Mísseis balísticos russos atacam os EUA através do Pólo Sul. Foguete espacial: tipos, características técnicas. Primeiros foguetes espaciais e astronautas Mísseis balísticos orbitais

O desenvolvimento do sistema de mísseis estratégicos R-36 com o míssil orbital 8K69 baseado no míssil balístico intercontinental 8K67 foi definido pelo Decreto do Comitê Central do PCUS e do Conselho de Ministros da URSS de 16 de abril de 1962. A criação do foguete e do bloco orbital foi confiada a OKB-586 (agora Yuzhnoye Design Bureau; Designer Chefe M.K. Yangel), motores de foguete - OKB-456 (agora NPO Energomash; Designer Chefe V.P. Glushko), sistema de controle - NII-692 (agora Design Bureau "Khartron"; Designer-chefe V.G. Sergeev), instrumentos de comando - NII-944 (agora NIIKP; Designer-chefe V.I. Kuznetsov). O complexo de lançamento de combate foi desenvolvido na KBSM sob a liderança do Chief Designer E.G. Rudyak.

Mísseis orbitais oferecem as seguintes vantagens sobre mísseis balísticos:

alcance de voo ilimitado, que permite atingir alvos inacessíveis a mísseis balísticos intercontinentais;

a possibilidade de atingir o mesmo alvo em duas direções opostas, o que força potencial adversário crie defesa antimísseis de pelo menos duas direções e gaste muito mais dinheiro. Por exemplo, a linha defensiva da direção norte - "Safeguard", custou aos Estados Unidos dezenas de bilhões de dólares;

tempo de voo mais curto da ogiva orbital em comparação com o tempo de voo da ogiva de mísseis balísticos (ao lançar um foguete orbital na direção mais curta);

a impossibilidade de prever a área onde a ogiva da ogiva cairá ao se mover na seção orbital;

a possibilidade de garantir uma precisão satisfatória de acertar o alvo em distâncias de lançamento muito longas;

a capacidade de superar efetivamente a defesa antimísseis existente do inimigo.

Já em dezembro de 1962, um projeto preliminar foi concluído e, em 1963, iniciou-se o desenvolvimento da documentação técnica e a fabricação de protótipos do foguete. Os testes de voo foram concluídos em 20 de maio de 1968.

O primeiro e único regimento com mísseis orbitais 8K69 assumiu o serviço de combate em 25 de agosto de 1969. no NIIP-5. O regimento implantou 18 lançadores.

Os foguetes orbitais 8K69 foram removidos do serviço de combate em janeiro de 1983. em conexão com a conclusão do Tratado sobre a Limitação de Armas Estratégicas (SALT-2), que estipulou a proibição de tais sistemas. Mais tarde, com base no foguete 8K69, foi criada a família Cyclone de veículos de lançamento.

Código da OTAN - SS-9 Mod 3 "Scarp"; nos EUA também tinha a designação F-1-r.

Composto

Sistema de mísseis - estacionário, protegido do solo explosão nuclear lançadores de minas (silos) e KP. Launcher - tipo de mina "OS". O método de lançamento é gás-dinâmico do silo. Foguete - intercontinental, orbital, líquido, de dois estágios, ampola. O equipamento de combate do foguete é uma ogiva orbital 8F021 (ORB) com sistema de propulsão de frenagem (TDU), sistema de controle, ogiva (BB) com carga de 2,3 Mt e sistema de proteção de rádio OGCh.

Durante o vôo de um foguete orbital, o seguinte é realizado:

Reversão do foguete em voo para um determinado azimute de disparo (na faixa de ângulo de +180°).
Separação das etapas I e II.
Desligamento dos motores do segundo estágio e separação do OGCh controlado.
Continuação do vôo autônomo do MS na órbita de um satélite artificial da Terra, controle do MS com a ajuda de um sistema de calmante, orientação e estabilização.
Após a separação do RHF, correção de sua posição angular de forma que, no momento da primeira ativação do rádio-altímetro RV-21, o eixo da antena estivesse direcionado para o geóide.
Após realizar a correção do HF, movimento ao longo da órbita com ângulos de ataque de 0 graus.
No tempo calculado, a primeira medição da altitude de voo.
Antes da segunda medição, correção da altitude de frenagem.
A segunda medição da altitude de voo.
Reversão acelerada do MSG para a posição de descida da órbita.
Antes de sair de órbita, segure por 180 s para resolver os distúrbios angulares e acalmar o EHR.
Iniciando o sistema de propulsão do freio e separando o compartimento de instrumentos.
Desligar o controle do freio e a separação (após 2-3 s) do compartimento TDU do BB.

Tal padrão de vôo de um foguete orbital determina sua principal características de design. Estes incluem principalmente:

a presença de um estágio de freio projetado para garantir a descida da ogiva da órbita e equipado com sistema de propulsão próprio, estabilização automática (gyrohorizon, gyroverticant) e controle automático de alcance, emitindo um comando para desligar o TDU;
o motor de freio original 8D612 (projetado pelo Yuzhnoye Design Bureau), que funciona com os principais componentes do combustível do foguete;
controle de alcance de vôo variando o tempo de desligamento dos motores de segundo estágio e o tempo de lançamento do TDU;
instalação de um rádio altímetro no compartimento de instrumentos do foguete, que realiza uma medição dupla da altura orbital e envia informações ao dispositivo de computação para gerar uma correção para o tempo de ativação do TDU.

Juntamente com os mencionados acima, o design do foguete (veja o diagrama) possui os seguintes recursos:

o uso dos estágios correspondentes do foguete 8K67 como estágios I e II do foguete com pequenas alterações de projeto;
instalação no compartimento instrumental do foguete do sistema SUOS, que garante a orientação e estabilização da ogiva na seção orbital da trajetória;
reabastecimento e ampulização do compartimento de combustível OGCh em um ponto de reabastecimento estacionário para simplificar a instalação de lançamento.

A mudança no design dos estágios I e II do míssil balístico 8K67 quando usado como parte de um míssil orbital é reduzida principalmente ao seguinte:

em vez de um único compartimento de instrumentos, um compartimento de instrumentos com dimensões reduzidas e um adaptador são instalados no foguete orbital, no qual está localizado o equipamento do sistema de controle. Após o lançamento na órbita calculada, o compartimento do instrumento com o equipamento do sistema de controle localizado nele é separado do corpo e, junto com o RC, faz um vôo orbital até o lançamento do motor freio 8D612 do módulo de controle RC;
na cauda do segundo estágio do foguete, não são instalados contêineres com iscas e sistemas de defesa antimísseis;
a composição e o layout dos instrumentos CS foram alterados, um rádio-altímetro foi instalado adicionalmente (sistema Kashtan).

De acordo com os resultados dos testes de voo, o projeto do foguete foi finalizado:

todas as conexões das linhas de abastecimento de reabastecimento e drenagem dos motores de foguete são soldadas, com exceção de quatro conexões de plugues de membrana de ampola instalados nas linhas de reabastecimento e drenagem;
as conexões dos geradores de gás de pressurização dos tanques do oxidante dos estágios I e II com os tanques são soldadas;
válvulas de enchimento e drenagem são instaladas nos corpos dos compartimentos traseiros dos estágios I e II;
a válvula de drenagem de combustível do segundo estágio foi cancelada;
flanges para conexões destacáveis de conjuntos de membranas na entrada para o HP dos motores principais e de direção são substituídos por tubos soldados ou flanges para soldagem com tubulações;
em locais de soldagem de unidades de aço inoxidável com elementos de tanques de ligas de alumínio, são utilizados adaptadores bimetálicos fortes e estanques feitos por estampagem de uma folha bimetálica.

As condições para o dever de combate do míssil - o míssil está em alerta no silo em estado de reabastecimento. uso em combate- em quaisquer condições meteorológicas a temperaturas do ar de - 40 a + 50°С e velocidade do vento perto da superfície terrestre até 25 m/s, antes e depois da exposição nuclear de acordo com o DBK

Características táticas e técnicas

Características gerais
Alcance máximo de tiro, km	ilimitado dentro de uma revolução ao redor da Terra
Precisão de tiro, km	±5
Índice de Confiabilidade Generalizado	0.95
Tempo de inicialização da prontidão de combate total, min	4
Período de garantia por estar em serviço de combate sob os regulamentos uma vez a cada 2 anos, anos	7
Foguete 8K69
Peso de lançamento do foguete, tf	181.297
Peso da ogiva orbital reabastecida, kgf	3648
Peso do equipamento de combate, kgf: -BB - meios de superar a defesa antimísseis	1410 238
Peso dos componentes de combustível cheios (AT + UDMH), tf: - I e II passos - HCH	167.4 2
Comprimento total do foguete, m: - Fase I - II fase - compartimento de controle OGCh - HCH	32.65 18.87 10.3 1.79 2.14
Diâmetro do corpo do foguete, m	3.0
Diâmetro máximo da ogiva, m	1.42

A data Federação Russa tem a indústria espacial mais poderosa do mundo. A Rússia é líder indiscutível no campo da cosmonáutica tripulada e, além disso, tem paridade com os Estados Unidos em questões de navegação espacial. Algumas defasagens em nosso país são apenas na pesquisa de espaços interplanetários distantes, bem como no desenvolvimento de sensoriamento remoto Terra.

História

O foguete espacial foi concebido pela primeira vez pelos cientistas russos Tsiolkovsky e Meshchersky. Em 1897-1903 eles criaram a teoria de seu vôo. Muito mais tarde, cientistas estrangeiros começaram a dominar essa direção. Estes eram os alemães von Braun e Oberth, bem como o americano Goddard. Em questões de paz entre guerras jato-Propulsão, bem como a criação de motores de combustível sólido e líquido para esse fim, apenas três países do mundo estavam envolvidos. Estes foram a Rússia, os EUA e a Alemanha.

Já na década de 40 do século XX, nosso país podia se orgulhar dos sucessos alcançados na criação de motores a combustível sólido. Isso possibilitou o uso de armas formidáveis \u200b\u200bcomo Katyushas durante a Segunda Guerra Mundial. No que diz respeito à criação grandes foguetes equipado com motores líquidos, a Alemanha era a líder aqui. Foi neste país que o V-2 foi adotado. Estes são os primeiros misseis balísticos tendo curto alcance. Durante a Segunda Guerra Mundial, o V-2 foi usado para bombardear a Inglaterra.

Após a vitória da URSS sobre a Alemanha nazista, a equipe principal de Wernher von Braun, sob sua liderança direta, iniciou suas atividades nos Estados Unidos. Ao mesmo tempo, levaram consigo do país derrotado todos os desenhos e cálculos previamente desenvolvidos, com base nos quais o foguete espacial seria construído. Apenas uma pequena parte da equipe de engenheiros e cientistas alemães continuou seu trabalho na URSS até meados da década de 1950. À sua disposição estavam partes separadas de equipamentos tecnológicos e mísseis sem quaisquer cálculos e desenhos.

Posteriormente, tanto nos EUA quanto na URSS, foram reproduzidos os foguetes V-2 (no nosso caso é o R-1), o que predeterminou o desenvolvimento da ciência dos foguetes visando aumentar o alcance do vôo.

A teoria de Tsiolkovsky

Este grande cientista autodidata russo e notável inventor é considerado o pai da astronáutica. Em 1883, ele escreveu um manuscrito histórico " Espaço livre". Neste trabalho, Tsiolkovsky expressou pela primeira vez a ideia de que é possível mover-se entre os planetas, e para isso é necessário um especial que é chamado de "foguete espacial". A teoria do próprio dispositivo a jato foi fundamentada por ele em 1903. espaço ". Aqui o autor citou evidências de que um foguete espacial é o aparato com o qual você pode sair dos limites da atmosfera terrestre. Essa teoria foi verdadeira revolução no campo científico. Afinal, a humanidade há muito sonha em voar para Marte, a Lua e outros planetas. No entanto, os especialistas não conseguiram determinar como deve ser disposta uma aeronave, que se moverá em um espaço absolutamente vazio sem um suporte capaz de lhe dar aceleração. Esse problema foi resolvido por Tsiolkovsky, que propôs o uso para esse fim, só com a ajuda de tal mecanismo foi possível conquistar o espaço.

Princípio de funcionamento

Foguetes espaciais da Rússia, EUA e outros países ainda estão entrando na órbita da Terra com a ajuda de motores de foguetes, propostos na época por Tsiolkovsky. Nesses sistemas, a energia química do combustível é convertida em energia cinética, que é possuída pelo jato ejetado do bocal. Um processo especial ocorre nas câmaras de combustão desses motores. Como resultado da reação do oxidante e do combustível, o calor é liberado neles. Nesse caso, os produtos da combustão se expandem, esquentam, aceleram no bocal e são ejetados em grande velocidade. Nesse caso, o foguete se move devido à lei da conservação do momento. Ela recebe aceleração, que é direcionada na direção oposta.

Até o momento, existem projetos de motores como elevadores espaciais, etc. No entanto, na prática, eles não são usados, pois ainda estão em desenvolvimento.

Primeira espaçonave

O foguete Tsiolkovsky, proposto pelo cientista, era uma câmara de metal oblonga. Externamente, parecia um balão ou dirigível. O espaço dianteiro do foguete era destinado aos passageiros. Dispositivos de controle também foram instalados aqui, assim como absorvedores de dióxido de carbono e reservas de oxigênio foram armazenadas. A iluminação foi fornecida no compartimento de passageiros. Na segunda parte principal do foguete, Tsiolkovsky colocou substâncias combustíveis. Quando eles foram misturados, formou-se uma massa explosiva. Ela foi incendiada no local que lhe foi atribuído bem no centro do foguete e foi lançada para fora do tubo em expansão em grande velocidade na forma de gases quentes.

Por muito tempo o nome de Tsiolkovsky foi pouco conhecido não só no exterior, mas também na Rússia. Muitos o consideravam um idealista sonhador e um sonhador excêntrico. As obras deste grande cientista receberam uma avaliação verdadeira apenas com o advento do poder soviético.

Criação de um complexo de mísseis na URSS

Passos significativos na exploração do espaço interplanetário foram dados após o fim da Segunda Guerra Mundial. Foi uma época em que os Estados Unidos, sendo a única potência nuclear, começaram a exercer pressão política sobre nosso país. A tarefa inicial que foi colocada diante de nossos cientistas era construir o poder militar da Rússia. Para uma rejeição digna nas condições desencadeadas nestes anos guerra Fria era necessário criar um atômico e, a seguir, a segunda tarefa, não menos difícil, era entregar as armas criadas ao alvo. Para isso, foram necessários mísseis de combate. Para criar esta técnica, já em 1946, o governo nomeou projetistas-chefes de instrumentos giroscópicos, motores a jato, sistemas de controle, etc. Korolev.

Já em 1948, o primeiro dos mísseis balísticos desenvolvidos na URSS foi testado com sucesso. Voos semelhantes nos EUA foram realizados alguns anos depois.

Lançamento de um satélite artificial

Além de aumentar o potencial militar, o governo da URSS se propôs a desenvolver espaço sideral. O trabalho nessa direção foi realizado por muitos cientistas e designers. Mesmo antes de um míssil de alcance intercontinental decolar, ficou claro para os desenvolvedores dessa tecnologia que, ao reduzir a carga útil de uma aeronave, era possível atingir velocidades superiores à velocidade espacial. Este fato falou sobre a probabilidade de lançar um satélite artificial na órbita da Terra. Este evento marcante ocorreu em 4 de outubro de 1957. Tornou-se o início de um novo marco na exploração do espaço sideral.

O trabalho de desenvolvimento do espaço próximo à Terra sem ar exigiu enormes esforços por parte de inúmeras equipes de projetistas, cientistas e trabalhadores. Os criadores de foguetes espaciais tiveram que desenvolver um programa para lançar uma aeronave em órbita, depurar o trabalho do serviço de solo etc.

Os designers enfrentaram uma tarefa difícil. Era necessário aumentar a massa do foguete e permitir que ele atingisse o segundo, por isso em 1958-1959 uma versão de três estágios foi desenvolvida em nosso país motor a jato. Com sua invenção, tornou-se possível produzir o primeiro foguetes espaciais, em que uma pessoa poderia subir em órbita. Motores de três estágios também abriram a possibilidade de voar para a lua.

Além disso, os boosters foram cada vez mais aprimorados. Assim, em 1961, foi criado um modelo de quatro estágios de um motor a jato. Com ele, o foguete poderia atingir não apenas a Lua, mas também Marte ou Vênus.

Primeiro voo tripulado

O lançamento de um foguete espacial com um homem a bordo ocorreu pela primeira vez em 12 de abril de 1961. A espaçonave Vostok pilotada por Yuri Gagarin decolou da superfície da Terra. Este evento foi marcante para a humanidade. Em abril de 1961, a exploração espacial recebeu seu novo desenvolvimento. A transição para voos tripulados exigiu que os designers criassem tais aeronave, que poderia retornar à Terra, superando com segurança as camadas da atmosfera. Além disso, um sistema de suporte à vida humana deveria ser fornecido no foguete espacial, incluindo regeneração de ar, comida e muito mais. Todas essas tarefas foram resolvidas com sucesso.

Mais exploração espacial

Mísseis do tipo Vostok por muito tempo contribuiu para a manutenção do papel de liderança da URSS no campo da pesquisa do espaço sem ar próximo à Terra. Seu uso continua até os dias atuais. Até 1964, a aeronave Vostok superava todos os análogos existentes em termos de capacidade de carga.

Um pouco mais tarde, operadoras mais poderosas foram criadas em nosso país e nos EUA. O nome dos foguetes espaciais desse tipo, projetados em nosso país, é Proton-M. Dispositivo semelhante americano - "Delta-IV". Na Europa, foi projetado o veículo de lançamento Ariane-5, pertencente ao tipo pesado. Todas essas aeronaves permitem o lançamento de 21 a 25 toneladas de carga a uma altura de 200 km, onde está localizada a órbita terrestre baixa.

Novos desenvolvimentos

Como parte do projeto de voo tripulado à lua, foram criados veículos lançadores pertencentes à classe superpesada. Estes são foguetes espaciais dos EUA como o Saturn-5, bem como o soviético H-1. Posteriormente, foi criado na URSS o foguete superpesado Energia, que atualmente não é utilizado. O ônibus espacial tornou-se um poderoso veículo de lançamento americano. Este foguete tornou possível colocar em órbita naves espaciais pesando 100 toneladas.

Fabricantes de aeronaves

Foguetes espaciais foram projetados e construídos no OKB-1 (Special Design Bureau), TsKBEM (Central Design Bureau of Experimental Engineering), bem como na NPO (Scientific and Production Association) Energia. Foi aqui que os mísseis balísticos domésticos de todos os tipos viram a luz. Daqui saíram onze complexos estratégicos, que nosso exército adotou. Através do esforço dos funcionários dessas empresas, também foi criado o R-7 - o primeiro foguete espacial, considerado o mais confiável do mundo na atualidade. Desde meados do século passado, essas unidades produtivas iniciaram e executaram trabalhos em todas as áreas a que se relacionam.A partir de 1994, o empreendimento recebeu uma nova denominação, passando a se chamar RSC Energia OJSC.

Fabricante de foguetes espaciais hoje

RSC Energia im. SP A Rainha é uma empresa estratégica da Rússia. Desempenha um papel de liderança no desenvolvimento e produção de sistemas espaciais tripulados. Muita atenção é dada à criação de as últimas tecnologias. Sistemas espaciais automáticos especializados estão sendo desenvolvidos aqui, bem como veículos de lançamento para lançar aeronaves em órbita. Além disso, a RSC Energia está implementando ativamente tecnologias de alta tecnologia para a produção de produtos que não estão relacionados ao desenvolvimento do espaço sem ar.

Fazem parte deste empreendimento, além do head design bureau:

CJSC "Planta de engenharia experimental".

CJSC PO Cosmos.

CJSC "Volzhskoye KB".

Filial "Baikonur".

Os programas mais promissores do empreendimento são:

Questões de maior exploração espacial e criação de um sistema espacial de transporte tripulado de última geração;

Desenvolvimento de aeronaves tripuladas capazes de dominar o espaço interplanetário;

Projeto e realização de sistemas espaciais de energia e telecomunicações utilizando refletores e antenas especiais de pequeno porte.

O uso da tecnologia espacial para fins militares sempre foi de suma importância na União Soviética. Alguns programas eram inteiramente de orientação militar, outros previam seu uso duplo e outros simplesmente fingiam ser de possível uso militar. Não havia nada de surpreendente nesse estado de coisas, já que na esmagadora maioria dos casos o Ministério da Defesa agia como cliente e, naturalmente, encomendava a música.

Um programa que foi desenvolvido exclusivamente para uso militar foi o sistema de "bombardeio orbital parcial", ou mais conhecido por sua abreviação em inglês "FOBS". Sua criação pode ser considerada uma continuação lógica do trabalho iniciado na época no departamento de design de Sergei Pavlovich KOROLEV e previa o desenvolvimento de um míssil global "GR-1" capaz de atingir alvos em território inimigo de qualquer direção. Embora o foguete real tenha sido criado, não foi aceito em serviço. Uma das razões para esta decisão foi o desenvolvimento no escritório de design de Mikhail Kuzmich YANGEL de um míssil R-36orb mais poderoso, capaz de resolver com mais eficácia o problema de entregar uma ogiva nuclear ao alvo.

O desenvolvimento de "R-36orb" (índice do produto - 8K69; em várias fontes existem outras designações de foguetes: OR-36 ou R-36-0; código da OTAN - SS-9 Mod 3 "Scarp"; nos EUA também tinha a designação F- 1-r) baseado no míssil balístico intercontinental "R-36" foi estabelecido pelo Decreto do Comitê Central do PCUS e do Conselho de Ministros da URSS de 16 de abril de 1962. A criação do foguete e do bloco orbital para ele foi confiada a OKB-586 (agora Yuzhnoye Design Bureau; Designer Chefe Mikhail Kuzmich YANGEL), motores de foguete - OKB-456 (agora NPO Energomash; Designer Chefe Valentin Petrovich GLUSHKO), sistema de controle - Instituto de Pesquisa -692 (agora Khartron Design Bureau; Designer Chefe Vladimir Grigorievich SERGEEV), instrumentos de comando - NII-944 (agora NII KP; Designer Chefe Viktor Ivanovich KUZNETSOV). O complexo de lançamento de combate para mísseis R-36orb foi desenvolvido na KBSM sob a liderança do designer-chefe Evgeny Georgievich RUDIAK.

Já em dezembro de 1962, um projeto preliminar foi concluído e, em 1963, iniciou-se o desenvolvimento da documentação técnica e a fabricação de protótipos do foguete.

O foguete criado tinha dois estágios. Seu comprimento total era de 32,6 - 34,5 m, o diâmetro máximo do corpo era de 3,05 m. No início, o foguete pesava 180 toneladas, o alcance de tiro era de 40.000 km e o desvio probabilístico circular era de -1.100 m. km. Como os parâmetros reais das órbitas dos blocos orbitais corresponderam aos calculados pode ser visto na Tabela 1, que mostra os principais dados dos lançamentos ocorridos. O sistema de controle deveria ser inercial com uma plataforma estabilizada por giroscópio, o sistema de mira era baseado em instrumentos terrestres. A separação dos estágios e a separação do bloco orbital deveriam ocorrer usando motores de propelente sólido de foguete de frenagem (RDTT). O foguete deveria ser lançado de um lançador de silo. Tipo de partida - dinâmica de gás. O tempo de preparação do lançamento é de apenas 5 minutos, o que distinguiu favoravelmente o R-36orb do primeiro foguete desta classe, o GR-1, onde o tempo de preparação foi muito maior.

O primeiro estágio tinha 18,9 m de comprimento e 3 m de diâmetro. Seu peso seco era de 6,4 toneladas e, quando carregado, o palco pesava 122,3 toneladas. 2 câmeras cada), desenvolvido em OKB-456. O motor forneceu empuxo no vazio de 270,4 tf e um tempo de operação de 120 s. O motor de direção RD-68M, desenvolvido em OKB-586, poderia funcionar por 125 s e fornecer 295 kN de empuxo no vazio.

O segundo estágio tinha 9,4 m de comprimento e 3 m de diâmetro, seu peso seco era de 3,7 toneladas e junto com combustível 49,3 toneladas, 120 tf e tempo de operação de 160 s. O motor de direção RD-69M com quatro câmaras de direção tinha um impulso de 54,3 kN e um tempo de operação de 163 s.

Como combustível, os motores de ambos os estágios usavam dimetilhidrazina assimétrica (UDMH), cujo peso era de 48,5 toneladas, e tetróxido de nitrogênio (AT) de 121,7 toneladas como oxidante.

A unidade de combate orbital 8F021, que distinguia o míssil R-36orb do R-36 ICBM, consistia em um corpo, um compartimento de instrumentos com sistema de controle, uma carga monobloco termonuclear pesando 1700 kg e uma potência de 5 Mt, além de um sistema de propulsão de freio (TDU ), que tirou a unidade da órbita baixa da Terra e garantiu a entrega da carga ao alvo. A separação do TDU da ogiva ocorreu aliviando a pressão dos tanques de combustível por meio de bicos especiais.

Os testes de projeto de vôo do míssil R-36orb foram planejados de acordo com o esquema padrão em quatro estágios interconectados. A primeira etapa previa o desenvolvimento do próprio veículo de lançamento, a segunda - o desenvolvimento do lançamento da unidade orbital na órbita próxima à Terra, a terceira - o desenvolvimento do sistema de "bombardeio orbital parcial" como um todo, a quarta , teste, - a entrega do sistema ao cliente com a eliminação dos comentários identificados nas etapas anteriores.

A primeira etapa começou em 16 de dezembro de 1965 com o lançamento de um lançador terrestre localizado no local nº 67 do local de teste de Tyura-Tam (para simplificar a narração e evitar confusão, chamarei de Tyura-Tam local de teste com um nome mais familiar - o Cosmódromo de Baikonur), foguetes "R-36orb". Em vez do bloco orbital, seu modelo de peso e tamanho foi instalado no transportador. O lançamento em órbita baixa da Terra não foi planejado, e o lançamento foi realizado apenas para testes sistemas de bordo transportadora e equipamentos terrestres. Em geral, apesar de algumas pequenas deficiências, tudo correu bem.

No ano seguinte, deu-se continuidade à primeira etapa do LCI. Em 5 de fevereiro, 16 de março e 19 de maio de 1966, foram realizados mais três lançamentos e, durante o terceiro, o foguete foi lançado pela primeira vez de um lançador de silo no local nº 69. e os próprios testes foram realizados em para refinar os sistemas e montagens do transportador. Os lançamentos foram considerados bem-sucedidos.

Como, infelizmente, não há como conhecer a documentação técnica sobre esses lançamentos, basta confiar apenas nas publicações disponíveis sobre eles, com base em relatos de testemunhas oculares ou em dados de inteligência ocidentais, citados em vários países estrangeiros. fontes. Esses dados não nos permitem afirmar inequivocamente que em 1966 apenas três vôos de teste do foguete R-36orb foram realizados como parte do primeiro estágio de teste. Algumas fontes relatam que em 1966, quatro lançamentos foram realizados como parte do LCI. A imprecisão resultante pode ter duas explicações possíveis. Ou, falando em quatro lançamentos, as fontes também levam em conta o lançamento de 16 de dezembro de 1965, somando-o erroneamente aos lançamentos do ano seguinte. Ou realmente foram quatro lançamentos, mas o autor não tem nenhuma informação sobre o quarto.

A segunda etapa do LCI foi lançada no outono de 1966 e incluiu dois lançamentos do foguete R-36orb. Como os dois lançamentos são interessantes do ponto de vista da história da astronáutica, vou me debruçar sobre eles com mais detalhes.

Em 17 de setembro de 1966, o foguete R-36orb foi lançado do lançador de silo no 69º local do Cosmódromo de Baikonur (para não repetir todas as vezes, todos os lançamentos subsequentes vieram dos lançadores de silo neste local do cosmódromo). Nove minutos depois, a unidade principal do foguete entrou na órbita baixa da Terra. Oficialmente, o lançamento, como qualquer outro lançamento de míssil de combate (com raras exceções), não foi informado. No entanto, equipamentos de vigilância ocidentais registraram o aparecimento em órbita baixa da Terra, primeiro de um objeto, que foi registrado no catálogo do US Space Command sob o número 02437 (no registro da COSPAR, o lançamento foi designado 1966-088), e depois de algum tempo Mais 52 pequenos objetos identificados como resultantes deste lançamento. Nas publicações soviéticas por muito tempo, esse lançamento apareceu por muito tempo sob o nome - "Sem dados". Lembro que a revista Aviation and Cosmonautics no final dos anos 60 tentou atribuir todos esses lançamentos (8 desses lançamentos foram mencionados em publicações soviéticas) à França ou à China. A verdade veio à tona no final dos anos 80. Na Tabela 2, para referência, forneço dados sobre esses lançamentos, embora apenas dois estejam relacionados ao programa de criação de um sistema de "bombardeamento orbital parcial".

Mas voltando aos testes em 17 de setembro de 1966. Ainda não há clareza sobre os resultados deste lançamento de teste. Sabemos apenas que o objeto explodiu em órbita. Mas se isso foi feito intencionalmente ou se a explosão ocorreu arbitrariamente é desconhecido. A favor do sucesso está o fato de que este lançamento foi o primeiro lançamento do foguete R-36 com o lançamento da ogiva em órbita baixa da Terra. Por outro lado, o fato de uma explosão em órbita, a ausência de um anúncio oficial, bem como elementos orbitais diferentes de lançamentos posteriores, podem atestar a favor de um resultado negativo. É mais lógico supor que, ao tentar tirar a unidade orbital, o TDU não funcionou e o sistema de destruição de emergência, instalado em quase todas as espaçonaves soviéticas naqueles anos, foi acionado. No entanto, também é bastante lógico que, na época deste lançamento, o TDU simplesmente ainda não estivesse pronto e, nesta fase, apenas a própria unidade orbital, que não estava equipada com um TDU, foi testada. Por muito tempo me pareceu que a versão do lançamento de emergência estava correta, mas depois de muita deliberação, comecei a me inclinar para a versão da ausência de um TDU na unidade orbital. Com base nisso, atribuo os dois lançamentos de 1966 ao segundo estágio do LKI e não os combino com lançamentos anteriores ou posteriores de mísseis R-36orb.

Um lançamento semelhante, que também não foi anunciado oficialmente, mas a COSPAR lhe atribuiu o número 1966-101, ocorreu em 2 de novembro de 1966. Sua única diferença em relação ao anterior era o número de detritos em órbita. Desta vez, havia um pouco menos deles - 40.

Outros lançamentos como parte da criação de um sistema de bombardeio parcialmente orbital foram oficialmente relatados como os próximos lançamentos de satélites da série Cosmos, naturalmente sem decifrar seu verdadeiro propósito.

Em 1967, a terceira fase do LCI foi bastante intensa. 9 lançamentos foram realizados com o lançamento da unidade orbital em órbita baixa da Terra. De acordo com outros dados, houve lançamentos 10. A situação com o lançamento do R-36orb em 22 de março de 1967 não é totalmente clara. Não foi relatado oficialmente sobre isso, o Comando Espacial dos EUA não registrou o aparecimento de objetos em órbita, mas também não relatou o lançamento de um foguete de emergência. Novamente, você deve adivinhar e expressar suas versões. É provável que o programa de voo não tenha sido totalmente implementado. O estágio orbital, por um motivo ou outro, não entrou em órbita, mas voou ao longo de uma trajetória suborbital. Isso explica que fundos americanos as observações falharam em detectar quaisquer objetos em órbita. Mas, por outro lado, como todos os objetos espaciais que surgiram durante a implementação deste programa tiveram vida curta, é bem possível que os americanos simplesmente "dormam durante" o lançamento e na União Soviética "esqueceram" de anunciar o lançamento do próximo Cosmos (aliás, todos os relatórios do lançamento dos próximos satélites durante a implementação do programa de teste do sistema de "bombardeio orbital parcial" só apareceram após serem registrados pelo Comando Espacial dos EUA). Ou seja, eles agiram com base no princípio de que, uma vez que viram, significa que aconteceu, mas se não viram, significa que não aconteceu. Em geral, os lançamentos foram bem-sucedidos, mas o sistema de mira gerou críticas que não permitiam atingir a precisão necessária, além de vários outros comentários feitos pelos militares.

O lado americano relatou pela primeira vez que a União Soviética estava testando um sistema de "bombardeio orbital parcial" apenas em 3 de novembro de 1967. A essa altura, os principais testes já haviam sido concluídos e os desenvolvedores eliminaram os comentários feitos pelo cliente durante os lançamentos dos testes.

Em 1968, dois (de acordo com outras fontes, quatro) lançamentos de mísseis No. R-36orb foram realizados. não dá uma imagem clara. Durante os lançamentos de maio, não há o aparecimento de quaisquer objetos em órbita próxima da Terra.Muito provavelmente, eles foram classificados erroneamente como lançamentos de R-36orb, pois ao mesmo tempo os testes de projeto de vôo do R-36 ICBM, que, em termos de parâmetros táticos e técnicos, estava muito próximo do R-36orb". No entanto, admito que poderiam ter sido lançamentos de R-36orb, mas ao mesmo tempo foi possível esconder o fato de que o orbital estágio entrou na órbita próxima à Terra (afinal, a inteligência técnica dos EUA não é tão onipotente, como eles estão tentando imaginar agora) É possível que durante esses lançamentos apenas a própria transportadora e sua confiabilidade tenham sido testadas, mas não o sistema de " bombardeio orbital parcial" como um todo.

Seja como for, em 19 de novembro de 1968, o sistema de "bombardeio orbital parcial" como parte do veículo de lançamento R-36orb e a unidade orbital 8F021 foi colocado em serviço. O primeiro regimento de mísseis com o R-36orb ICBM, ele assumiu o serviço de combate em 25 de agosto de 1969 no Cosmódromo de Baikonur (comandante do regimento - A.V. Mileev).

O regimento incluía 18 lançadores de minas, combinados em três complexos de lançamento de combate (6 silos em cada BSK). Cada eixo tinha um diâmetro de eixo de 8,3 m e uma altura de 41,5 m. A distância entre os lançadores de minas era de 6 a 10 km.

O regimento era o único nas Forças de Foguetes propósito estratégico armados com esses mísseis.

Nos anos seguintes, os lançamentos eram realizados com uma frequência de uma ou duas vezes por ano e sua tarefa era manter a prontidão de combate do sistema. Em 1971, foi realizado o último lançamento em uma trajetória orbital parcial. Nenhum outro lançamento foi feito. Vários motivos podem servir de explicação para isso. Primeiro, o sistema não era tão eficiente quanto gostaríamos. Em segundo lugar, era bastante vulnerável devido aos mísseis baseados em silos. Em terceiro lugar, os Estados Unidos criaram e colocaram em operação um sistema de detecção e alerta precoce bastante eficaz, capaz de detectar um míssil no momento de seu lançamento, e não na trajetória de aproximação. Quarto, détente internacional e negociações soviético-americanas sobre redução de armas estratégicas começaram.

Nos Estados Unidos, não foi criado um sistema semelhante ao sistema de bombardeio orbital parcial, embora no início dos anos 60 os militares dos EUA tenham estudado seriamente essa questão. A ideia não foi apoiada devido ao alto custo de implantação de um sistema em grande escala.

E algumas palavras no final.

18 de julho de 1979 em Viena (Áustria) o secretário-geral do Comitê Central do PCUS, presidente do Presidium do Soviete Supremo da URSS Leonid Ilyich BREZHNEV e o presidente dos Estados Unidos Jimmy CARTER assinaram o "Tratado entre a União Soviética repúblicas socialistas e os Estados Unidos da América sobre a Limitação de Armas Ofensivas Estratégicas” (Tratado SALT-2).

Uma das disposições do Tratado proibia as partes de terem sistemas de armas como o FOBS. Dos 18 lançadores de minas implantados naquela época, 12 deveriam ser eliminados e os 6 restantes deveriam ser convertidos para testar mísseis balísticos intercontinentais modernizados.

Em janeiro de 1983, o trabalho de eliminação dos mísseis R-36orb foi concluído e o sistema foi retirado de serviço.

Se avaliarmos o sistema de bombardeio orbital parcial a partir das posições hoje, então não podemos falar sobre sua eficácia como sistema de armas. Sua criação e implantação deveu-se principalmente a razões políticas. Isso é apoiado pela implantação de um pequeno número de mísseis R-36orb, em oposição à implantação em massa de mísseis R-36. A liquidação do sistema como uma espécie de arma também se deu por motivos políticos. É do maior interesse do ponto de vista histórico.

25 de fevereiro de 2014

Aqui está a notícia hoje na mídia: O desenvolvimento na Rússia de um novo míssil balístico intercontinental líquido pesado (ICBM) impedirá os planos dos EUA de implantar um sistema global de defesa antimísseis, disse na terça-feira em uma coletiva de imprensa no escritório central da Interfax ex-chefe 4º Instituto Central de Pesquisa do Ministério da Defesa da Federação Russa, Major General Vladimir Vasilenko.

“A conveniência militar de criar um ICBM líquido pesado se deve à necessidade de neutralizar a implantação de um sistema global de defesa antimísseis, em outras palavras, a dissuasão da implantação de sistemas de defesa antimísseis. Por quê? É o ICBM baseado em silo pesado que torna possível entregar ogivas para alvos não apenas ao longo de trajetórias de energia ótima com azimutes rígidos de ogivas se aproximando do alvo e, portanto, com azimutes de aproximação previsíveis, mas também para lançar ogivas e atacar de várias direções, incluindo o lançamento de ogivas através do Pólo Sul”, disse ele.

De acordo com o especialista, "essa propriedade de um ICBM pesado: os azimutes multidirecionais da abordagem ao alvo forçam o lado oposto a fornecer uma defesa antimísseis completa". “Mas é muito mais difícil de organizar, especialmente em finanças, do que um sistema de defesa antimísseis setorial. Este é um fator muito forte”, observa Vasilenko.

“Além disso, uma enorme reserva de carga útil em um ICBM pesado permite que ele seja equipado com vários meios de superar a defesa antimísseis, que acaba supersaturando qualquer sistema de defesa antimísseis: como ferramentas de informação, e bateria ”, disse Vasilenko.

Segundo ele, "há outro aspecto da conveniência militar de criar um ICBM estacionário pesado - essa é a necessidade de resolver tarefas novas e não muito tradicionais para as Forças de Mísseis Estratégicos". “Isso se refere à oposição ao conceito de um golpe instantâneo por meios convencionais”, explicou o especialista.

“É um ICBM pesado, quando equipado com ogivas de alta precisão em equipamentos convencionais, que será uma resposta de dissuasão totalmente adequada à implementação de tal programa”, ele tem certeza.

Mas tudo isso já estava na URSS. Em 1962, a URSS iniciou o desenvolvimento de três projetos dos chamados foguetes globais ou orbitais - R-36-O em OKB-586 de Mikhail Yangel, GR-1 em OKB-1 de Sergey Korolev e UR-200A em OKB -52 de Vladimir Chelomey. Apenas o R-36-O foi adotado para o serviço (a imprensa também dá uma variante do nome R-36 orb). Vamos nos lembrar desse foguete com mais detalhes ...

Já em dezembro de 1962, um projeto preliminar foi concluído e, em 1963, iniciou-se o desenvolvimento da documentação técnica e a fabricação de protótipos do foguete.

O foguete criado tinha dois estágios. Seu comprimento total era de 32,6 - 34,5 m, o diâmetro máximo do corpo era de 3,05 m. No início, o foguete pesava 180 toneladas, o alcance de tiro era de 40.000 km e o desvio probabilístico circular era de -1100 m. km. A correspondência dos parâmetros reais das órbitas das unidades orbitais com os calculados pode ser observada na Tabela 1, que apresenta os principais dados dos lançamentos ocorridos. O sistema de controle deveria ser inercial com uma plataforma estabilizada por giroscópio, o sistema de mira era baseado em instrumentos terrestres. A separação dos estágios e a separação do bloco orbital deveriam ocorrer usando motores de propelente sólido de foguete de frenagem (RDTT). O foguete deveria ser lançado de um lançador de silo. Tipo de partida - dinâmico a gás. O tempo de preparação do lançamento é de apenas 5 minutos, o que distinguiu favoravelmente o R-36orb do primeiro foguete desta classe, o GR-1, onde o tempo de preparação foi muito maior.

Como combustível, os motores de ambos os estágios usavam dimetilhidrazina assimétrica (UDMH), cujo peso era de 48,5 toneladas, e tetróxido de nitrogênio (AT) de 121,7 toneladas como oxidante.

As capacidades de energia do foguete R-36 tornaram possível lançar uma ogiva nuclear no espaço em órbita baixa. A massa da ogiva e o poder da ogiva foram reduzidos, mas a qualidade mais importante foi alcançada - invulnerabilidade aos sistemas de defesa antimísseis. O míssil poderia atingir o território dos EUA não da direção norte, onde o sistema estava sendo construído defesa antimísseis com estações de alerta de mísseis e do sul, onde os Estados Unidos não possuíam sistema de defesa antimísseis.

O projeto preliminar de um foguete orbital de dois estágios foi desenvolvido em dezembro de 1962. Na versão orbital (foguete 8K69), além da ogiva, a ogiva orbital (ORB) do foguete inclui um compartimento de controle. O sistema de propulsão e os dispositivos SU para orientação e estabilização da ogiva estão localizados aqui. O motor de freio OGCh é de câmara única e sua unidade turbobomba (TNA) é iniciada a partir de um motor de arranque a pó. O motor funciona com os mesmos componentes propulsores dos motores do foguete... A estabilização do HF em pitch e yaw na seção de desaceleração ativa durante a descida da órbita é realizada por quatro bicos fixos operando nos gases de escape da turbina.

O fornecimento de gás aos bicos é controlado por dispositivos de aceleração. A estabilização do rolo é realizada por quatro bicos dispostos tangencialmente. Sistema de orientação, controle e estabilização (SUOS) OGCh - autônomo, inercial. É complementado por um rádio altímetro, que controla a altitude da órbita duas vezes - no início do segmento orbital e antes de aplicar o pulso de desaceleração.

O motor freio é montado na parte central do compartimento de controle dentro do módulo de combustível toroidal. A forma adotada de tanques de combustível possibilitou otimizar o layout do compartimento e reduzir o peso de sua estrutura. Redes divisórias e defletores são instalados dentro dos tanques de combustível para garantir a confiabilidade da partida e operação do motor em um estado de ausência de peso, garantindo uma operação confiável e livre de cavitação das bombas do motor. O sistema de propulsão do freio cria um impulso, transferindo o HCV de uma trajetória orbital para uma balística. Em serviço de combate, o HRC é armazenado, como um foguete, em estado de reabastecimento. O primeiro estágio do foguete é equipado com um motor sustentador RD-261, composto por três módulos de duas câmaras RD-260. O segundo estágio é equipado com um motor de propulsão de duas câmaras RD-262. Os motores foram desenvolvidos no Energomash Design Bureau sob a direção de Valentin Glushko. Os componentes do combustível são UDMH e tetróxido de nitrogênio (AT).
Unidades de equipamentos de lançamento complexo de terreno para testar mísseis no local de teste de Baikonur foram desenvolvidos na KBTM.

Inicialmente, a ampulização do R-36-O, como os mísseis R-36, não foi prevista. O trabalho de ampulização começou após a emissão da ordem GKOT de 12 de janeiro de 1965. No final de 1964, começaram os preparativos para os testes em Baikonur.
A primeira etapa começou em 16 de dezembro de 1965 com o lançamento de um lançador terrestre localizado no local nº 67 do local de teste de Tyura-Tam (para simplificar a narração e evitar confusão, chamarei de Tyura-Tam local de teste com um nome mais familiar - o Cosmódromo de Baikonur), foguetes "R-36orb". Em vez do bloco orbital no portador, foi instalado peso total layout. O lançamento em órbita baixa da Terra não foi planejado, e o lançamento foi realizado apenas para testar os sistemas de bordo do porta-aviões e equipamentos terrestres. Em geral, apesar de algumas pequenas deficiências, tudo correu bem.

Recorda o coronel aposentado Georgy Smyslovskikh:
“Os testes do míssil R-36-O começaram no final de 1965. O tenente-general Fedor Petrovich Tonkikh, vice-chefe da Academia Militar F.E. Dzerzhinsky, foi nomeado presidente da Comissão Estadual de Testes de Mísseis. O primeiro lançamento do foguete R-36-O em 16 de dezembro de 1965 foi uma emergência. Durante a conclusão do abastecimento do 2º estágio com combustível, iniciou-se um vazamento de nitrogênio na sala receptora, de onde os tanques de combustível foram pressurizados com nitrogênio. Considerando que o suprimento de nitrogênio era para duas obturações, poderíamos ter concluído a obturação durante a corrosão do nitrogênio, mas o gerente de teste enviou especialistas em gerenciamento ao receptor, durante cujo trabalho foi enviado um comando falso para disparar cargas de 2º estágio para procurar corrosão por nitrogênio. Os enchimentos foram desencaixados, o combustível foi derramado de uma altura sobre o concreto, inflamado com o impacto e um incêndio começou.

Em 17 de setembro de 1966, o foguete R-36orb foi lançado do lançador de silo no 69º local do Cosmódromo de Baikonur (para não repetir todas as vezes, todos os lançamentos subsequentes vieram dos lançadores de silo neste local do cosmódromo). Nove minutos depois, a unidade principal do foguete entrou na órbita baixa da Terra. Oficialmente, o lançamento, como qualquer outro lançamento de míssil de combate (com raras exceções), não foi informado. No entanto, equipamentos de vigilância ocidentais registraram o aparecimento em órbita baixa da Terra, primeiro de um objeto, que foi registrado no catálogo do US Space Command sob o número 02437 (no registro da COSPAR, o lançamento foi designado 1966-088), e depois de algum tempo Mais 52 pequenos objetos identificados como resultantes deste lançamento. Nas publicações soviéticas por muito tempo, esse lançamento apareceu por muito tempo sob o nome "Sem dados". Lembro que a revista Aviation and Cosmonautics no final dos anos 60 tentou atribuir todos esses lançamentos (8 desses lançamentos foram mencionados em publicações soviéticas) à França ou à China. A verdade veio à tona no final dos anos 80. Na Tabela 2, para referência, forneço dados sobre esses lançamentos, embora apenas dois estejam relacionados ao programa de criação de um sistema de "bombardeamento orbital parcial".

Em 1967, a terceira fase do LCI foi bastante intensa. 9 lançamentos foram realizados com o lançamento da unidade orbital em órbita baixa da Terra. De acordo com outros dados, houve lançamentos 10. A situação com o lançamento do R-36orb em 22 de março de 1967 não é totalmente clara. Não foi relatado oficialmente sobre isso, o Comando Espacial dos EUA não registrou o aparecimento de objetos em órbita, mas também não relatou o lançamento de um foguete de emergência. Novamente, você deve adivinhar e expressar suas versões. É provável que o programa de voo não tenha sido totalmente implementado. O estágio orbital, por um motivo ou outro, não entrou em órbita, mas voou ao longo de uma trajetória suborbital. Isso explica por que o equipamento de vigilância americano não conseguiu detectar nenhum objeto em órbita. Mas, por outro lado, como todos os objetos espaciais que surgiram durante a implementação deste programa tiveram vida curta, é bem possível que os americanos simplesmente "dormam durante" o lançamento e na União Soviética "esqueceram" de anunciar o lançamento do próximo Cosmos (aliás, todos os relatórios do lançamento dos próximos satélites durante a implementação do programa de teste do sistema de "bombardeio orbital parcial" só apareceram após serem registrados pelo Comando Espacial dos EUA). Ou seja, eles agiram com base no princípio de que, uma vez que viram, significa que aconteceu, mas se não viram, significa que não aconteceu. Em geral, os lançamentos foram bem-sucedidos, mas o sistema de mira gerou críticas que não permitiam atingir a precisão necessária, além de vários outros comentários feitos pelos militares.

Em 1968, foram realizados dois (segundo outras fontes, quatro) lançamentos de mísseis No. R-36orb. Se a imagem é bastante clara em relação aos lançamentos de 25 de abril e 2 de outubro, os lançamentos de 21 e 28 de maio não dão uma imagem clara. Durante os lançamentos de maio, a aparência de quaisquer objetos na órbita próxima da Terra não foi registrada. Muito provavelmente, eles foram erroneamente classificados como lançamentos de R-36orb, pois ao mesmo tempo foram submetidos a testes de projeto de vôo do R-36 ICBM, que, em termos de parâmetros de desempenho, era muito próximo do R-36orb. No entanto, admito que poderiam ter sido lançamentos de R-36orb, mas ao mesmo tempo foi possível esconder o fato de que o estágio orbital entrou na órbita próxima à Terra (afinal, a inteligência técnica dos EUA não é tão onipotente, pois eles agora estão tentando imaginar). É bem possível que durante esses lançamentos apenas o próprio porta-aviões e sua confiabilidade tenham sido testados, mas não o sistema de "bombardeio orbital parcial" como um todo.

Seja como for, em 19 de novembro de 1968, o sistema de "bombardeio orbital parcial" como parte do veículo de lançamento R-36orb e a unidade orbital 8F021 foi colocado em serviço. O primeiro regimento de mísseis com ICBMs R-36orb assumiu o serviço de combate em 25 de agosto de 1969 no Cosmódromo de Baikonur (comandante do regimento A.V. Mileev).

O regimento era o único das Forças de Mísseis Estratégicos armado com esses mísseis.

Nos anos seguintes, os lançamentos eram realizados com uma frequência de uma ou duas vezes por ano e sua tarefa era manter a prontidão de combate do sistema. Em 1971, foi realizado o último lançamento em uma trajetória orbital parcial. Nenhum outro lançamento foi feito. Vários motivos podem servir de explicação para isso. Primeiro, o sistema não era tão eficiente quanto gostaríamos. Em segundo lugar, era bastante vulnerável devido aos mísseis baseados em silos. Em terceiro lugar, os Estados Unidos criaram e colocaram em funcionamento suficiente sistema eficiente detecção e alerta precoce, que conseguiu fixar o míssil no momento de seu lançamento, e não na trajetória de aproximação. Quarto, détente internacional e negociações soviético-americanas sobre redução de armas estratégicas começaram.

ShPU R-36orb, Baikonur

Em julho de 1979, com base na administração da brigada, bem como nas administrações de unidades individuais de teste de engenharia que lançaram os mísseis R-36 e R-16, a administração de unidades individuais de teste de engenharia (OIICh) foi formada em Baikonur. Em 1982, o local de teste de Baikonur foi transferido para a Diretoria Principal de Instalações Espaciais do Ministério da Defesa (GU-KOS). Em janeiro de 1983, de acordo com o acordo SALT-2 sistema de mísseis R-36-O foi removido do serviço de combate. Em 1º de novembro de 1983, a administração do OIICh em Baikonur foi dissolvida.

Nos EUA, um sistema semelhante ao sistema parcialmente orbital o bombardeio não foi criado, embora no início dos anos 60 os militares dos EUA tenham estudado seriamente esse assunto. A ideia não foi apoiada devido ao alto custo de implantação de um sistema em grande escala

fontes

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

Veja o que mais há sobre armas de mísseis: por exemplo , e aqui . E outra coisa interessante: lembre-se também que houve ou existe. O artigo original está no site InfoGlaz.rf Link para o artigo do qual esta cópia é feita -

O complexo de mísseis é estacionário, com lançadores de silos (silos) e CP protegidos contra explosão nuclear terrestre. O método de lançamento é gás-dinâmico do silo.

Foguete - intercontinental, orbital, líquido, de dois estágios, ampola. O primeiro estágio do foguete é equipado com um motor sustentador RD-261, composto por três módulos de duas câmaras RD-260. O segundo estágio é equipado com um motor de propulsão de duas câmaras R-262. Os motores foram desenvolvidos no Energomash Design Bureau sob a direção de V.P. Glushko. Os componentes do combustível são UDMH e tetróxido de nitrogênio (AT).

O equipamento de combate do foguete é uma ogiva orbital 8F021 (ORB) com sistema de propulsão de freio (TDU), sistema de controle, ogiva (BB) com carga de 2,3 Mt e sistema de proteção de rádio OR.

Tático especificações

Alcance máximo de tiro dentro da órbita ao redor da Terra, km	ilimitado
Altura da órbita do bloco, km	150-180
Precisão de tiro (KVO), m	1100
Índice de Confiabilidade Generalizado	0,95
Potência de carga, Mt	5
Massa do equipamento de combate, kgf:
-BB	1410
- meios de superar a defesa antimísseis	238
Peso da ogiva orbital preenchida, kgf	3648
Peso de lançamento do foguete, tf	181,297
Peso do oxidante, t	121,7
Massa de combustível, t	48,5
Massa de componentes de combustível cheios (AT + UDMH), tf:
– 1ª e 2ª etapas	167,4
– HCH	2
Comprimento total do foguete, m:	32,65-34,5
– 1ª fase	18,9
– 2ª fase	9,4
- Compartimento de controle de HCG	1,79
– HCH	2,14
Diâmetro do corpo do foguete, m	3,0
Diâmetro máximo da ogiva, m	1,42
Tempo de inicialização da prontidão de combate total, min	4
Período de garantia de estar em serviço de combate com o regulamento 1 vez em 2 anos, anos	7

Para o foguete R-36orb em desenvolvimento, foi criado um estágio orbital especial - a ogiva orbital, que consistia em um corpo, um compartimento de instrumento com sistema de controle, um sistema de propulsão de freio e uma ogiva com carga termonuclear. A separação do sistema de propulsão do freio da parte da cabeça foi fornecida pela despressurização dos tanques de combustível por meio de bicos especiais.

“Na versão orbital (foguete 8K69), além da ogiva, a ogiva orbital (ORB) do foguete inclui um compartimento de controle. O sistema de propulsão e os dispositivos SU para orientação e estabilização da ogiva estão localizados aqui. Motor de freio OGCh - câmara única.

Sua unidade de turbobomba (TNA) foi iniciada a partir de um starter em pó. O motor funcionava com os mesmos componentes propulsores dos motores do foguete... A estabilização do HF em pitch e yaw na seção de desaceleração ativa durante a descida da órbita é realizada por quatro bicos fixos operando nos gases de escape da turbina. O fornecimento de gás aos bicos é controlado por dispositivos de aceleração. A estabilização do rolo é realizada por quatro bicos dispostos tangencialmente. Sistema de orientação, controle e estabilização (SUOS) OGCh - autônomo, inercial. É complementado por um rádio altímetro, que controla a altura da órbita duas vezes - no início do segmento orbital e antes de aplicar o pulso de desaceleração.

Durante o vôo do foguete orbital, o seguinte foi realizado:

1. Foguete gira em vôo para um determinado azimute de disparo (na faixa de ângulos de +180°).

2. Separação das 1ª e 2ª etapas.

3. Desligamento dos motores do 2º estágio e separação do OGCh controlado.

4. Continuação do voo autónomo do MS na órbita de um satélite artificial da Terra, controlo do MS utilizando o sistema de acalmação, orientação e estabilização.

5. Após a separação do RHF, correção de sua posição angular de forma que, no momento da primeira ativação do rádio-altímetro RV-21, o eixo da antena estivesse direcionado para o geóide.

6. Após realizada a correção do HF, movimento ao longo da órbita com ângulos de ataque de 0 graus.

7. No tempo calculado, a primeira medição da altitude de voo.

8. Antes da segunda medição, freie a correção da altitude de voo.

9. Medição da altitude do segundo voo.

10. Giro acelerado do MSG para a posição de descida da órbita.

11. Antes de sair de órbita, segure por 180 s para resolver os distúrbios angulares e acalmar o HO.

12. Iniciando o sistema de propulsão do freio e separando o compartimento de instrumentos.

13. Desligar o controle do freio e separação (após 2-3 s) do compartimento TDU do BB.

Esse padrão de vôo de um foguete orbital determina suas principais características de design. Estes incluem principalmente:

a presença de um estágio de freio projetado para garantir a descida da ogiva da órbita e equipado com sistema de propulsão próprio, estabilização automática (gyrohorizon, gyroverticant) e controle automático de alcance, emitindo um comando para desligar o TDU;

motor de freio original 8D612 (projetado pelo Yuzhnoye Design Bureau), que funciona com os principais componentes do combustível de foguete;

controle do alcance de voo variando o tempo de desligamento dos motores do 2º estágio e o tempo de lançamento do TDU;

instalação de um rádio altímetro no compartimento de instrumentos do foguete, que realiza uma medição dupla da altura orbital e envia informações ao dispositivo de computação para gerar uma correção para o tempo de ativação do TDU.

Juntamente com o design do foguete mencionado acima, há os seguintes recursos:

o uso dos estágios correspondentes do foguete 8K67 como 1º e 2º estágios do foguete com pequenas alterações de projeto;

instalação no compartimento instrumental do foguete do sistema SUOS, que garante a orientação e estabilização da ogiva na seção orbital da trajetória;

reabastecimento e ampulização do compartimento de combustível OGCh em um ponto de reabastecimento estacionário para simplificar a instalação de lançamento.

A mudança no design do 1º e 2º estágios do míssil balístico 8K67 quando usado como parte de um foguete orbital é principalmente a seguinte:

em vez de um único compartimento de instrumentos, um compartimento de instrumentos com dimensões reduzidas e um adaptador são instalados no foguete orbital, no qual está localizado o equipamento do sistema de controle. Após o lançamento na órbita calculada, o compartimento do instrumento com o equipamento do sistema de controle localizado nele é separado do corpo e, junto com o RC, faz um vôo orbital até o lançamento do motor freio 8D612 do módulo de controle RC;

a composição e o layout dos instrumentos do sistema de controle foram alterados, um rádio-altímetro foi instalado adicionalmente (sistema Kashtan).

De acordo com os resultados dos testes de voo, o projeto do foguete foi finalizado:

todas as conexões das linhas de abastecimento de reabastecimento e drenagem dos motores de foguete são soldadas, com exceção de quatro conexões de plugues de membrana de ampola instalados nas linhas de reabastecimento e drenagem;

as conexões dos geradores de gás de pressurização dos tanques oxidantes do 1º e 2º estágios com os tanques são soldadas;

válvulas de enchimento e drenagem são instaladas nos corpos dos compartimentos traseiros do 1º e 2º estágios;

válvula de drenagem de combustível cancelada 2º estágio;

flanges para conexões destacáveis de conjuntos de membranas na entrada para o HP dos motores principais e de direção são substituídos por tubos soldados ou flanges para soldagem com tubulações;

em locais de soldagem de unidades de aço inoxidável com elementos de tanques de ligas de alumínio, foram utilizados adaptadores bimetálicos fortes e estanques feitos por estampagem de chapa bimetálica.

Condições para serviço de combate do míssil - o míssil está em alerta no silo em estado de reabastecimento. Uso em combate - em quaisquer condições climáticas com temperaturas do ar de -40 a + 50 ° C e velocidades do vento na superfície terrestre de até 25 m / s, antes e depois do impacto nuclear de acordo com o DBK.

Mísseis orbitais oferecem as seguintes vantagens sobre mísseis balísticos:

alcance de voo ilimitado, que permite atingir alvos inacessíveis a mísseis balísticos intercontinentais;

a possibilidade de atingir o mesmo alvo de duas direções mutuamente opostas;

tempo de voo mais curto da ogiva orbital em comparação com o tempo de voo da ogiva de mísseis balísticos (ao lançar um foguete orbital na direção mais curta);

a impossibilidade de prever a área onde a ogiva da ogiva cairá ao se mover na seção orbital;

a possibilidade de garantir uma precisão satisfatória de atingir o alvo em distâncias de lançamento muito longas.

A principal vantagem do míssil orbital R-36 Orb era sua capacidade de superar efetivamente as defesas antimísseis inimigas.

As capacidades de energia do foguete R-36 tornaram possível lançar uma ogiva nuclear no espaço em órbita baixa. A massa da ogiva e o poder da ogiva foram reduzidos, mas a qualidade mais importante foi alcançada - invulnerabilidade aos sistemas de defesa antimísseis. O míssil poderia atingir o território dos EUA não pelo norte, onde um sistema de defesa antimísseis com estações de alerta de ataque com mísseis estava sendo construído, mas pelo sul, onde os Estados Unidos não possuíam um sistema de defesa antimísseis.

Os mísseis orbitais 8K69 foram retirados do serviço de combate em janeiro de 1983 em conexão com a conclusão do Tratado de Limitação de Armas Estratégicas (SALT-2), que estipulava a proibição de tais sistemas. Mais tarde, com base no foguete 8K69, foi criada a família Cyclone de veículos de lançamento.

O primeiro e único regimento com mísseis orbitais 8K69 assumiu o serviço de combate em 25 de agosto de 1969 no NIIP-5. O regimento implantou 18 lançadores.

Da história da criação do sistema de mísseis

Em 1962, na URSS, após o decreto do governo "Sobre a criação de modelos de mísseis balísticos e globais intercontinentais e porta-aviões pesados". objetos espaciais"O desenvolvimento de três projetos dos chamados mísseis globais ou orbitais - R-36-O em OKB-586 M.K. Yangelya, GR-1 em OKB-1 S.P. Korolev e UR-200A em OKB-52 V.N. Chelomeya. Apenas o R-36-O foi adotado para o serviço (a imprensa também dá uma variante do nome R-36 orb).

A criação do foguete R-36-O e do bloco orbital foi confiada a OKB-586 M.K. Yangel (Design Bureau Yuzhnoye), motores de foguete - OKB-456 V.P. Glushko (NPO Energomash), sistema de controle - NII-692 V.G. Sergeev (KB "Khartron"), dispositivos de comando - NII-944 V.I. Kuznetsova (NII-KP). O complexo de lançamento de combate foi desenvolvido na KBSM sob a liderança do Chief Designer E.G. Rudyak.

As unidades de equipamentos de lançamento do complexo terrestre para testar o foguete no local de teste de Baikonur foram desenvolvidas na KBTM.

“Com a criação do complexo (complexo de lançamento) 8P867, as obras no local nº 67 de Baikonur não foram concluídas. Quando o próximo foguete 8K69 do Yangel Design Bureau chegou, a segunda plataforma de lançamento deste complexo foi reconstruída para garantir seus testes de voo. O novo complexo de lançamento recebeu o índice 8P869. A semelhança dos parâmetros e tecnologia de preparação dos mísseis 8K69 e 8K67 exigiu a criação de um número relativamente pequeno de novas unidades de lançamento, sete das quais foram desenvolvidas pela GSKB (KBTM) e sete por empresas relacionadas. Basicamente, o equipamento terrestre foi modificado e unificado para ambos os mísseis. novo complexo foi testado, foi colocado em operação e no período 1965-1966. assegurou a preparação e lançamento de 4 mísseis 8K69.

No final de 1964, começaram os preparativos para os testes em Baikonur. Depois de disparar testes de bancada e testes de aeronaves do TDU OGCh em condições sem peso, em 16 de dezembro de 1965, o LKI do foguete 8K69 começou. O primeiro lançamento do R-36-O foi feito em 16 de dezembro de 1965. Durante o LCT, 19 mísseis foram testados, incluindo 4 mísseis na região de Kura, 13 mísseis na região de Novaya Kazanka e oceano Pacífico- 2 mísseis. Destes, 4 lançamentos de emergência, principalmente por motivos de produção. No lançamento nº 17, a ogiva 8F673 foi resgatada usando sistema de pára-quedas. Os testes de foguetes começaram em 16 de dezembro de 1965 a partir de um lançador terrestre no local de teste NIIP-5 perto de Tyura-Tam. Em 1966, quatro lançamentos bem-sucedidos de mísseis R-36-O (R-36orb) de lançadores terrestres foram realizados, lançamentos posteriores foram realizados a partir de silos do tipo OS localizados nos locais 160-162 do NIIP-5. Em 1967, eles realizaram 10 lançamentos do foguete R-36orb. De acordo com o programa de teste de voo, foram lançadas ogivas orbitais - satélites artificiais Terras (AES) que receberam nomes oficiais para registro organizações internacionais: Cosmos-139, Cosmos-160, Cosmos-169, Cosmos-170, Cosmos-171, Cosmos-178, Cosmos-179, Cosmos-183, " Cosmos-187", "Cosmos-218", "Cosmos-244" , "Cosmos-298", "Cosmos-316", "Cosmos-651", "Cosmos-654" e vários outros veículos, enquanto a parte orbital foi colocada em uma órbita circular ou ligeiramente elíptica ao redor da Terra com uma inclinação de cerca de 50 graus. Os testes de voo foram concluídos em 20 de maio de 1968.

Recorda o coronel aposentado Georgy Smyslovskikh:

“Os testes do míssil R-36-O começaram no final de 1965. Vice-chefe da Academia Militar em homenagem a F.E. Dzerzhinsky tenente-general Fyodor Petrovich Tonkikh. O primeiro lançamento do foguete R-36-O em 16 de dezembro de 1965 foi uma emergência. Durante a conclusão do abastecimento do 2º estágio com combustível, iniciou-se um vazamento de nitrogênio na sala receptora, de onde os tanques de combustível foram pressurizados com nitrogênio. Considerando que o suprimento de nitrogênio era para dois reabastecimentos, poderíamos ter terminado o reabastecimento quando o nitrogênio foi gravado, mas o gerente de teste enviou especialistas em gerenciamento ao receptor, durante os quais foi enviado um comando falso para disparar enchimentos de 2º estágio para procurar corrosão por nitrogênio. Os enchimentos foram desencaixados, o combustível foi derramado de uma altura sobre o concreto, inflamado com o impacto e um incêndio começou.

Em 1966, quatro lançamentos de teste bem-sucedidos foram realizados.

“Deve-se notar que em dezembro de 1965 (a data precisa ser esclarecida) foi lançado o foguete global 8K69. O foguete foi lançado do NII-5 MO, lançado em órbita circular com altura de 150 km e inclinação de 65 ° parte da cabeça, que, tendo completado uma volta ao redor da Terra, caiu em uma determinada área com desvios do ponto de impacto calculado em alcance e direção, correspondendo aos especificados pelos requisitos táticos e técnicos do Ministério da Defesa (TTT MO).

Por decreto do governo em 19 de novembro de 1968, o foguete orbital R-36-O foi colocado em serviço. Os complexos no silo OS foram colocados em serviço de combate no campo de treinamento de Baikonur em 25 de agosto de 1969. Produção em massa implantado na Fábrica de Construção de Máquinas do Sul em Dnepropetrovsk.

18 lançadores de mísseis orbitais R-36-O com ogivas nucleares foram implantados em 1972 em uma única área posicional - no local de teste de Baikonur.

O lado americano anunciou pela primeira vez que a URSS estava testando o sistema de "bombardeio orbital parcial" (FOBS) apenas em 3 de novembro de 1967.

O primeiro regimento de mísseis com ICBMs R-36orb assumiu o serviço de combate em 25 de agosto de 1969 no NIIP-5.

Em julho de 1979, a Diretoria de Unidades de Teste de Engenharia Separadas (OIICH) foi formada em Baikonur.

O último lançamento do R-36orb em uma trajetória orbital parcial ocorreu em agosto de 1971.

Em 1982, o local de teste de Baikonur foi transferido para a Diretoria Principal de Instalações Espaciais do Ministério da Defesa (GUKOS). Em janeiro de 1983, de acordo com o acordo SALT-2, o sistema de mísseis R-36orb foi removido do serviço de combate. Em 1º de novembro de 1983, a administração do OIICh em Baikonur foi dissolvida. 12 dos 18 silos foram eliminados e 6 silos puderam ser usados para testar ICBMs pesados avançados.