Р-16 — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 9 августа 2018; проверки требуют 2 правки. Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 9 августа 2018; проверки требуют 2 правки. Перейти к навигации Перейти к поиску
Р-16

Р-16
Общие сведения
Страна СССР СССР
Индекс 8К64
Классификация НАТО SS-7 Saddler
Назначение МБР
Разработчик КБ Южное
Основные характеристики
Количество ступеней 2
Длина (с ГЧ) 30,44 — 34,3 м
Диаметр 3 м
Стартовая масса 140,6-141,2 т
Забрасываемый вес 1475-2200 кг
Вид топлива жидкое, Несимметричный диметилгидразин/ингибированная азотная кислота
Максимальная дальность 10 500-13 000 км
Точность, КВО 2,7 км
Тип головной части моноблочная
Количество боевых блоков 4
Мощность заряда 3

ru.wikipedia.org

16 - это... Что такое Р-16?

Р-16
Р-16

Общие сведения

Страна СССР
Индекс 8К64
Классификация НАТО SS-7 Saddler
Назначение МБР
Разработчик КБ Южное

Основные характеристики

Количество ступеней 2
Длина 30,44 — 34,3 м
Диаметр 3 м
Стартовая масса 140,6-141,2 т
Забрасываемый вес 1475-2200 кг
Вид топлива жидкое, Несимметричный диметилгидразин/ингибированная азотная кислота
Максимальная дальность 10 500-13 000 км
Точность, КВО 2,7 км
Тип головной части моноблочная
Количество боевых блоков 1
Мощность заряда 3-6 Мт
Система управления инерциальная
Способ базирования шахтный

История запусков

Состояние снята с вооружения
Принята на вооружение 1962
Снята с вооружения 1976-1977

Р-16 (индекс УРВ РВСН — 8К64, по классификации МО США и НАТО — SS-7 Saddler, буквально Шорник) — межконтинентальная баллистическая ракета, состоявшая на вооружении РВСН СССР с 1962 по 1976—1977 годы. Первая советская двухступенчатая МБР на высококипящих компонентах топлива с автономной системой управления.

История разработки

13 мая 1959 года специальным постановлением ЦК КПСС и СМ конструкторскому бюро «Южное» (Главный конструктор М. К. Янгель) поручили разработать межконтинентальную ракету на высококипящих компонентах топлива. Впоследствии она получила обозначение Р-16. Необходимость разработки этой ракеты определялась низкими тактико-техническими и эксплуатационными характеристиками первой советской МБР Р-7. Первоначально Р-16 предполагалось запускать только с наземных пусковых установок.

Для разработки двигателей и систем ракеты, а также наземной и шахтной стартовых позиций были привлечены конструкторские коллективы, возглавляемые В. П. Глушко, В. И. Кузнецовым, Б. М. Коноплевым и др. Система управления разработывалась харьковским ОКБ-692. На проектирование и проведение летно-конструкторских испытаний отводились крайне сжатые сроки. Чтобы уложиться в них, конструкторские коллективы пошли по пути широкого использования наработок по ракетам Р-12 и Р-14.

24 октября 1960 года полигоне Байконур, во время намеченного первого испытательного пуска ракеты Р-16, на этапе выполнения предстартовых работ, примерно за 15 минут до старта, произошел несанкционированный запуск двигателей второй ступени из-за прохождения преждевременной команды на запуск двигателей от токораспределителя, что было вызвано грубым нарушением процедуры подготовки ракеты. Ракета взорвалась на стартовой площадке. В огне сразу же сгорели 74 человека, среди них — командующий РВСН маршал М. Неделин, большая группа ведущих специалистов КБ. Впоследствии в госпиталях из-за ожогов и отравлений скончалось еще 4 человека.

Пуск второй Р-16 состоялся 2 февраля 1961 года. Несмотря на то, что ракета упала на трассе полета из-за потери устойчивости, разработчики убедились в жизнеспособности принятой схемы. Напряженная работа позволила закончить летные испытания ракеты, запускаемой с наземной пусковой установки, к концу 1961 года. 1 ноября три первых ракетных полка в г. Нижний Тагил и п. Юрья Кировской области были подготовлены к заступлению на боевое дежурство.

Начиная с мая 1960 года проводились опытно-конструкторские работы, связанные с реализацией пуска модифицированной ракеты Р-16У из шахтной пусковой установки (ШПУ). В январе 1962 года на полигоне Байконур был проведен первый пуск ракеты из ШПУ.

5 февраля 1963 года началась постановка на боевое дежурство первого ракетного полка (г. Нижний Тагил), вооруженного БРК с этими МБР, а 15 июля этого же года этот комплекс был принят на вооружение РВСН.

Конструкция

Ракета Р-16 была выполнена по «тандемной» схеме, с последовательным разделением ступеней. Первая ступень состояла из переходника, к которому посредством четырех разрывных болтов крепилась вторая ступень, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека с силовым кольцом. Топливные баки несущей конструкции. Баки первой ступени и бак горючего второй ступени — панельной конструкции из алюминиево-магниевого сплава с поперечным и продольным силовым набором из шпангоутов и стрингеров, а бак окислителя второй ступени — из листового материала обработанного химическим фрезерованием (как на Р-14). Для обеспечения устойчивого режима работы ЖРД все баки имели наддув. При этом бак окислителя первой ступени наддувался в полете встречным скоростным напором воздуха, второй ступени — воздухом, а баки горючего обоих ступеней — сжатым азотом из шаровых баллонов. Пять шаровых баллонов со сжатым азотом для наддува бака горючего первой ступени размещались в приборном отсеке первой ступени, между баками окислителя и горючего.

Двигательная установка состояла из маршевого и рулевого двигателей, укрепленных на одной раме. Маршевый двигатель был собран из трех одинаковых двухкамерных блоков и имел суммарную тягу на земле 227 т. Рулевой двигатель имел четыре поворотные камеры сгорания и развивал тягу на земле 29 т. Система подачи топлива во всех двигателях — турбонасосная с питанием турбин продуктами сгорания основного топлива.

Вторая ступень, служившая для разгона ракеты до скорости, соответствовавшей заданной дальности полета, имела аналогичную конструкцию, но была выполнена короче и в меньшем диаметре. Её двигательная установка (ДУ) во многом была заимствована от первой ступени, что удешевляло производство, но в качестве маршевого двигателя устанавливался только один блок. Он развивал тягу в пустоте 90 т. Рулевой двигатель отличался от аналогичного двигателя первой ступени меньшими размерами и тягой (5 т). Все ракетные двигатели работали на самовоспламеняющихся при контакте компонентах топлива: окислителе АК-27И (раствор тетраоксида диазота в азотной кислоте) и горючем — несимметричном диметилгидразине (НДМГ).

Р-16 имела защищённую автономную инерциальную систему управления. Она включала автоматы угловой стабилизации, стабилизации центра масс, систему регулирования кажущейся скорости, систему одновременного опорожнения баков, автомат управления дальностью. В качестве чувствительного элемента СУ впервые на советских межконтинентальных ракетах была применена гиростабилизированная платформа на шарикоподшипниковом подвесе. Приборы системы управления располагались в приборных отсеках на первой и второй ступенях. Круговое вероятное отклонение (КВО) при стрельбе на максимальную дальность 12 000 км составило около 2700 м. При подготовке к старту ракета устанавливалась на пусковое устройство так, чтобы плоскость стабилизации находилась в плоскости стрельбы.

Р-16 оснащалась отделяемой моноблочной головной частью двух типов, отличавшихся мощностью термоядерного заряда (порядка 3 Мт и 6 Мт). От массы и соответственно мощности головной части зависела максимальная дальность полёта, колебавшаяся в пределах от 11 000 до 13 000 км.

Р-16 стала базовой ракетой для создания группировки межконтинентальных ракет РВСН. Наземный стартовый комплекс включал боевую позицию с двумя пусковыми устройствами, одним общим командным пунктом и хранилищем ракетного топлива. Пуск ракеты осуществлялся после её установки на пусковой стол, заправки компонентами ракетного топлива и сжатыми газами, проведения операций по прицеливанию. Все эти операции занимали довольно много времени. Чтобы его сократить, были введены четыре степени технической готовности, характеризовавшиеся определённым временем до возможного старта, которое было необходимо затратить для выполнения ряда операций по предстартовой подготовке и запуску ракеты. В высшей степени готовности Р-16 могла стартовать через 30 минут.

Сохранившиеся экземпляры

См. также

  • Р-9А 
  • Р-36 (следующая тяжелая МБР разработки КБ «Южное»)

Ссылки

Примечания

dic.academic.ru

стратегический ракетный комплекс Р-16 с ракетой 8К64 (Р-16У/8К64У) (СССР)

5:50 / 25.01.16
РВСН: стратегический ракетный комплекс Р-16 с ракетой 8К64 (Р-16У/8К64У) (СССР)

Р-16 (индекс УРВ РВСН — 8К64, по классификации МО США и НАТО — SS-7 Saddler, буквально Шорник) — межконтинентальная баллистическая ракета, состоявшая на вооружении РВСН СССР с 1962 по 1976—1977 годы. Первая советская двухступенчатая МБР на высококипящих компонентах топлива с автономной системой управления.


Р-16 (8К64) / Фото: rbase.new-factoria.ru

13 мая 1959 года специальным постановлением ЦК КПСС и СМ конструкторскому бюро «Южное» (Главный конструктор М. К. Янгель) поручили разработать межконтинентальную ракету на высококипящих компонентах топлива. Впоследствии она получила обозначение Р-16. Необходимость разработки этой ракеты определялась низкими тактико-техническими и эксплуатационными характеристиками первой советской МБР Р-7. Первоначально Р-16 предполагалось запускать только с наземных пусковых установок [1].

Ввиду обострения международной обстановки правительство СССР обязывает ОКБ-586 ускорить разработку комплекса Р-16, выйти на летные испытания в конце 1960 г., начать серийное изготовление ракет с 1962 г. Чтобы уложиться в такие крайне сжатые сроки конструкторские коллективы пошли по пути широкого использования наработок по ракетам 8К63 и 8К65. Первоначально 8К64 предполагалось запускать только с наземных пусковых установок.

Для разработки системы управления ракеты в г. Харькове было образовано ОКБ-692. Для отработки камер сгорания и газогенераторов рулевых двигателей и систем питания маршевых двигателей на испытательной базе ОКБ-586 был построен комплекс стендов и монтажно-испытательный корпус. Для двигательного КБ ОКБ-586 был сооружен лабораторно-испытательный корпус со стендами для отработки турбонасосных агрегатов. На территории 5 НИИП для ОКБ-586 были выделены площадки, на которых началось строительство стартовой позиции ракеты 8К64, монтажно-испытательного корпуса и жилой зоны. Разработка стартового оборудования была возложена на Новокраматорский машиностроительный завод, а позднее к созданию шахтной пусковой установки "Шексна-В" было привлечено ЦКБ-34.

С целью объединения производственных мощностей и ускорения перехода на серийное изготовление ракет ОКБ-586 и завод №586 приняли решение передать экспериментальное производство ОКБ заводу. В августе 1960 г. начались огневые стендовые испытания ступеней ракеты в НИИ-229. При первом испытании I ступени от мощной струи разрушился отбойный лоток стенда, тем не менее пуск был успешным. Ввиду отсутствия времени на ремонт комиссия решила ограничить испытания единственным пуском и, не ремонтируя лоток, приступить к испытаниям на стенде II ступени. После трех испытаний II ступени ракета была допущена к летным испытаниям. Серийное изготовление ракет 8К64 началось в намеченный правительством срок. Кроме завода №586 ракеты изготавливал завод №166.

24 октября 1960 г. на 5 НИИП проводилась подготовка ракеты 8К64 к первому пуску по программе ЛКИ, которая закончилась катастрофой (в результате схемной ошибки в системе управления произошел несанкционированный запуск двигателей II ступени, приведший к взрыву ракеты на старте). Погибло 74 и ранено 49 человек. Среди погибших - командующий Ракетными войсками маршал М.Неделин, большая группа ведущих специалистов КБ.

В феврале 1961 г. состоялся первый успешный запуск ракеты, в феврале 1962 г. завершились пуски по программе ЛКИ с наземного старта. 1 ноября 1961 года три первых ракетных полка в г. Нижний Тагил и п. Юрья Кировской области были подготовлены к заступлению на боевое дежурство [2].

В мае 1960 г., в соответствии с директивой Минобороны СССР, на базе управления 1170-го и 1208-го зенитно-артиллерийских полков 97 зенитно-артиллерийской Тернопольско-Берлинской орденов Богдана Хмельницкого и Красной Звезды дивизии, 35-й школы ВВС и 15-го учебного танкового полка было начато формирование 206-й ракетной бригады (рб).

15 мая 1961 г. 206-рб была переформирована в 52 ракетную дивизию (рд). Управление дивизии было сформировано к 30 мая 1961 г., местом дислокации определёно: в 4 км от пос. Бершеть Пермской области. Впоследствии Указом Председателя Верховного совета РСФСР военный лагерь Бершеть (после войны там проходили общевойсковую подготовку воины Пермского гарнизона и других частей военного округа) отнесён к категории ракетного посёлка закрытого типа с присвоением наименования «Рабочий посёлок Звёздный Пермской области» (с 1962 г. не секретное наименование почтового отделения — Пермь-76).

На момент создания 52-рд состояла из 4-х ракетных полков: 721-рп, 723-рп, 730-рп, 734-рп, которые формировались под боевой ракетный комплекс (БРК) с межконтинентальными баллистическими ракетами (МБР) Р-16 8К64.

Каждый ракетный полк (рп) состоял из 3 ракетных дивизионов (рдн), имевших одну боевую стартовую позицию (БСП).

Сформированная 52-рд вошла в состав 5-го отдельного ракетного корпуса (5-й ОРК) со штабом в Кирове. Первоначально для строительства БСП были выбраны две базовые площадки: пл. 1 и пл. 2. Пл. 1 располагалась на примерно в 12 км юго-запад от пос. Бершеть, пл. 2 — примерно в 20 км на запад от пл. 1. Именно, от них стала развиваться вся инфраструктура 52-рд. От пл. 1 отпочковались пл. 11 и пл. 12, от пл. 2 — пл. 21 и пл. 22. После завершения строительства они получили наименование БСП-1, БСП-11, БСП-12, БСП-2, БСП-21, БСП-22.



Схема позиционного района 52-рд на период 1969-1976 гг. / Изображение: starcom68.livejournal.com

На пл. 10 в 4 км от пос. Бершеть строили штаб дивизии, склады, жильё для семейных офицеров и всю бытовую инфраструктуру для обеспечения дивизионов - БСП ракетных полков (пекарю, прачечную и т.д.). Южнее в 4-5 км от пл. 10 имелся ж/д тупик, назывался "Горка", туда приходило все необходимое для 52-РД: уголь, спирт, продукты, строительные материалы, изделия, техника. Тупик был соединен с Транссибирской магистралью (разъезд № 52), проходившей через. пос. Бершеть.

Первая БСП дивизии была сдана в эксплуатацию уже в декабре 1961 год. А уже 13 марта 1962 года на ней заступил на боевое дежурство (БД) первый ракетный дивизион (1-рдн 723-рп с Р-16 наземного старта, командир дивизиона подполковник Каплюк В. А.), а к 1965 году последняя БСП-11 (2-й рдн 723-рп с Р-16У в ШПУ) была сдана в эксплуатацию и приступила к несению БД.

В 1962 г. на принятых на БД БСП (БСП-1 — 1-рдн 723-рп, БСП-2 — 1-рдн 730-рп) в связи с кубинским кризисом личный состав около месяца жили на стартовых позициях в полной боевой готовности. Ракеты были установлены на пусковых столах.

Полки Р-16, 1961-1964 гг.

723-рп (в/ч 34131). По состоянию на 1963 г. 723-й ракетный Дрезденский полк состоял :

  • 1-рдн — БСП-1 с 2 ракетами Р-16 наземного базирования — на БД с 13.3.62.,
  • 2-рдн — БСП-11 с 3 ракетами Р-16У шахтного базирования — на БД с 25.2.65.,
  • 3-рдн — БСП-12 с 2 ракетами Р-16 наземного базирования — на БД с 5.3.63.
730-рп (в/ч 54300). По состоянию на 1963 г. 730-й ракетный Краснознаменный полк состоял:
  • 1-рдн — БСП-2 с 2 ракетами Р-16 наземного базирования — на БД с 20.9.62.,
  • 2-рдн — БСП-22 с 2 ракетами Р-16 наземного базирования — на БД с 24.2.64.,
  • 3-рдн — БСП-21 с 2 ракетами Р-16 наземного базирования — на БД с 30.12.63.
Вероятно в 1961 — 1963 гг. личный состав 721-го ракетного Львовского ордена Кутузова полка (в/ч 44097) и 734-го ракетного ордена Александра Невского полка (в/ч 44170) находился в стадии обучения на стартовых дивизионах ракетных полков 52-рд и на учебных полигонах. Своих БСП и ракет полки не имели.

Переформирование полков по новым штатам в 1964 году

БСП-2 с Р-16У наземного старта (наземный стартовый комплекс "Шексна-Н") представляла собой небольшой военный городок. Имелась техническая и жилая зона. В технической зоне располагались: 2 наземные стартовые пусковые установки (ПУ), командный пункт, МИК - монтажно-испытательный корпус (хранились две ракеты для ПУ № 1 и вторая ракета ПУ № 2), хранилище для ракеты ПУ № 2, РТБ (ремонтно-техническая база), 2 пристартовых убежища (около каждой ПУ), хозяйство заправки (укрытия для автозаправщиков: отдельно для окислителя, отдельно для горючего), компрессорная (азотнодобывающая станция), хозяйство роты электрозаграждения и минирования (РЭЗМ), укрытия стартового отделения под тележки и установщики ракет, рубежи технических средств охраны и инженерных заграждений и т.д.

Жилой городок имел: штаб, плац, казармы, столовые, гостиницу, клуб, котельную, дизельную, автопарк, санчасть, полосу препятствий, КПП, стрельбище и т.д.

В полку было 6 групп. На БД заступали на неделю. В пятницу зачитывали приказ на площадке и заступали офицеры и срочники 10-15 чел.

Каждая группа имела свою специальность: 1.связь, 2.стартовая, 3. заправщики, 4 АДС (азотодобывающая станция): азот, жид. кислород, компресрная, воздух, 5. МИК (монтажники), 6. ИТР (инженерно-техничиские): тепло, вода, дизельная, котельная. РТБ 12 ГУ МО СССР (головная часть) придавалась полку. В сор. 3 (КП) - находилось под землей - была прямая связь с Москвой и пусковые пульты. Казармы находились на удалении 500 м от старта. Почти в каждой казарме было около 100 человек. Кровати двухярусные в 5-ой группе было поменьше личного состава - они жили в одной казарме с 4-ой гр.

Полки Р-16, 1964-1968 гг.

  1. БСП-1 — 723 рп (в/ч 34131), позывной «Клепка» на БД с 13.03.1962, полковник Кравченко А.А.
  2. БСП-11 — 589 рп (в/ч 12419), позывной «Белоус», на БД с 25.02.1965, подполковник Соколенко Н.А.
  3. БСП-12 — 176 рп (в/ч 07392), позывной «Алхимик» на БД с 5.03.1963, подполковник Авдеенко Ф.С.
  4. БСП-2 — 730 рп (в/ч 54300), позывной «Графолог» на БД с 20.09.1962, полковник Панин Н.Т.
  5. БСП-21 — 684 рп (в/ч 57341), позывной «Деловой», на БД с 30.12.1963, подполковник Храмченков В.Г.
  6. БСП-22 — 811 рп (в/ч 68532), позывной «Ежовый» на БД с 24.02.1964, подполковник Арцыбашев А.Г.
В 1963 году было принято постановление Правительства СССР о строительстве в позиционном районе 52-й ракетной дивизии боевых ракетных комплексов (БРК) УР-100 с отдельными стартами («ОС»). Но это уже другая история...

Полки Р-16, 1969-1976 гг.

В 1969 г. в 811-рп в связи с формированием БРК с «ОС» прошло изменение структуры. Из отдельного 730-рп ему была передана БСП-2 с ракетами Р-16, а из отдельного 684-рп — БСП-21 с ракетами Р-16. Таким образом, объединённый 811-рп с 1969 года состоял:

  • БСП-2 с 2 ракетами Р-16У наземного старта
  • БСП-21 с 2 ракетами Р-16У наземного старта
  • БСП-22 с 2 ракетами Р-16У наземного старта
Полк находился на БД до конца 1976, и был расформирована 1.12.76.

Аналогичные изменения произошли и в 589-рп. Из отдельного 723-рп ему была передана БСП-1 с ракетами Р-16У, а из отдельного 176-рп — БСП-12 с ракетами Р-16У. Таким образом объединённый 589-рп с 1969 года состоял:

  • БСП-1 с 2 ракетами Р-16У наземного старта
  • БСП-11 с 3 ракетами Р-16У шахтного базирования
  • БСП-12 с 2 ракетами Р-16У наземного старта
Полк находился на БД до конца 1976, и был расформирована 1.12.76. 8.6.70. 5-й отдельный ракетный корпус (5-й орк) со штабом в Кирове, куда входила 52-рд, был расформирован. 52-рд с 8.6.70 входит в состав 31-й ракетной армии (в/ч 29452) со штабом в Оренбурге.

Отдельные БСП отличались в деталях. В основном это было обусловлено системой заправки ракет Р-16У из стационарных хранилищ или из подвижных топливозаправщиков. БСП-22 использовала стационарные емкости для горючего и окислителя.


Космоснимок БСП-1 54-рд (Тейково, Ивановской обл.) со стационарными заправочнымии сооружениями. Экспликация (при описании сооружений я буду применять приведенную нумерацию) 1. Сооружение № 1 – левый старт. 2. Сооружение № 2 – правый старт. 3. Сооружение № 3 – командный пункт БСП (рп). 4. Сооружение № 4 – хранилище ракет боезапаса. 5. Сооружение № 5 – монтажно-испытательный корпус (МИК), часто имел кроме испытательной дорожки 1-3 дорожки для хранения ракет боезапаса. 6. Сооружение № 6 (6а) – два заправочных сооружения горючего по одному на старт. 7. Сооружение № 7 (7а) – два заправочных сооружения окислителя по одному на старт. Каждое из заправочных сооружений имело насосную с пультом управления и хранилище боезапаса КРТ. 8. Сооружение № 8 – хранилище сжатого азота, сжатого воздуха. Кроме батареи баллонов высокого давления имело стационарный компрессор и комплект подвижных агрегатов азотодобывающей станции. Сооружение соединялось трубопроводами высокого давления со стартами, заправочными сооружениями и монтажно-испытательным корпусом. 9. Вход в подстартовые помещения (аппаратная, потерна и помещение клапана азотной колонки). 10. Стрела подъемно-поворотного дивертора в горизонтальном положении. 11. Оттяжное маятниковое устройство. 12. Пункт санитарной обработки. 13. Зона сборочной бригады ртб. 14. Убежище. 15. Трансформаторная подстанция. 16. Пожарный водоем / Фото: starcom68.livejournal.com

Комплекс Р-16У (8К64У) был принят на вооружение РВСН 15 июля 1963 года. До 1965 года было развернуто 186 пусковых Р-16 и Р-16У. На вооружении Р-16 состояли до середины 70-х годов. Последние ракеты наземных пусковых установок ликвидировали в 1977 году. На западе ракета называлась SS-7 «Saddler» (Шорник).



Установка Р-16 на пусковой стол / Рисунок: starcom68.livejournal.com, А Чечина

БРК Р-16 стал базовым при создании группировки межконтинентальных ракет РВСН. Наземный стартовый комплекс включал боевую позицию с двумя пусковыми устройствами, одним общим командным пунктом и хранилищем ракетного топлива. Пуск ракеты осуществлялся после ее установки на пусковой стол, заправки компонентами ракетного топлива и сжатыми газами, проведения операций по прицеливанию. Все эти операции занимали довольно много времени. Чтобы его сократить были введены четыре степени технической готовности, характеризовавшиеся определенным временем до возможного старта, которое было необходимо затратить для выполнения ряда операций по предстартовой подготовке и запуску ракеты. В высшей степени готовности МБР 8К64 могла стартовать через 30 минут.


Вот так выглядит стартовая площадка ракеты Р-16 на макете в музее 52-рд в Звездном. Макет сильно упрощенный, но дает представление о том, как все это выглядело при жизни / Фото: rbase.new-factoria.ru

Как и все ракеты первого поколения эти МБР не могли долго находиться в заправленном состоянии. В постоянной готовности они хранились в укрытиях или шахтах с пустыми баками и требовалось значительное время для приведения их в готовность к пуску. По времени приведения в боевую готовность советские МБР уступали американским ракетам. Низкая живучесть советских ракетных комплексов практически исключала возможность нанесения ответного удара. К тому же уже в 1964 году стало ясно, что эта ракета морально устарела [3].

Начиная с мая 1960 года, проводились опытно-конструкторские работы, связанные с реализацией пуска модифицированной ракеты 8К64У из шахтной пусковой установки. В январе 1962 года на полигоне Байконур был проведен первый пуск ракеты из ШПУ. 5 февраля 1963 года началась постановка на боевое дежурство первого ракетного полка (г. Нижний Тагил), вооруженного БРК Р-16У с этими МБР, а 15 июля этого же года комплекс Р-16У был принят на вооружение РВСН.

ШПУ с ракетой Р-16У / Изображение: kollektsiya.ru


До 1965 года было развернуто 186 пусковых установок комплексов Р-16 и Р-16У. На вооружении МБР этого типа состояли до середины 70-х годов. Последние ракеты наземных пусковых установок ликвидировали в 1977 году.

На западе ракета получила обозначение SS-7 "Saddler"


Ракета типа Р-16 / Изображение: ru.wikipedia.org


Ракета 8К64 была выполнена по схеме «тандем» с последовательным разделением ступеней. Первая ступень состояла из переходника, к которому посредством четырех разрывных болтов крепилась вторая ступень, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека с силовым кольцом. Вторая ступень, служившая для разгона ракеты до скорости, соответствовавшей заданной дальности полета, имела аналогичную конструкцию, но была выполнена короче и в меньшем диаметре.

Топливные баки I ступени и бак "Г" II ступени - панельной конструкции, а бак "О" II ступени изготовлен из листового материала с применением химфрезерования. Для обеспечения устойчивого режима работы ЖРД все баки имели наддув. Наддув баков "Г" обеих ступеней осуществляется азотом, бака "О" II ступени - воздухом из шаровых баллонов, размещенных в приборном отсеке, а бака "О" I ступени - скоростным напором встречного потока воздуха. В качестве управляющих органов впервые использованы качающиеся камеры рулевых двигателей.

Разделение ступеней ракеты осуществляется по следующей схеме: по команде на разделение ступеней выключается основной двигатель и снижается тяга рулевого двигателя I ступени, после запуска рулевого двигателя II ступени происходит разрыв связей между ступенями и торможение корпуса I ступени тормозными ПРД. Запуск основного двигателя II ступени производится после достижения расстояния между ступенями 10-15м. Отделение головной части производится за счет торможения корпуса II ступени тормозными ПРД после выключения основного, а затем рулевого двигателя II ступени.

ЖРД первой ступени Р-16 / Фото: coollib.net

На I ступени ракеты был установлен основной двигатель 8Д712, состоящий из трех двухкамерных двигателей 8Д515, унифицированных с двигателями ракеты 8К65. В качестве рулевого использовался четырехкамерный двигатель 8Д63У. На II ступени установлены основной двухкамерный двигатель 8Д713 и рулевой четырехкамерный двигатель 8Д64У.

Система подачи топлива во всех двигателях — турбонасосная с питанием турбин продуктами сгорания основного топлива. Все ракетные двигатели работали на самовоспламеняющихся при контакте компонентах топлива: окислителе АК-27И и горючем — несимметричном диметилгидразине (НДМГ).

Ракета Р-16У перед установкой в шахту / Фото: kollektsiya.ru


Ракета могла оснащаться двумя видами ЯБП мощностью от 3 до 6Мт. При стрельбе на максимальные дальности использовалась так называемая "легкая" ГЧ, а на промежуточную и минимальную дальности - "тяжелая" с зарядом более мощного тротилового эквивалента. ГЧ конической формы с полусферической вершиной крепилась к корпусу второй ступени с помощью трех разрывных болтов. Ее отделение осуществлялось за счет торможения второй ступени при срабатывании тормозных пороховых ракетных двигателей. От мощности головной части зависела максимальная дальность полета, колебавшаяся в пределах от 11000 до 13000 км. Наряду с совершенствованием боевых ракет в СССР продолжалось совершенствование термоядерных зарядов. Так, в ходе летных испытаний ракеты 8К64 в 1961 г. было предписано заменить заряды в головных частях ракет 8К64 и 8К65. В связи с этим в 1962 г. разработаны унифицированные ГЧ, пригодные для оснащения обеих ракет. В дальнейшем принцип внутривидовой и межвидовой унификации узлов и изделий широко применялся в различных разработках КБ "Южное".

Ракета 8К64 имела защищенную автономную инерциальную систему управления. Она включала автоматы угловой стабилизации, стабилизации центра масс, систему регулирования кажущейся скорости, систему одновременного опорожнения баков, автомат управления дальностью. В качестве чувствительного элемента СУ впервые на советских межконтинентальных ракетах была применена гиростабилизированная платформа на шарикоподшипниковом подвесе. Приборы системы управления располагались в приборных отсеках на первой и второй ступенях. При подготовке к старту ракета устанавливалась на пусковое устройство так, чтобы плоскость стабилизации находилась в плоскости стрельбы.

Фото: kollektsiya.ru


8К64У конструктивно почти не отличалась от 8К64. Для обеспечения старта из ШПУ была изменена автоматика работы двигательной установки первой ступени. На корпусе ракеты были сделаны площадки для установки бугелей, фиксирующих ее положение в направляющих шахтной пусковой установки. Баки горючего стали наддуваться азотом.

БРК Р-16 стал базовым при создании группировки межконтинентальных ракет РВСН. Наземный стартовый комплекс включал боевую позицию с двумя пусковыми устройствами, одним общим командным пунктом и хранилищем ракетного топлива. Пуск ракеты осуществлялся после ее установки на пусковой стол, заправки компонентами ракетного топлива и сжатыми газами, проведения операций по прицеливанию. Все эти операции занимали довольно много времени. Чтобы его сократить были введены четыре степени технической готовности, характеризовавшиеся определенным временем до возможного старта , которое было необходимо затратить для выполнения ряда операций по предстартовой подготовке и запуску ракеты. В высшей степени готовности МБР 8К64 могла стартовать через 30 минут.

8К64У была развернута в гораздо меньших количествах, так как на строительство шахтных комплексов (типа "Шексна") требовалось больше времени, чем для ввода в строй РК с наземными ПУ. На каждой стартовой позиции располагались три ШПУ, размещенные в линию на расстоянии около 100 метров друг от друга, подземный командный пункт, хранилища компонентов топлива, а также другие сооружения. Способ старта из шахты - газодинамический на собственных двигателях. На ракете установлены бугели для движения в шахте по направляющим, а также для амортизации. Защитная крыша шахты - плоская, сдвигаемая по рельсам. Ракета размещалась внутри на специальном поворотном устройстве с пристыкованными коммуникациями системы заправки. Для БРК с МБР 8К64У устанавливалось три степени боевой готовности. Время пуска из полной боевой готовности - 18мин.


Ракета  Р-16 / Рисунки: young.rzd.ru

Обозначения на нижнем рисунке :

1 - головная часть;
2 - приборный отсек;
3 - бак окисли­теля II ступени;
4 - бак горючего II ступени;
5 - тоннель­ный трубопровод окислителя II ступени;
6 - рулевой дви­гатель II ступени;
7 - переходной отсек;
8 - бак окислите ля I ступени;
9 - шаровые баллоны системы бортового наддува;
10 - бак горючего I ступени;
11 - тоннельный тру­бопровод окислителя I ступени;
12 - хвостовой отсек I сту­пени;
13 - рулевой двигатель I ступени;
14 - основной ЖРД I ступени


Тактико-технические характеристики

Общие характеристики

Максимальная дальность стрельбы, км

  11000-13000

Точность стрельбы, км

  ±10

Время пуска из полной боевой готовности, мин

  18

Гарантийный срок нахождения ракеты в заправленном состоянии, сут

  30

Ракета 8К64

Стартовый вес ракеты, тс

   140.6 - 141.2

Вес компонентов топлива, тс

   130

Длина, м

   30.44 - 34.3

Максимальный диаметр корпуса, м

   3

Диаметр корпуса ГЧ, м

   2

Длина ГЧ, м

   4.5

Характеристики ДУ

Тяга ДУ I ступени (на земле/в пустоте), тс:
            - основного
            - рулевого


   226.5/266
   28.85/33

Удельный импульс ДУ I ступени (на земле/в пустоте), с:
            - основного
            - рулевого


   246/289
   235/273

Тяга ДУ II ступени (в пустоте), тс:
            - основного
            - рулевого


   90
   4.92

Удельный импульс ДУ II ступени (в пустоте), с:
            - основного
            - рулевого


   293
   250


Испытания и эксплуатация

Как и все ракеты первого поколения эти МБР не могли долго находиться в заправленном состоянии. В постоянной готовности они хранились в укрытиях или шахтах с пустыми баками и требовалось значительное время для приведения их в готовность к пуску. По времени приведения в боевую готовность советские МБР уступали американским ракетам. Низкая живучесть советских ракетных комплексов практически исключала возможность нанесения ответного удара. К тому же уже в 1964 году стало ясно, что эта ракета морально устарела.

В мае 1963 г. на 5 НИИП демонстрировался групповой пуск из шахт трех ракет 8К64У (триплет) для руководителей стран социалистического содружества. Всего было проведено 307 пусков, успешных пусков 91%. Старт одной из ракет 8К64 в июне 1966 года наблюдал на полигоне Байконур президент Франции Ш. де Голль, находившийся в СССР с официальном визитом. Источники

В мае 1963 г. на 5 НИИП демонстрировался групповой пуск из шахт трех ракет 8К64У (триплет) для руководителей стран социалистического содружества.

Всего было проведено 307 пусков, успешных пусков 91%.

Старт одной из ракет 8К64 в июне 1966 года наблюдал на полигоне Байконур президент Франции Ш. де Голль, находившийся в СССР с официальном визитом.

При написании материала использовались данные открытых интернет источников:

1. Материалы сайта Википедии — свободной энциклопедии.

2. Материалы сайта информационно-новостной системы "Ракетная техника".

3. Материалы сайта starcom68.livejournal.com

 


www.arms-expo.ru

Стратегический ракетный комплекс Р-16 с ракетой 8К64 (Р-16У/8К64У)

Ракета ]]>8К64]]> была выполнена по схеме «тандем» с последовательным разделением ступеней. Первая ступень состояла из переходника, к которому посредством четырех разрывных болтов крепилась вторая ступень, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека с силовым кольцом. Вторая ступень, служившая для разгона ракеты до скорости, соответствовавшей заданной дальности полета, имела аналогичную конструкцию, но была выполнена короче и в меньшем диаметре.

Топливные баки I ступени и бак "Г" II ступени - панельной конструкции, а бак "О" II ступени изготовлен из листового материала с применением химфрезерования. Для обеспечения устойчивого режима работы ЖРД все баки имели наддув.Наддув баков "Г" обеих ступеней осуществляется азотом, бака "О" II ступени - воздухом из шаровых баллонов, размещенных в приборном отсеке, а бака "О" I ступени - скоростным напором встречного потока воздуха. В качестве управляющих органов впервые использованы качающиеся камеры рулевых двигателей.

Разделение ступеней ракеты осуществляется по следующей схеме: по команде на разделение ступеней выключается основной двигатель и снижается тяга рулевого двигателя I ступени, после запуска рулевого двигателя II ступени происходит разрыв связей между ступенями и торможение корпуса I ступени тормозными ПРД. Запуск основного двигателя II ступени производится после достижения расстояния между ступенями 10-15м. Отделение головной части производится за счет торможения корпуса II ступени тормозными ПРД после выключения основного, а затем рулевого двигателя II ступени.

На I ступени ракеты был установлен основной двигатель 8Д712, состоящий из трех двухкамерных двигателей 8Д515, унифицированных с двигателями ракеты 8К65. В качестве рулевого использовался четырехкамерный двигатель 8Д63У. На II ступени установлены основной двухкамерный двигатель 8Д713 и рулевой четырехкамерный двигатель 8Д64У. Система подачи топлива во всех двигателях — турбонасосная с питанием турбин продуктами сгорания основного топлива. Все ракетные двигатели работали на самовоспламеняющихся при контакте компонентах топлива: окислителе АК-27И и горючем — несимметричном диметилгидразине (НДМГ).

]]>]]>

Ракета могла оснащаться двумя видами ЯБП мощностью от 3 до 6Мт. При стрельбе на максимальные дальности использовалась так называемая "легкая" ГЧ, а на промежуточную и минимальную дальности - "тяжелая" с зарядом более мощного тротилового эквивалента. ГЧ конической формы с полусферической вершиной крепилась к корпусу второй ступени с помощью трех разрывных болтов. Ее отделение осуществлялось за счет торможения второй ступени при срабатывании тормозных пороховых ракетных двигателей. От мощности головной части зависела максимальная дальность полета, колебавшаяся в пределах от 11000 до 13000 км. Наряду с совершенствованием боевых ракет в СССР продолжалось совершенствование термоядерных зарядов. Так, в ходе летных испытаний ракеты 8К64 в 1961 г. было предписано заменить заряды в головных частях ракет 8К64 и 8К65. В связи с этим в 1962 г. разработаны унифицированные ГЧ, пригодные для оснащения обеих ракет. В дальнейшем принцип внутривидовой и межвидовой унификации узлов и изделий широко применялся в различных разработках КБ "Южное".

Ракета 8К64 имела защищенную автономную инерциальную систему управления. Она включала автоматы угловой стабилизации, стабилизации центра масс, систему регулирования кажущейся скорости, систему одновременного опорожнения баков, автомат управления дальностью. В качестве чувствительного элемента СУ впервые на советских межконтинентальных ракетах была применена гиростабилизированная платформа на шарикоподшипниковом подвесе. Приборы системы управления располагались в приборных отсеках на первой и второй ступенях. При подготовке к старту ракета устанавливалась на пусковое устройство так, чтобы плоскость стабилизации находилась в плоскости стрельбы.

8К64У конструктивно почти не отличалась от 8К64. Для обеспечения старта из ШПУ была изменена автоматика работы двигательной установки первой ступени. На корпусе ракеты были сделаны площадки для установки бугелей, фиксирующих ее положение в направляющих шахтной пусковой установки. Баки горючего стали наддуваться азотом.

БРК Р-16 стал базовым при создании группировки межконтинентальных ракет РВСН. Наземный стартовый комплекс включал боевую позицию с двумя пусковыми устройствами, одним общим командным пунктом и хранилищем ракетного топлива. Пуск ракеты осуществлялся после ее установки на пусковой стол, заправки компонентами ракетного топлива и сжатыми газами, проведения операций по прицеливанию. Все эти операции занимали довольно много времени. Чтобы его сократить были введены четыре степени технической готовности, характеризовавшиеся определенным временем до возможного старта , которое было необходимо затратить для выполнения ряда операций по предстартовой подготовке и запуску ракеты. В высшей степени готовности МБР 8К64 могла стартовать через 30 минут.

8К64У была развернута в гораздо меньших количествах, так как на строительство шахтных комплексов (типа "Шексна") требовалось больше времени, чем для ввода в строй РК с наземными ПУ. На каждой стартовой позиции располагались три ШПУ, размещенные в линию на расстоянии около 100 метров друг от друга, подземный командный пункт, хранилища компонентов топлива, а также другие сооружения. Способ старта из шахты - газодинамический на собственных двигателях. На ракете установлены бугели для движения в шахте по направляющим, а также для амортизации. Защитная крыша шахты - плоская, сдвигаемая по рельсам. Ракета размещалась внутри на специальном поворотном устройстве с пристыкованными коммуникациями системы заправки. Для БРК с МБР 8К64У устанавливалось три степени боевой готовности. Время пуска из полной боевой готовности - 18мин.

rbase.new-factoria.ru

Р-16 (8К64) - межконтинентальная баллистическая ракета

Ракета Р-16 представляла собой первую межконтинентальную ракету на хранимом жидком топливе. Продолжая свою линию, ОКБ-586 в конце 50-х —начале 60-х годов разработало двухступенчатую ракету, которая выгодно отличалась от первой МБР Р-7 по всем боевым, эксплуатационным и стоимостным показателям. Постановление "О создании межконтинентальной баллистической ракеты Р-16 (8К64)" было принято Советом Министров СССР 17 декабря 1956 г. Головным разработчиком было определено ОКБ-586. Летно-конструкторские испытания должны были начаться в июне 1961 г.

Видео межконтинентальной ракеты Р-16

Р-16 представляла собой двухступенчатую ракету с поперечным делением ступеней и моноблочной головной частью. Двигательная установка первой ступени включала маршевый ЖРД, состоявший из трех двухкамерных двигателей (аналогичных ЖРД, использовавшимся на ракете Р-14) и четырехкамерного рулевого двигателя. Поворотные камеры сгорания рулевого двигателя размещались на внешней поверхности под обтекателями, которые также выполняли роль аэродинамических стабилизаторов. На второй ступени был установлен один двухкамерный ЖРД, отличающийся от двигателей первой ступени большей длиной сопла, и четырехкамерный рулевой ЖРД. Для Р-16 разрабатывались три варианта головной части, имевшие разные тротиловые эквиваленты и массы и предназначавшиеся для стрельбы на разные дальности. Все головные части имели форму конуса, затупленного по полусфере. Разведение ГЧ и второй ступени после отделения осуществлялось за счет торможения ступени специальными твердотопливными ракетными двигателями.
Ракета запускалась со стационарного наземного стартового комплекса "Шексна-Н", в состав которого входили два открытых стартовых устройства, командный пункт и хранилище топлива.

Огневые стендовые испытания первой и второй ступеней Р-16 начались в августе 1960 г. Летные испытания проходили на 5-м НИИП (Байконур). Первый пуск в рамках ЛКИ должен был состояться 24 октября 1960 г. Однако при повторной подготовке к пуску после неудавшейся накануне попытки, в ходе проведения работ на заправленной ракете произошел несанкционированный запуск двигателя второй ступени. В результате возникшего пожара погибло около 100 человек.
Летные испытания были возобновлены 2 февраля 1961 г. и проходили до конца 1961 г. В том же году первый ракетный полк с ракетами Р-16 был поставлен на боевое дежурство, а ракета Р-16 принята на вооружение.
В мае 1960 г., одновременно с началом работ по созданию унифицированных ракет Р-12У и Р-14У, была начата работа по созданию ракеты Р-16У и шахтного стартового комплекса "Шексна-В". Комплекс "Шексна-В" включал в себя три ШПУ расположенные в линию на расстоянии 60 метров друг от друга,4 подземный командный пункт и хранилище топлива. Шахтные пусковые установки были выполнены по принципу "двойного стакана" и имели глубину 45.6 м, внутренний диаметр 8.3 м и внутренний диаметр пускового стакана 4.64 м.а

Летные испытания ракеты Р-16У в варианте наземного старта проходили с 10 октября 1961 г. по февраль 1962 г. Летные испытания шахтного варианта начались в январе 1962 г. Первый пуск ракеты из ШПУ состоялся 13 июля 1962 г.а Ракета Р-16У в варианте наземного базирования была принята на вооружение 15 июня 1963 г., а в варианте шахтного базирования — 15 июля 1963 г. (одновременно с Р-12У и Р-14У).
Первые три полка с ракетным комплексом Р-16 наземного базирования заступили на боевое дежурство 1 ноября 1961 г., первый полк с комплексом Р-16У шахтного типа —5 февраля 1963 г.
С 1961 по 1965 г. было развернуто 186 открытых и шахтных пусковых установок ракет Р-16 и Р-16У (большей частью открытых). Ракеты Р-16 и Р-16У были сняты с вооружения в 1976 г.

Тактико-технические характеристики ракеты Р-16

Организация-разработчик ОКБ-586
Изготовитель завод № 586 (г. Днепропетровск)
Летные испытания 24 октября 1960 г.-декабрь 1961 г.
Постановка на дежурство 1 ноября 1961 г.
Принята на вооружение 20 октября 1961 г.
Количество ступеней 2
Топливо хранимое жидкое
Тип пусковой установки Р-16 наземная ПУ;
Р-16У наземная ПУ, шахтная ПУ "Шексна" с газодинамическим стартом
Количество и мощность боевых блоков 1 х5 Мт; два варианта-1хЗ Мт или 1хб MTd
Масса головной части / забрасываемый вес 1475-2175 кг
Максимальная дальность 11000-13000 км
Система управления автономная инерциальная
Точность КВО 2.7 км; ПО 10 км (соотв. КВО 4.3 км)
Стартовая масса
140.6 т
Масса топлива 130т
Окислитель АК-27И
Горючее НДМГ
Тяга ДУ (ур. моря/вакуум) 2554 / 3040 кН (первая ступень),
751.5 / 949 кН (вторая ступень)
Удельный импульс (ур. моря/вакуум) 2420 / 2840 м/с (первая ступень),
2370 / 2870 м/с (вторая ступень)
Время подготовки к пуску от нескольких часов до нескольких десятков минут в зависимости от степени готовности

Двигатель первой ступени ракеты Р-16


Добавить комментарий

oruzhie.info

Р-16 Википедия

Р-16

Р-16
Общие сведения
Страна СССР СССР
Индекс 8К64
Классификация НАТО SS-7 Saddler
Назначение МБР
Разработчик КБ Южное
Основные характеристики
Количество ступеней 2
Длина (с ГЧ) 30,44 — 34,3 м
Диаметр 3 м
Стартовая масса 140,6-141,2 т
Забрасываемый вес 1475-2200 кг
Вид топлива жидкое, Несимметричный диметилгидразин/ингибированная азотная кислота
Максимальная дальность 10 500-13 000 км
Точность, КВО 2,7 км
Тип головной части моноблочная
Количество боевых блоков 4
Мощность заряда 3 Мт
Система управления инерциальная
Способ базирования шахтный
История запусков
Состояние снята с вооружения
Принята на вооружение 1962
Снята с вооружения 1976-1977
 Р-16 на Викискладе

Р-16 (индекс УРВ РВСН — 8К64, по классификации МО США и НАТО — SS-7 Saddler, буквально Шорник) — межконтинентальная баллистическая ракета, состоявшая на вооружении РВСН СССР с 1962 по 1976—1977 годы. Первая советская двухступенчатая МБР на высококипящих компонентах топлива с автономной системой управления.

История разработки[ | ]

13 мая 1959 года специальным постановлением ЦК КПСС и СМ конструкторскому бюро «Южное» (Главный конструктор М. К. Янгель) поручили разработать межконтинентальную ракету на высококипящих компонентах топлива. Впоследствии она получила обозначение Р-16. Необходимость разработки этой ракеты определялась низкими тактико-техническими и эксплуатационными характеристиками первой советской МБР Р-7. Первоначально Р-16 предполагалось запускать только с наземных пусковых установок.

Дл

ru-wiki.ru

Р-16 — Википедия РУ

13 мая 1959 года специальным постановлением ЦК КПСС и СМ конструкторскому бюро «Южное» (Главный конструктор М. К. Янгель) поручили разработать межконтинентальную ракету на высококипящих компонентах топлива. Впоследствии она получила обозначение Р-16. Необходимость разработки этой ракеты определялась низкими тактико-техническими и эксплуатационными характеристиками первой советской МБР Р-7. Первоначально Р-16 предполагалось запускать только с наземных пусковых установок.

Для разработки двигателей и систем ракеты, а также наземной и шахтной стартовых позиций были привлечены конструкторские коллективы, возглавляемые В. П. Глушко, В. И. Кузнецовым, Б. М. Коноплевым и др. Система управления разработывалась харьковским ОКБ-692. На проектирование и проведение летно-конструкторских испытаний отводились крайне сжатые сроки. Чтобы уложиться в них, конструкторские коллективы пошли по пути широкого использования наработок по ракетам Р-12 и Р-14.

24 октября 1960 года на полигоне Байконур, во время намеченного первого испытательного пуска ракеты Р-16, на этапе выполнения предстартовых работ, примерно за 15 минут до старта, произошел несанкционированный запуск двигателей второй ступени из-за прохождения преждевременной команды на запуск двигателей от токораспределителя, что было вызвано грубым нарушением процедуры подготовки ракеты. Ракета взорвалась на стартовой площадке. В огне сразу же сгорели 74 человека, среди них — командующий РВСН маршал М. Неделин, большая группа ведущих специалистов КБ. Впоследствии в госпиталях из-за ожогов и отравлений скончалось ещё 4 человека. Полностью уничтожена стартовая площадка № 41.

Пуск второй Р-16 состоялся 2 февраля 1961 года. Несмотря на то, что ракета упала на трассе полёта из-за потери устойчивости, разработчики убедились в жизнеспособности принятой схемы. Напряжённая работа позволила закончить летные испытания ракеты, запускаемой с наземной пусковой установки, к концу 1961 года. 1 ноября три первых ракетных полка в г. Нижний Тагил и п. Юрья Кировской области были подготовлены к заступлению на боевое дежурство.

Начиная с мая 1960 года проводились опытно-конструкторские работы, связанные с реализацией пуска модифицированной ракеты Р-16У из шахтной пусковой установки (ШПУ). В январе 1962 года на полигоне Байконур был проведён первый пуск ракеты из ШПУ.

5 февраля 1963 года началась постановка на боевое дежурство первого ракетного полка (г. Нижний Тагил), вооружённого БРК с этими МБР, а 15 июля этого же года этот комплекс был принят на вооружение РВСН.

Ракета Р-16 была выполнена по «тандемной» схеме, с последовательным разделением ступеней. Первая ступень состояла из переходника, к которому посредством четырёх разрывных болтов крепилась вторая ступень, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека с силовым кольцом. Топливные баки несущей конструкции. Баки первой ступени и бак горючего второй ступени — панельной конструкции из алюминиево-магниевого сплава с поперечным и продольным силовым набором из шпангоутов и стрингеров, а бак окислителя второй ступени — из листового материала обработанного химическим фрезерованием (как на Р-14). Для обеспечения устойчивого режима работы ЖРД все баки имели наддув. При этом бак окислителя первой ступени наддувался в полёте встречным скоростным напором воздуха, второй ступени — воздухом, а баки горючего обоих ступеней — сжатым азотом из шаровых баллонов. Пять шаровых баллонов со сжатым азотом для наддува бака горючего первой ступени размещались в приборном отсеке первой ступени, между баками окислителя и горючего.

Двигательная установка состояла из маршевого и рулевого двигателей, укреплённых на одной раме. Маршевый двигатель был собран из трёх одинаковых двухкамерных блоков и имел суммарную тягу на земле 227 т. Рулевой двигатель имел четыре поворотные камеры сгорания и развивал тягу на земле 29 т. Система подачи топлива во всех двигателях — турбонасосная с питанием турбин продуктами сгорания основного топлива.

Вторая ступень, служившая для разгона ракеты до скорости, соответствовавшей заданной дальности полета, имела аналогичную конструкцию, но была выполнена короче и в меньшем диаметре. Её двигательная установка (ДУ) во многом была заимствована от первой ступени, что удешевляло производство, но в качестве маршевого двигателя устанавливался только один блок. Он развивал тягу в пустоте 90 т. Рулевой двигатель отличался от аналогичного двигателя первой ступени меньшими размерами и тягой (5 т). Все ракетные двигатели работали на самовоспламеняющихся при контакте компонентах топлива: окислителе АК-27И (раствор тетраоксида диазота в азотной кислоте) и горючем — несимметричном диметилгидразине (НДМГ).

Р-16 имела защищённую автономную инерциальную систему управления. Она включала автоматы угловой стабилизации, стабилизации центра масс, систему регулирования кажущейся скорости, систему одновременного опорожнения баков, автомат управления дальностью. В качестве чувствительного элемента СУ впервые на советских межконтинентальных ракетах была применена гиростабилизированная платформа на шарикоподшипниковом подвесе. Приборы системы управления располагались в приборных отсеках на первой и второй ступенях. Круговое вероятное отклонение (КВО) при стрельбе на максимальную дальность 12 000 км составило около 2700 м. При подготовке к старту ракета устанавливалась на пусковое устройство так, чтобы плоскость стабилизации находилась в плоскости стрельбы.

Р-16 оснащалась отделяемой моноблочной головной частью двух типов, отличавшихся мощностью термоядерного заряда (порядка 3 Мт и 6 Мт). От массы и соответственно мощности головной части зависела максимальная дальность полёта, колебавшаяся в пределах от 11 000 до 13 000 км.

Р-16 стала базовой ракетой для создания группировки межконтинентальных ракет РВСН. Наземный стартовый комплекс включал боевую позицию с двумя пусковыми устройствами, одним общим командным пунктом и хранилищем ракетного топлива. Пуск ракеты осуществлялся после её установки на пусковой стол, заправки компонентами ракетного топлива и сжатыми газами, проведения операций по прицеливанию. Все эти операции занимали довольно много времени. Чтобы его сократить, были введены четыре степени технической готовности, характеризовавшиеся определённым временем до возможного старта, которое было необходимо затратить для выполнения ряда операций по предстартовой подготовке и запуску ракеты. В высшей степени готовности Р-16 могла стартовать через 30 минут.

http-wikipediya.ru

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *