной обороны со станциями предупреждения о ракетном нападении, а с южного направления, где у Соединенных Штатов системы ПРО не было.

Орбитальные ракеты 8К69 были сняты с боевого дежурства в январе 1983 г. 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».

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

Из истории создания ракетного комплекса

В 1962 году в СССР после выхода постановления правительства «О создании образцов межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и носителей тяжелых космических объектов» была начата разработка трех проектов так называемых глобальных или орбитальных ракет – Р-36-О в ОКБ-586 М.К. Янгеля, ГР-1 в ОКБ-1 С.П. Королева и УР-200А в ОКБ-52 В.Н. Челомея. На вооружение была принята только Р-36-О (в печати приводится также вариант названия Р-36 орб).

Создание ракеты Р-36-О и орбитального блока было поручено ОКБ-586 М.К. Янгеля (КБ «Южное»), ракетных двигателей – ОКБ-456 В.П. Глушко (НПО «Энергомаш»), система управления – НИИ-692 В.Г. Сергеева (КБ «Хартрон»), командные приборы – НИИ-944 В.И. Кузнецова (НИИ-КП). Боевой стартовый комплекс разрабатывался в КБСМ под руководством Главного конструктора Е.Г. Рудяка.

Агрегаты стартового оборудования наземного комплекса для проведения испытаний ракеты на полигоне Байконур разработаны в КБТМ.

«С созданием комплекса (стартового комплекса) 8П867 работы на площадке № 67 Байконура не завершились. Когда подоспела очередная ракета 8К69 ОКБ Янгеля, для обеспечения ее летной отработки была реконструирована вторая стартовая площадка этого комплекса. Новый стартовый комплекс получил индекс 8П869. Схожесть параметров и технологии подготовки ракет 8К69 и 8К67 потребовали создания относительно небольшого количества новых стартовых агрегатов, семь из которых были разработаны ГСКБ (КБТМ) и семь – смежными предприятиями. В основном наземное оборудование было доработано и унифицировано для обеих ракет. Новый комплекс прошел испытания, был принят в эксплуатацию и в период 1965-1966 гг. обеспечил подготовку и пуск 4-х ракет 8К69».

В конце 1964 года на Байконуре началась подготовка к проведению испытаний. После проведения огневых стендовых испытаний и самолетных испытаний ТДУ ОГЧ в условиях невесомости 16 декабря 1965 г. начались ЛКИ ракеты 8К69. Первый пуск Р-36-О произведен 16 декабря 1965 года. 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 № 17 было осуществлено спасение головной части 8Ф673 с помощью парашютной системы. Испытания ракеты начались 16 декабря 1965 года с наземной пусковой установки на полигоне НИИП-5 под Тюра-Тамом. В 1966 году было выполнено четыре успешных пуска ракет Р-36-О (Р-36орб) с наземной ПУ, в дальнейшем пуски проводились из ШПУ типа ОС, расположенных на площадках 160-162 НИИП-5. В 1967 году провели 10 пусков ракеты Р-36орб. По программе летных испытаний были запущены орбитальные головные части – искусственные спутники Земли (ИСЗ), которым были присвоены официальные наименования для регистрации международными организациями: «Космос-139», «Космос-160», «Космос-169», «Космос-170», «Космос-171», «Космос-178», «Космос-179», «Космос-183», «Космос-187», «Кос-мос-218», «Космос-244», «Космос-298», «Космос-316», «Космос-651», «Космос-654» и ряд других аппаратов, при этом орбитальная часть выводилась на круговую или слабо эллиптическую орбиту вокруг Земли с наклонением около 50 градусов. Летные испытания были завершены 20 мая 1968 г.

Вспоминает полковник в отставке Георгий Смысловских:

«Испытания ракеты Р-36-О начались в конце 1965 года. Председателем государственной комиссии по испытаниям ракеты был назначен заместитель начальника Военной академии имени Ф.Э. Дзержинского генерал-лейтенант Федор Петрович Тонких. Первый пуск ракеты Р-36-О 16 декабря 1965 года был аварийным. Во время окончания заправки 2-й ступени горючим, в ресиверной, из которой шел наддув емкостей горючего азотом, началась утечка азота. Учитывая, что запас азота был на две заправки, мы могли бы закончить заправку при травлении азота, но руководитель испытаний направил в ресиверную специалистов управления, при работе которых по поиску травления азота прошла ложная команда на отстрел наполнителей 2-й ступени. Наполнители отстыковались, горючее с высоты хлынуло на бетон, от удара воспламенилось, и начался пожар».

В 1966 году было проведено четыре успешных испытательных пуска.

«Следует отметить тот факт, что в декабре 1965 г. (дата нуждается в уточнении) был произведен пуск глобальной ракеты 8К69. Ракета стартовала с НИИ-5 МО, вывела на круговую орбиту высотой 150 км и наклонением 65° орбитальную головную часть, которая, совершив один виток вокруг Земли, попала в заданный район с отклонениями от расчетной точки падения по дальности и направлению, соответствующими заданным по тактико-техническим требованиям Министерства обороны (ТТТ МО)».

Постановлением правительства 19 ноября 1968 года орбитальная ракета Р-36-О принята на вооружение. Комплексы в ШПУ ОС поставлены на боевое дежурство на полигоне Байконур 25 августа 1969 года. Серийное производство развернуто на Южном машиностроительном заводе в Днепропетровске.

18 пусковых установок орбитальных ракет Р-36-О с ядерными боеголовками были развернуты к 1972 году в единственном позиционном районе – на полигоне Байконур.

Американская сторона впервые объявила о том, что в СССР проводятся испытания системы «частично-орбитальной бомбардировки» (FOBS) только 3 ноября 1967 года.

Первый ракетный полк с МБР Р-36орб заступил на боевое дежурство 25 августа 1969 года на НИИИП-5.

К июлю 1979 года на Байконуре было сформировано управление отдельных инженерно-испытательных частей (ОИИЧ).

Последний пуск Р-36орб по частично-орбитальной траектории состоялся в августе 1971 года.

В 1982 году полигон Байконур передан Главному управлению космических средств Министерства обороны (ГУКОС). В январе 1983 года в соответствии с договором ОСВ-2 ракетный комплекс Р-36орб, был снят с боевого дежурства. К 1 ноября 1983 года управление ОИИЧ на Байконуре расформировано. 12 ШПУ из 18 были ликвидированы, а 6 ШПУ могли быть использованы для испытаний усовершенствованных тяжелых МБР.