Каталог :: Физика

Реферат: Реактивное движение

МОУ СОШ № 21
                                 Реферат на тему                                 
                  «Реактивное движение и баллистические ракеты»                  
Ученика 10 «А» класса Нерсесяна Дениса.
                                 Озёрск, 2004 г.                                 
                                   Содержание                                   
1.     Введение
2.     Закон сохранения импульса
3.     Реактивное движение
4.     Реактивный двигатель
5.     Реактивное оружие
6.     Межконтинентальная баллистическая ракета
7.     Исторические справки о баллистических ракетах
8.     Заключение
                                    Введение.                                    
Человек всегда хотел научиться летать. Его мечта исполнилась недавно – был
построен самолёт. Но человек развивается, и развиваются его мечты. Вместо
облаков человек захотел подняться к звёздам. Эта мечта осуществима только
благодаря существованию в природе реактивного движения. Изучение реактивного
движения важно для прогресса науки.
Развивая науку в этом направлении мы будем потихоньку идти к нашей мечте
Закон сохранения импульса.
Второй закон Ньютона можно переписать в таком виде:
     

{d{\bf p}\over dt}={\bf F},

(1)

где мы ввели величину

p = mv,

(2)

называемую в физике импульсом. При этом мы предполагали, что масса частицы m от скоpости (а значит и от времени) не зависит:

m{\bf a}= m{d{\bf v}\over dt}= {d(m{\bf v})\over dt}={d{\bf p}\over dt}.

(3)

А если зависит? В какой форме справедлив второй закон Ньютона, описывающий движение pелятивистских частиц? Ответ:

{d{\bf p}\over dt}={\bf F}.

(4)

Таким образом, импульс — это более фундаментальная физическая величина, чем скорость. Это становится отчетливо видно на примере движения системы, состоящей из материальных точек. Рассмотрим, например, свободное движение двух тел с массами m1 и m2, связанных друг с другом пружинкой, которую для простоты мы будем считать невесомой (pис. 1).

Рис. 1. Свободное движение двух тел, связанных пpужинкой.

На эту систему не действуют внешние силы, поэтому, согласно первому закону Ньютона, система должна либо находиться в покое, либо двигаться с постоянной по величине и направлению скоростью. Но скорость каждого из тел в процессе движения сложным обpазом меняется по величине и направлению, поскольку система одновременно совершает поступательное, колебательное и вращательное движения. Значит, первый закон Ньютона применим не ко всем точкам системы. А тогда где же находится та точка, которая движется с постоянной скоростью? Она существует (хотя бы одна), иначе первый закон Ньютона не был бы справедливым. Чтобы ответить на поставленный вопрос, запишем уравнение, выражающее второй закон Ньютона, для каждой из материальных точек 1 и 2:

{d{\bf p}_1\over dt}= {\bf F}_{12}, {d{\bf p}_2\over dt}= {\bf F}_{21},

(5)

где F12 — сила, действующая со стороны второй частицы на первую, а F21 — сила, действующая со стороны первой частицы на вторую. Согласно третьему закону Ньютона, эти силы равны по величине и противоположны по направлению:

F12 = – F21.

(6)

Сложим теперь два уравнения движения:

{d{\bf p}_1\over dt}+ {d{\bf p}_2\over dt}= {\bf F}_{12}+{\bf F}_{21}=0.

(7)

Это можно переписать в виде

{d\over dt} \left( {\bf p}_1+{\bf p}_2 \right) =0.

(8)

В результате получаем закон сохранения импульса системы двух тел

p1+p2 = const.

(9)

Подставляя сюда выражение для импульсов частиц, получаем после следующей цепочки преобразований

m1v1+m2v2 = const, или

(10)

m_1{d{\bf r}_1\over dt}+ m_2{d{\bf r}_2\over dt}={\rm const}, \mbox{ или }

(11)

{d(m_1{\bf r}_1)\over dt}+ {d(m_2{\bf r}_2)\over dt}={\rm const},\mbox{ или }

(12)

{d\over dt} \left( m_1{\bf r}_1+m_2{\bf r}_2 \right) ={\rm const}.

(13)

Разделив обе части последнего равенства на суммарную массу, m = m 1 + m2, получаем уравнение

{d\over dt} \left( {m_1{\bf r}_1+m_2{\bf r}_2\over m_1+m_2} \right) = {{\rm const}\over m_1+m_2} = {\rm const}'.

(14)

Введем теперь вектор

{\bf R}_c \equiv {m_1{\bf r}_1+m_2{\bf r}_2\over m_1+m_2}.

(15)

Точка с координатами Rc называется центром инерции (или центром масс) системы из двух материальных точек. Из уравнения (14) следует, что, каким бы сложным ни казалось движение каждой из масс, пpоизводная dRc /dt = const. Таким обpазом, центр инерции движется с постоянной скоростью (независимо от наличия колебательного и вращательного движения системы). Обозначим эту скорость как Vc:

{d{\bf R}_c\over dt}={\bf V}_c.

(16)

Подставляя сюда выражение для Rc и дифференцируя, получаем

{d\over dt} \left( {m_1{\bf r}_1+m_2{\bf r}_2\over m_1+m_2} \right) = {m_1{\bf v}_1+m_2{\bf v}_2\over m_1+m_2}= {\bf V}_c.

(17)

Эта формула определяет скорость центра инерции Vc через массы и скорости составляющих систему частиц. К движению именно этой точки относится первый закон Ньютона, и скорость этой точки надо считать скоростью движения системы как целого 1. Если мы согласимся на такое определение скорости движения системы как целого, то тогда импульс системы как целого должен быть равен произведению суммарной массы системы m1 + m2 на ее скорость Vc, то есть (m1+m2)Vc . С другой стороны,

(m1+m2)Vc = m1v1+m2v2 = p1 + p2

(18)

и импульс системы оказывается равным сумме импульсов составляющих ее частиц. Таким образом, импульс, как говорят, — величина аддитивная, то же самое можно сказать и о массе тела. Мы показали, что в отсутствие внешних сил этот импульс не меняется со временем, то есть сохраняется. Очевидно, что все вышесказанное можно отнести и к системе с б\'ольшим числом материальных точек. Если на систему теперь действуют внешние силы, например на первое тело F 1 внеш и на второе F2 внеш, то уравнения движения для каждой из материальных точек запишутся в виде

{d{\bf p}_1\over dt}

=

F12+ F1 внеш,

(19)

{d{\bf p}_2\over dt}

=

F21+ F2 внеш.

Складывая эти уравнения, получаем

{d\over dt} \left( {\bf p}_1+{\bf p}_2 \right)

=

F1 внеш+F2 внеш, или

(20)

m{d{\bf V}_c\over dt}

=

F1 внеш+ F2 внеш.

Отсюда следует, что

центр масс системы движется как материальная точка, масса которой равна суммарной массе всей системы, а действующая сила — геометрической сумме всех внешних сил, действующих на систему.

Примером может служить движение снаряда по параболе в безвоздушном пространстве. Если в какой-либо момент времени снаряд разорвется на мелкие осколки, то эти осколки будут далее разлетаться в разные стороны. Однако центр масс осколков и газов, образовавшихся при взрыве, будет продолжать свое движение по параболической траектории, как если бы никакого взрыва не было. Принцип относительности Галилея и закон сохранения импульса Сформулировав принцип относителньости Галилея и законы Ньютона, мы нашли, что они не противоречат друг другу, то есть второй закон Ньютона инвариантен относительно преобразований Галилея. Затем из второго и третьего законов Ньютона мы вывели закон сохранения импульса (этих двух законов, по существу, достаточно: первый закон — частный случай второго, когда сила равна нулю). Таким образом, возникает естественное желание проверить закон сохранения импульса с точки зрения принципа относительности Галилея. А именно: давайте покажем, что если этот закон сохранения верен в одной инерциальной системе, то он верен и во всех остальных системах, движущихся относительно нее с постоянной скоростью. Действительно, рассмотрим две системы координат S и S' и пусть последняя движется со скоростью V относительно первой. Тогда, если v — это скорость частицы в системе S, а v ' — скорость в системе S', то, как мы видели, эти скорости связаны соотношением

v = v' + V.

(21)

Пусть теперь в системе отсчета S происходит столкновение двух частиц m1 и m2 со скоростями v1 и v2, В результате столкновения они разлетаются, но уже с другими скоростями w1 и w2 . Закон сохранения импульса в системе отсчета S выглядит тогда следующим образом:

m1v1+ m2v2 = m1w1+ m2w2.

(22)

Подставляя сюда

\begin{array}{rcl} {\bf v}_1 = {\bf v}_1'+{\bf V}, {\bf v}_2 &=& {\bf v}_2'+{\bf V},\\[5pt] {\bf w}_1= {\bf w}_1'+{\bf V}, {\bf w}_2&=& {\bf w}_2'+{\bf V}, \end{array}

(23)

мы получим

m1(v1'+V)+ m2(v2'+V)

=

m1(w1'+V)+ m2(w2'+V), или

(24)

m1v1'+ m2v2'+ (m1+m2)V

=

m1w1'+m2w2'+ (m1+m2)V.

Сокращая на (m1+m2)V, мы приходим к выводу, что и в системе S' выполняется закон сохранения импульса:

m1v1'+m2v2' = m1w1'+ m2w2'.

(25)

Этот вывод можно обобщить и на тот случай, когда массы частиц в процессе соударения перераспределяются, но имеет место закон сохранения массы:

m1M1 и m2M2, но m1+m2 = M1+M2.

(26)

Таким образом, закон сохранения импульса не противоречит принципу относительности Галилея.

Если импульс сохраняется в одной инерциальной системе, то он сохраняется и в любой другой системе, движущейся относительно нее с произвольной скоростью прямолинейно и равномерно.

После этого утверждения возникает один интересный вопрос. Hельзя ли вывести закон сохранения импульса, исходя из одного только принципа относительности Галилея? Замечательно то, что ответ на этот вопрос утвердительный. Давайте сначала рассмотрим случай, когда два совершенно одинаковых тела связаны между собой пружинкой или чем-то еще в таком роде и покоятся, а затем вдруг они освобождаются и разлетаются под действием этой пружины, или быть может небольшого взрыва, в разные стороны (pис. 2). Для простоты рассмотрим движение только в одном направлении. Предположим также, что эти два тела расположены абсолютно симметрично. Когда между ними произойдет взрыв, одно из них полетит направо с некоторой скоростью υ. Тогда естественно, что другое тело полетит налево с той же самой скоростью υ, поскольку оба тела подобны и нет никаких оснований считать, что левая стороны окажется предпочтительней правой. В результате, вследствие симметрии, импульс системы сохраняется (он равен нулю до взрыва и после взрыва).

Рис. 2. Разлет двух pавных масс в pезультате взpыва.

Теперь рассмотрим обратный процесс, когда два совершенно одинаковых тела движутся навстречу друг другу с равными скоростями, а после столкновения слипаются (pис. 3). Здесь опять на помощь приходят соображения симметрии (то есть что между левой и правой сторонами нет никакого различия), из которых следует, что образовавшееся тело должно стоять на месте.

Рис. 3. Hеупpугое соудаpение двух pавных масс.

Теперь посмотрим на этот же процесс в системе отсчета, в которой первое тело покоится (pис. 4). Тогда второе движется ему навстречу со скоростью 2υ .

Рис. 4. Hеупpугое соудаpение двух pавных масс в системе отсчета одной из них.

Очевидно, что тогда в этой системе отсчета слипшиеся тела будут двигаться налево со скоростью, в два раза меньшей и равной υ. Отсюда следует вывод, что если на покоящееся тело налетает другое такое же тело, которое движется со скоростью υ, то после соударения оба слипшихся тела будут двигаться в том же направлении со скоростью, в два раза меньшей, υ /2 (см. pис. 5). Импульс опять сохраняется!

Рис. 5. Hеупpугое соудаpение двух pавных масс, одна из котоpых покоится, — итог.

Точно так же можно pассмотpеть неупpугое столкновение двух одинаковых тел, каждое из котоpых движется с пpоизвольной скоpостью. Пpедставим себе, что одно тело летит со скоpостью υ1, а дpугое — со скоpостью υ2 в том же напpавлении (υ1 > υ2) (pис. 6). Какой будет их скоpость после соудаpения? Давайте снова пеpейдем в систему отсчета, в котоpой втоpое тело покоится. В ней пеpвое тело налетает на втоpое (покоящееся) со скоpостью υ1υ2. Мы знаем, что в такой ситуации после соудаpения скоpость слипшегося тела будет pавна (υ 1υ2)/2. В исходной же системе отсчета она будет на υ2 больше, то есть pавной

\frac{\upsilon_1-\upsilon_2}{2} + \upsilon_2 = \frac{\upsilon_1+\upsilon_2}{2}.

В pезультате мы снова имеем закон сохpанения импульса

m\upsilon_1+m\upsilon_2 = 2m\cdot\frac{1}{2}(\upsilon_1+\upsilon_2).

(27)

Рис. 6. Hеупpугое соудаpение двух pавных масс, движущихся с пpоизвольной скоpостью. Слева — лабоpатоpная система отсчета, спpава — система отсчета, связанная с одной из масс.

Таким обpазом, пpинцип относительности Галилея позволяет pазобpаться в любом неупpугом соудаpении одинаковых масс. И хотя мы pассмотpели чисто одномеpную ситуацию, ее легко обобщить на пpоизвольный случай. Hадо только пеpейти в систему отсчета, движущуюся не вдоль напpавления движения тел, а под каким- нибудь углом. Пpинцип остается тем же самым, хотя детали немного усложняются. Продвинемся немного дальше. Рассмотрим три одинаковых тела. Первые два скреплены пружиной (или между ними заложен взрыватель), а рядом на очень близком расстоянии Δ находится третье тело. Пусть теперь произойдет «взрыв». Два первых тела разлетятся со скоростями υ в разные стороны. Через небольшой промежуток времени (Δ /υ) второе тело сталкивается с третьим и слипается с ним. Образовавшееся новое тело, как мы уже убедились, будет двигаться вправо со скоростью υ /2 (pис. 7). А что произойдет, если взрыв устроить между телом массы m и телом массы 2m? Ответ очевиден. Для этого надо повторить предыдущий эксперимент с Δ = 0 (см. pис. 8)!

Рис. 7. Тpи одинаковых массы: а) ситуация до взpыва, б) чеpез очень коpоткое вpемя после взpыва, в) спустя некотоpое вpемя после взpыва.

Рис. 8. Разлет тел массы m и массы 2m.

Давайте теперь обратим движение вспять, то есть прокрутим «ленту» в обратную сторону. Что произойдет, если тело массы m летит со скоростью υ навстречу телу массы 2m, скорость которого равна υ /2? Интуитивно кажется, что, когда тела слипнутся, результирующая скорость будет равна нулю. Это действительно так, если уравнения механики инвариантны относительно инверсии времени: t→ –t. Впоследствии мы убедимся, что это действительно так и происходит. А сейчас примем это for granted. Итак, ситуация будет выглядеть так, как изобpажено на pис. 9а.

Рис. 9. а) Hеупpугое столкновение двух тел с массами m и 2m. б) То же самое, но в системе отсчета, в котоpой тело массы 2m покоится.

Теперь выясним, что произойдет в системе отсчета, которая движется вместе с телом 2m. Как следует из pис. 9б, скоpость тела, обpазовавшегося после столкновения, pавна υ/2. Иными словами (см. pис. 10), после столкновения скорость трех тел будет в три раза меньше скорости налетающего тела. Опять импульс сохраняется!

Рис. 10. Окончательный итог.

Очевидно, что этот процесс можно было бы продолжать до бесконечности и вывести закон сохранения импульса для любого соотношения масс сталкивающихся и затем слипающихся частиц. Но мы на этом остановимся!
1В системе отсчета, движущейся со скоростью Vc , импульс системы материальных точек равен нулю. Реактивное движение. Реактивное движение. Закон сохранения импульса позволяет объяснить и получить основные уравнения, описывающие реактивное движение. Главной особенностью движения ракеты является то, что это движение тела с переменной массой. Выбрасывая ежесекундно определенную часть массы в виде газов сгоревшего топлива, ракета разгоняется. Чтобы учесть переменность массы ракеты, следует воспользоваться уравнением Ньютона в форме: Dp/Dt = 0. Здесь Dp = p2 - p1 - разность конечного и начального импульсов системы, состоящей из ракеты и испущенных за время Dt газов. Предполагается для простоты, что на ракету не действуют внешние силы (конечно, это не так, тяготение Земли очень важно, но в этом случае уравнения сильно усложняются). Введем обозначения :m - масса ракеты вместе с топливом ,vр - скорость ракеты относительно Земли, vг - скорость газов относительно Земли, vгр - скорость газов относительно ракеты, D - масса газа, вытекшего из сопла ракеты за время Dt и равная уменьшению полной массы ракеты за это же время. Начальный импульс ракеты вместе с топливом относительно Земли в произвольный момент времени равен (17.4) Через время Dt масса ракеты становится равной m - D , скорость ракеты относительно Земли получает приращение и становится равной vр + D. Таким образом, суммарный импульс ракеты и выброшенных газов относительно Земли равен Принято выражать скорость газов относительно Земли через их скорость относительно ракеты (скорость истечения) vгр с помощью закона сложения скоростей: vг = vгр + vр . Это векторное равенство, и так как в большинстве случаев скорость истечения газов противоположна скорости ракеты, то |vг| < |vгр |. Подставляя это равенство в выражение для импульса системы, получаем (17.5) Преобразовывая уравнения (17.4) и (17.5) получаем дифференциальное уравнение (17.6) Оно носит имя нашего великого соотечественника К. Э. Циолковского. Интегрируя обе части уравнения в предположении постоянства скорости истечения газов v гр, находим закон возрастания скорости ракеты: (17.7) Реактивный двигатель. двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги путём преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела;в результате истечения рабочего тела из сопла двигателя образуется реактивная сила в виде реакции (отдачи) струи, перемещающая в пространстве двигатель и конструктивно связанный с ним аппарат в сторону, противоположную истечению струи. В кинетическую (скоростную) энергию реактивной струи в Р. д. могут преобразовываться различные виды энергии (химическая, ядерная, электрическая, солнечная). Р. д. (двигатель прямой реакции) сочетает в себе собственно двигатель с движителем, т. е. обеспечивает собственное движение без участия промежуточных механизмов. Для создания реактивной тяги, используемой Р. д., необходимы: источник исходной (первичной) энергии, которая превращается в кинетическую энергию реактивной струи; рабочее тело, которое в виде реактивной струи выбрасывается из Р. д.; сам Р. д. - преобразователь энергии. Исходная энергия запасается на борту летательного или др. аппарата, оснащенного Р. д. (химическое горючее, ядерное топливо), или (в принципе) может поступать извне (энергия Солнца). Для получения рабочего тела в Р. д. может использоваться вещество, отбираемое из окружающей среды (например, воздух или вода); вещество, находящееся в баках аппарата или непосредственно в камере Р. д.; смесь веществ, поступающих из окружающей среды и запасаемых на борту аппарата. В современных Р. д. в качестве первичной чаще всего используется химическая энергия. В этом случае рабочее тело представляет собой раскалённые газы - продукты сгорания химического топлива. При работе Р. д. химическая энергия сгорающих веществ преобразуется в тепловую энергию продуктов сгорания, а тепловая энергия горячих газов превращается в механическую энергию поступательного движения реактивной струи и, следовательно, аппарата, на котором установлен двигатель. Основной частью любого Р. д. является камера сгорания, в которой генерируется рабочее тело. Конечная часть камеры, служащая для ускорения рабочего тела и получения реактивной струи, называется реактивным соплом. В зависимости от того, используется или нет при работе Р. д. окружающая среда, их подразделяют на 2 основных класса - воздушно-реактивные двигатели (ВРД) и ракетные двигатели (РД). Все ВРД - тепловые двигатели, рабочее тело которых образуется при реакции окисления горючего вещества кислородом воздуха. Поступающий из атмосферы воздух составляет основную массу рабочего тела ВРД. Т. о., аппарат с ВРД несёт на борту источник энергии (горючее), а большую часть рабочего тела черпает из окружающей среды. В отличие от ВРД все компоненты рабочего тела РД находятся на борту аппарата, оснащенного РД. Отсутствие движителя, взаимодействующего с окружающей средой, и наличие всех компонентов рабочего тела на борту аппарата делают РД единственно пригодным для работы в космосе. Существуют также комбинированные ракетные двигатели, представляющие собой как бы сочетание обоих основных типов. Принцип реактивного движения известен очень давно. Родоначальником Р. д. можно считать шар Герона. Твёрдотопливные ракетные двигатели - пороховые ракеты появились в Китае в 10 в. н. э. На протяжении сотен лет такие ракеты применялись сначала на Востоке, а затем в Европе как фейерверочные, сигнальные, боевые. В 1903 К. Э. Циолковский в работе "Исследование мировых пространств реактивными приборами" впервые в мире выдвинул основные положения теории жидкостных ракетных двигателей и предложил основные элементы устройства РД на жидком топливе. Первые советские жидкостные ракетные двигатели - ОРМ, ОРМ-1, ОРМ-2 были спроектированы В. П. Глушко и под его руководством созданы в 1930-31 в Газодинамической лаборатории (ГДЛ). В 1926 Р. Годдард произвёл запуск ракеты на жидком топливе. Впервые электротермический РД был создан и испытан Глушко в ГДЛ в 1929-33. В 1939 в СССР состоялись испытания ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями конструкции И. А. Меркулова. Первая схема турбореактивного двигателя была предложена русским инженером Н. Герасимовым в 1909. В 1939 на Кировском заводе в Ленинграде началась постройка турбореактивных двигателей конструкции А. М. Люльки. Испытаниям созданного двигателя помешала Великая Отечественная война 1941-45. В 1941 впервые был установлен на самолёт и испытан турбореактивный двигатель конструкции Ф. Уиттла (Великобритания). Большое значение для создания Р. д. имели теоретические работы русских учёных С. С. Неждановского, И. В. Мещерского, Н. Е. Жуковского, труды французского учёного Р. Эно-Пельтри, немецкого учёного Г. Оберта. Важным вкладом в создание ВРД была работа советского учёного Б. С. Стечкина "Теория воздушно- реактивного двигателя", опубликованная в 1929. Р. д. имеют различное назначение и область их применения постоянно расширяется. Наиболее широко Р. д. используются на летательных аппаратах различных типов. Турбореактивными двигателями и двухконтурными турбореактивными двигателями оснащено большинство военных и гражданских самолётов во всём мире, их применяют на вертолётах. Эти Р. д. пригодны для полётов как с дозвуковыми, так и со сверхзвуковыми скоростями; их устанавливают также на самолётах-снарядах, сверхзвуковые турбореактивные двигатели могут использоваться на первых ступенях воздушно-космических самолётов. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели устанавливают на зенитных управляемых ракетах, крылатых ракетах, сверхзвуковых истребителях- перехватчиках. Дозвуковые прямоточные двигатели применяются на вертолётах (устанавливаются на концах лопастей несущего винта). Пульсирующие воздушно- реактивные двигатели имеют небольшую тягу и предназначаются лишь для летательных аппаратов с дозвуковой скоростью. Во время 2-й мировой войны 1939-45 этими двигателями были оснащены самолёты-снаряды ФАУ-1. РД в большинстве случаев используются на высокоскоростных летательных аппаратах. Жидкостные ракетные двигатели применяются на ракетах-носителях космических летательных аппаратов и космических аппаратах в качестве маршевых, тормозных и управляющих двигателей, а также на управляемых баллистических ракетах. Твёрдотопливные ракетные двигатели используют в баллистических, зенитных, противотанковых и др. ракетах военного назначения, а также на ракетах-носителях и космических летательных аппаратах. Небольшие твёрдотопливные двигатели применяются в качестве ускорителей при взлёте самолётов. Электрические ракетные двигатели и ядерные ракетные двигатели могут использоваться на космических летательных аппаратах. Основные характеристики Р. д.: реактивная тяга, удельный импульс - отношение тяги двигателя к массе ракетного топлива (рабочего тела), расходуемого в 1 сек, или идентичная характеристика - удельный расход топлива (количество топлива, расходуемого за 1 сек на 1 н развиваемой Р. д. тяги), удельная масса двигателя (масса Р. д. в рабочем состоянии, приходящаяся на единицу развиваемой им тяги). Для многих типов Р. д. важными характеристиками являются габариты и ресурс. Тяга - сила, с которой Р. д. воздействует на аппарат, оснащенный этим Р. д., - определяется по формуле P = mWc+ Fc(pc - pn), где m - массовый расход (расход массы) рабочего тела за 1 сек; Wc - скорость рабочего тела в сечении сопла; Fc - площадь выходного сечения сопла; pc - давление газов в сечении сопла; pn - давление окружающей среды (обычно атмосферное давление). Как видно из формулы, тяга Р. д. зависит от давления окружающей среды. Она больше всего в пустоте и меньше всего в наиболее плотных слоях атмосферы, т. е. изменяется в зависимости от высоты полёта аппарата, оснащенного Р. д., над уровнем моря, если речь идёт о полёте в атмосфере Земли. Удельный импульс Р. д. прямо пропорционален скорости истечения рабочего тела из сопла. Скорость же истечения увеличивается с ростом температуры истекающего рабочего тела и уменьшением молекулярной массы топлива (чем меньше молекулярная масса топлива, тем больше объём газов, образующихся при его сгорании, и, следовательно, скорость их истечения). Тяга существующих Р. д. колеблется в очень широких пределах - от долей гс у электрических до сотен тс у жидкостных и твёрдотопливных ракетных двигателей. Р. д. малой тяги применяются главным образом в системах стабилизации и управления летательных аппаратов. В космосе, где силы тяготения ощущаются слабо и практически нет среды, сопротивление которой приходилось бы преодолевать, они могут использоваться и для разгона. РД с максимальной тягой необходимы для запуска ракет на большие дальность и высоту и особенно для вывода летательных аппаратов в космос, т. е. для разгона их до первой космической скорости. Такие двигатели потребляют очень большое количество топлива; они работают обычно очень короткое время, разгоняя ракеты до заданной скорости. Максимальная тяга ВРД достигает 28 тс (1974). Эти Р. д., использующие в качестве основного компонента рабочего тела окружающий воздух, значительно экономичнее. ВРД могут работать непрерывно в течение многих часов, что делает их удобными для использования в авиации. Реактивное оружие.

Личное реактивное оружие было разработано в США еще в 1970-х годах. Автоматический многозарядный пистолет получил название "Жироджет" и имеет калибр 13 мм. Его пуля представляет собой миниатюрную ракету, в донной части которой вокруг капсюля-воспламенителя располагаются 4 реактивных сопла, а в корпусе пули запрессована шашка твердого ракетного топлива. При выстреле капсюль накалывается на боек и воспламеняет реактивный заряд твердого топлива, под действием реактивной силы пуля по направляющим вылетает из ствола, попутно вновь взводя курок. Сопла располагаются под некоторым углом к оси пули, поэтому пуля закручивается вокруг своей оси, и таким образом происходит стабилизация ее в полете. Выстрел из реактивного пистолета почти бесшумен. Отдача практически отсутствует, что могло бы повысить кучнобойность оружия, однако реактивная пуля, испытывая сильное сопротивление воздуха (из-за большого диаметра), быстро теряет скорость. Еще одной причиной, по которой не происходит улучшение целевых характеристик, является уменьшение массы пули за счет выгорания реактивного заряда. Кроме того, по мнению автора, реактивная пуля не может набрать полной скорости сразу после покидания направляющих (по вылету из ствола), а поэтому, как на самых малых, так и на больших дистанциях, реактивный пистолет малоэффективен.

Автором был разработан реактивный пистолет, призванный уменьшить основной недостаток "Жироджет", а именно быструю потерю скорости пули. Усовершенствованный неавтоматический самовзводный пистолет имеет сменную обойму на 7 реактивных патронов калибра 14 мм. В рамке 1 с помощью винта 2 закреплен кожух 3, удерживающий ствол-направляющую 4, фиксирующуюся в выбранном положении (предохранение-огонь) фиксатором 5 с пружиной 6. В приливе ствола расположен выбрасыватель 7 с пружиной 8. Ударно-спусковой механизм состоит из шептала 9 с пружиной 10, толкателя 11 с пружиной 12, спускового крючка 13 с пружиной 14, ударника 15 с отбойной пружиной 16, ударной тяги 17, бойка 18, промежуточного бойка 19 и боевой пружины 20. В магазине 21 расположен подаватель 22, промежуточный подаватель 23, пружина подавателя 24 и промежуточного подавателя 25. Удерживается магазин в шахте с помощью оригинальной двойной защелки.

В пистолете применена пуля шрапнельного типа. Состоит она из двух частей, имеющих возможность движения относительно друг друга, но только при приложении значительных нагрузок. В тыльной части первичной пули 2 размещен заряд твердого топлива 4 и сопловый блок 3 с центральным реактивным соплом и кольцевым воспламенителем 5. В передней части размещен заряд метательного ВВ 6 и вторичная пуля 7. Передняя стенка первичной пули имеет передаточное отверстие. Если встреча пули с преградой происходит до полного выгорания реактивного топлива, задняя часть, продолжая двигаться относительно затормозившейся передней, набегает на хвостовик вторичной пули, в результате чего, форс пламени догоревшего реактивного топлива не передается через закрывшееся передаточное отверстие, и пуля действует исключительно приобретенной кинетической энергией реактивного ускорения. В случае когда дистанция превышает 20...30 метров, выгоревший полностью реактивный заряд передает луч огня через передаточное отверстие к метательному ВВ, которое выбрасывает вперед вторичную пулю. Таким образом, пуля получает новый импульс ускорения и приобретает дополнительную энергию, что сопровождается сбросом части массы. Как и у прототипа, выстрел из предлагаемого пистолета практически бесшумен, а отдача ничтожна, хотя оружие и приобретает небольшой импульс из-за динамического удара истекающих из сопла газов. Пистолет имеет самовзводный ударно-спусковой механизм и заряжается при помощи сменных обойм. Предусмотрена возможность быстро удалить пулю с несработавшим капсюлем и продолжить стрельбу.

Межконтинентальная баллистическая ракета. Как выглядит в общих чертах современная ракета сверхдальнего действия? Прежде всего, это многоступенчатая ракета. В головной части её размещается боевой заряд, позади него ‑ приборы управления, баки и, на­конец, двигатель. В зависимости от топлива стартовый вес ракеты пре­вышает вес полезного груза в 100-200 раз! Поэтому весит она много де­сят­ков тонн, а в длину достигает высоты десятиэтажного дома. Конструкция ракеты должна отвечать ряду требований. Например, очень важно, чтобы сила тяги проходила через центр тяжести ракеты. Если не выполнить этого и ещё ряда других условий, то ракета может отклониться от заданного курса или даже начать вращательное движение. «Подправить» курс можно с помощью рулей. Пока ракета летит в плотном воздухе, могут работать аэродинамические рули, а в разреженном воздухе - предложенные ещё Циолковским газовые рули, отклоняющие направление газовой струи. Впрочем, сейчас конструкторы начинают отказываться от применения газовых рулей, заменяя их несколькими дополнительными соплами или поворачивая само главное сопло. Например, на американской ракете, построенной по проекту «Авангард», двигатель подвешен на шарнирах, и его можно отклонять на 5-7О. Действительно, в начале полёта, когда плотность воздуха ещё велика, мала скорость ракеты, поэ­то­му рули плохо управляют. А там, где ракета приобретает большую ско­рость, мала плотность воздуха. Газовые рули хрупки и ломки, потому что их приходиться делать из графита или керамики. Каждая ступень ракеты работает в совершенно различных условиях, которые и определяют её устройство. Мощность каждой следующей ступени и время её действия меньше, поэтому и конструкция может быть проще. В настоящее время двигатели баллистических ракет преи­му­щест­вен­но работают на жидком топливе. В качестве горючего обычно используют керосин, спирт, гидразин, анилин, а в качестве окислителей - азотную и хлорную кислоты, жидкий кислород и перекись водорода. Очень активными окислителями являются фтор и жидкий озон, но из-за крайней взрывоопасности они пока находят ограниченное применение. Наиболее ответственной частью ракеты является двигатель, а в нём - камера сгорания и сопло. Здесь должны использоваться особо жаропроч­ные материалы и сложные методы охлаждения, так как температура сгорания топлива доходит до 2500-3500ОС. Обычные материалы таких температур не выдерживают. Достаточно сложны и остальные агрегаты. Например, насосы, которые подавали горючее и окислитель к форсункам камеры сгорания, уже в ракете ФАУ-2 были способны перекачивать 125 кг топлива в секунду. В ряде случаев вместо баллонов применяют баллоны со сжатым воздухом или каким-нибудь другим газом, который вытесняет го­рючее из баков и гонит его в камеру сгорания. Запускается баллистическая ракета со специального стартового ус­т­рой­ства. Часто это ажурная металлическая мачта или даже башня, около которой ракету собирают по частям подъёмными кранами. Площадки на башне размещаются против смотровых люков, через которые проверяют и налаживают оборудование. Потом ракету заправляют топливом, и башня отъезжает. Стартуя вертикально, ракета затем наклоняется и описывает почти строго эллиптическую траекторию. Значительная часть траектории полёта таких ракет проходит на высоте больше 1000 км над Землёй, где сопро­тив­ле­ние воздуха практически отсутствует, однако с приближением к цели атмосфера начинает резко тормозить движение ракеты, при этом оболочка сильно нагревается, и, если не принять меры, ракета может разрушиться, а её заряд - преждевременно взорваться. Исторические справки по баллистическим ракетам. Межконтинентальная баллистическая ракета Р-7 (8К71) / Р-7А (8К74)/SS-6 (Sapwood)

Тактико-технические характеристики

Стартовая масса, т

283,0

Масса полезной нагрузки, кг

до 5400

Масса топлива, т

250

Максимальная дальность стрельбы, км

8000

Длина ракеты, м

31,4

Диаметр ракеты, м

11,2

Тип головной части

Моноблочная, ядерная, отделяемая

20 мая 1954 года выходит совместное постановление ЦК КПСС и Правительства о создании баллистической ракеты межконтинентальной дальности. Работы были поручены ЦКБ-1. Возглавлявший это бюро С.П. Королев получил широкие полномочия на привлечение не только специалистов различных отраслей промышленности, но и на использование необходимых материальных ресурсов. Для отработки тактико-технических характеристик МБР, запуска искусственных спутников земли, выполнения научно-исследовательских и экспериментальных работ по тематике ракетно-космической техники, начиная с февраля 1955 года, создается полигон в районе поселка Тюра-Там (Байконур). В начале 1957 года ракета, получившая обозначение Р-7, была готова к испытаниям. В апреле этого же года был подготовлен и стартовый комплекс. Первый старт, назначенный на 19.00 московского времени 15 мая, вызвал большой интерес. Прибыли все Главные конструктора систем ракеты и стартового комплекса, руководители программы и ряда других ответственных организаций. Все надеялись на успех. Однако, почти сразу после прохождения команды на запуск двигательной установки в хвостовом отсеке одного из боковых блоков возник пожар. Ракета взорвалась. Намеченный на 11 июня 1957 года следующий запуск “семерки” не состоялся по причине неисправности двигателей центрального блока. Специалистам под руководством ведущего конструктора Д. Козлова потребовался месяц упорной и кропотливой работы, чтобы устранить причины выявленных неполадок. И вот 12 июля ракета наконец взлетела. Казалось все идет хорошо, но прошло всего несколько десятков секунд полета и ракета стала отклоняться от заданной траектории. Чуть позже ее пришлось подорвать. Как потом удалось выяснить, причиной послужило нарушение с 32 секунды управления ракетой по каналам вращения и тангажа. Первая серия испытаний показала наличие серьезных недостатков в конструкции Р-7. При анализе данных телеметрии было установлено, что в определенный момент при опорожнении баков горючего возникали колебания давления в расходных магистралях, которые приводили к повышенным динамическим нагрузкам и, в конечном счете, к разрушению конструкции (американские конструкторы также столкнулись с этой проблемой). Долгожданный успех пришел 21 августа 1957 года, когда стартовавшая в тот день ракета полностью выполнила намеченный план полета. 27 августа в советских газетах появилось сообщение ТАСС об успешном испытании в СССР сверхдальней многоступенчатой ракеты. Это заявление, естественно, не осталось без внимания и произвело должный эффект. 4 октября и 3 ноября этого же года в Советском Союзе при помощи ракет Р-7 были запущены первые ИСЗ. Эти события произвели колоссальный фурор в мире. Позже американский президент Дж. Кеннеди признался: “Когда мы узнали о запуске русскими искусственного спутника земли, мы пришли в шоковое состояние и в течение недели не могли ни принимать решения, ни разговаривать друг с другом...”. Не эти ли впечатления остановили Дж. Кеннеди от разрешения Карибского кризиса силовым путем? Кто знает. А тем временем испытатели межконтинентальной ракеты столкнулись с новыми трудностями. Так как боевой блок поднимался на высоту нескольких сотен километров, то ко времени обратного входа в плотные слои атмосферы он разгонялся до огромных скоростей. Моноблок круглой формы, разработанный ранее для БРСД, быстро сгорал. В конце концов разработчики боевого оснащения справились с этой проблемой, но какой ценой. Как вспоминал генерал-лейтенант А.С. Калашников (в период испытаний занимал должность начальника управления на полигоне Байконур) летом 1960 года, когда Н.С. Хрущев увидел первую ГЧ ракет Р-7 и модернизированную (вторая была в 4-5 раз меньше и более совершенна по конструкции), то очень разозлился и все допытывался у Главкома РВСН главного маршала артиллерии М.И. Неделина, почему так получилось, кто не доработал и по какой причине такая огромная первая головная часть. Так как Неделин виновных не назвал, то Хрущев решил, что виноват Королев и когда Сергей Павлович докладывал о своих новых МБР Р-9 и РТ-1, выставленных на специальной площадке, Хрущев выслушал его молча. Окружающие даже не смогли понять, разрабатывать эти ракеты дальше или нет. Естественно, что большая масса ГЧ существенно уменьшила дальность полета. На повестку дня встал вопрос о создании модифицированной ракеты с улучшенными тактико-техническими характеристиками. 12 июля 1958 года было выдано задание на разработку более совершенной ракеты — Р-7А. Одновременно велась доводка “семерки”. 20 января 1960 года ее приняли на вооружение только что созданного вида Вооруженных Сил — Ракетных войск стратегическогоназначения. Двухступенчатая ракета Р-7 выполнена по “пакетной ” схеме. Ее первая ступень представляла собой четыре боковых блока, каждый длиной 19 м и наибольшим диаметром 3 м, расположенных симметрично вокруг центрального блока (вторая ступень ракеты) и соединенных с ним верхним и нижним поясами силовых связей. Конструкция всех блоков одинакова и включала опорный конус, топливные баки, силовое кольцо, хвостовой отсек и двигательную установку. На каждом блоке первой ступени устанавливались ЖРД РД-107 конструкции ГДЛ-ОКБ, руководимого академиком В. Глушко, с насосной подачей компонентов топлива. Он был выполнен по открытой схеме и имел шесть камер сгорания. Две из них использовались как рулевые. ЖРД развивал тягу 78т у земли. Центральный блок ракеты состоял из приборного отсека, баков для окислителя и горючего, силового кольца, хвостового отсека, маршевого двигателя и четырех рулевых агрегатов. На второй ступени устанавливался ЖРД РД-108, аналогичный по конструкции с РД-107, но отличавшийся, в основном, большим числом рулевых камер. Он развивал тягу у земли до 71 т и работал дольше, чем ЖРД боковых блоков. Для всех двигателей использовалось двухкомпонентное топливо: окислитель — переохлажденный жидкий кислород, горючее — керосин Т-1. Для обеспечения работы автоматики ракетных двигателей, применялись перекись водорода и жидкий азот. Чтобы достичь заданной дальности полета конструкторы установили автоматическую системы регулирования режимов работы двигателей и систему одновременного опорожнения баков (СОБ), что позволило сократить гарантированный запас топлива. Конструктивно-компоновочная схема Р-7 обеспечивала запуск всех двигателей при старте на земле с помощью специальных пирозажигательных устройств, установленных в каждую из 32 камер сгорания. Маршевые ЖРД ракеты имели высокие энергетические и массовые характеристики, а также высокую надежность. Для своего времени они были выдающимся достижением в области ракетного двигателестроения. Р-7 оснащалась комбинированной системой управления. Ее автономная подсистема обеспечивала угловую стабилизацию и стабилизацию центра масс на активном участке траектории. Радиотехническая подсистема осуществляла коррекцию бокового движения центра масс в конце активного участка траектории и выдачу команды на выключение двигателей, что повышало точность стрельбы. Исполнительными органами системы управления являлись поворотные камеры рулевых двигателей и воздушные рули. Для реализации алгоритмов радиокоррекции были построены два пункта управления (основной и зеркальный), удаленных на 276 км от стартовой позиции и на 552 км друг от друга. Ракета несла моноблочную термоядерную головную часть мощностью 3 Мт. Она крепилась к приборному отсеку центрального блока с помощью трех пирозамков. Характеристики ГЧ позволяли поразить крупную площадную цель, посредством как воздушного, так и наземного ядерного взрыва. Для базирования этих ракет, в 1958 году, было принято решение о строительстве боевой стартовой станции (объект “Ангара”) в районе г. Плесецк. 1 января 1960 года она была готова, а 16 июля впервые в Вооруженных Силах самостоятельно провела два учебно-боевых пуска со стартовой позиции. Перед стартом ракету доставляли с технической позиции на железнодорожном транспортно-установочном лафете и устанавливали на массивное пусковое устройство. Весь процесс предстартовой подготовки длился более двух часов. Ракетный комплекс получился громоздким, уязвимым и очень дорогим и сложным в эксплуатации. К тому же в заправленном состоянии ракета могла находиться не более 30 суток. Для создания и пополнения необходимого запаса кислорода для развернутых ракет нужен был целый завод. Комплекс имел низкую боевую готовность. Недостаточной была и точность стрельбы. БРК данного типа не годился для массового развертывания. Всего было построено четыре стартовых сооружения. 12 сентября 1960 года на вооружение принимается МБР Р-7А. Она имела несколько большую по размерам вторую ступень, что позволило увеличить на 500 км дальность стрельбы, новую головную часть и упрощенную систему радиоуправления. Но добиться заметного улучшения боевых и эксплуатационных характеристик не удалось. Очень быстро стало ясно, что Р-7 и ее модификация не могут быть поставлены на боевое дежурство в массовом количестве. Так все и случилось. К моменту возникновения Карибского кризиса РВСН располагали несколькими десятками таких ракет. К концу 1968 года обе эти ракеты сняли с вооружения. Но еще раньше МБР Р-7А стала широко использоваться для запуска космических аппаратов. В истории развития советской космонавтики эта ракета сыграла выдающуюся роль. Межконтинентальная баллистическая ракета Р-9 / Р-9А (8К75)SS-8/(Sasin)

Тактико-технические характеристики

Максимальная дальность стрельбы, км

12000

Стартовая масса, т

80,4

Масса полезной нагрузки, кг

до 2095

Масса топлива, т

71,1

Длина ракеты, м

24,3

Диаметр ракеты, м

2,68

Тип головной части

Моноблочная, ядерная

С появлением у американцев ракетной системы “Минитмен” руководство Советского Союза явственно осознало уязвимость и техническое отставание своих МКР. В этих условиях решено было ускорить принятие на вооружение МБР Р-9А. Постановлением СМ СССР от 31 мая 1959 года ОКБ-1 С.П. Королева поручалось создать межконтинентальную ракету, пригодную для массового развертывания в частях, а главное, которая должна была иметь тактико-технические характеристики намного лучше, чем Р-7. Р-9А стала последней боевой ракетой, разработанной под непосредственным руководством С.П. Королева. Летом 1960 года на полигоне Байконур был проведен показ ракетной техники для руководства страны. Присутствовал и Н.С. Хрущев. Сергей Павлович представлял две свои ракеты — жидкостную Р-9 и твердотопливную РТ-1. Хрущев молча выслушал доклад Королева и своего мнения не высказал. Присутствующим конструкторам, руководителям промышленности и Ракетных войск ясности относительно дальнейшей судьбы этих ракет реакция Никиты Сергеевича не прибавила. И только по настоянию военных разработка Р-9 была продолжена. Начало летно-конструкторских испытаний Р-9 (на первом пуске 9 апреля 1961 года присутствовал Королев) успешным не назовешь. В первое время сказывалась недоведенность маршевого жидкостного ракетного двигателя первой ступени, работавшего на кислородно-керосиновом топливе. Его поставили на ракету под сильным давлением академика В.П. Глушко. Только в 1961 году, при запусках экспериментальных ракет, в результате возникавших высокочастотных разрушений двигателей, были выведены из строя три стартовых комплекса. Следует отметить, что альтернатива была, так как в ОКБ А. Исаева и Н. Кузнецова разрабатывали двигатели для первой ступени этой ракеты. Но Глушко использовал свои связи в верхах и добился выгодного для себя решения. В конце концов неполадки в двигательной установке первой ступени устранили, но, как потом выяснилось, не в полной мере. Ее надежность оставалась не на должном уровне, что подтвердилось при эксплуатации в войсках. Так при проведении учебно-боевого пуска одним из ракетных полков произошел взрыв ракеты. Испытания затянулись. Так как ракетные комплексы с наземными стартами к этому времени уже считались морально устаревшими и не отвечали предъявляемым к ним требованиям по степени защищенности и боеготовности, решено было доработать ракету для шахтной пусковой установки (ШПУ), создать которую еще предстояло. Конструкторам требовалось повысить надежность ракеты и, главное, решить проблему от которой зависела сама возможность нахождения “девятки” на боевом дежурстве. Речь шла о способах длительного хранения больших количеств жидкого кислорода для заправки баков ракет. В результате была создана система, обеспечивавшая потери кислорода не более 2-3 % в год. Летные испытания завершились в только феврале 1964 года, а 21 июля 1965 года на вооружение РВСН был принят ракетный комплекс с шахтными и наземными пусковыми установками и ракетой Р-9А. 14 и 15 декабря 1964 года началась постановка на боевое дежурство первых четырех ракетных полков с наземными стартами (по два в г. Козельске и г. Плесецке), а 26 декабря — первого ракетного полка с ШПУ в Козельске. Двухступенчатая ракета Р-9А выполнена по схеме “тандем” с последовательным делением ступеней. Конструктивной особенностью ракеты можно считать малую длину второй ступени. Первая ступень состояла из открытой решетчатой фермы, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Топливные баки выполнялись по несущей конструкции. Корпус второй ступени состоял из конической и цилиндрической частей. Коническую часть корпуса составляли переходник, бак горючего и бак окислителя с межбаковой обечайкой. Цилиндрическая часть образовывала хвостовой отсек, внутри которого размещался маршевый двигатель второй ступени. Бак горючего был выполнен по несущей схеме, а бак окислителя — в форме сферы. На первой ступени стоял четырехкамерный маршевый ЖРД РД-111 с качающимися камерами сгорания, развивавший тягу 141 т. На второй ступени установили четырехкамерный ЖРД РД-461 конструкции С. Косберга. Он обладал рекордным по тому времени удельным импульсом тяги среди кислородно-керосиновых двигателей и развивал тягу в пустоте 31 т. Наддув баков в полете и работа приводов турбонасосных агрегатов обеспечивалась с помощью продуктов сгорания основных компонентов топлива, что позволило упростить конструкцию двигателей и уменьшить их массу. “Девятка” отличалась сравнительно коротким участком работы двигательной установки первой ступени, вследствие чего разделение ступеней происходило на высоте, где влияние скоростного напора на ракету еще значительно. На ракете был реализован горячий способ разделения ступеней, при котором двигатель второй ступени запускался в конце этапа работы маршевого ЖРД первой ступени. При этом горячие газы истекали через ферменную конструкцию переходника. Из-за того, что в момент разделения ЖРД второй ступени работал только на 50 % номинальной тяги и короткая вторая ступень была аэродинамически неустойчива, рулевые сопла не могли справиться с возмущающими моментами. Для устранения этого недостатка конструкторы установили аэродинамические щитки на поверхности сбрасываемого обтекателя хвостового отсека второй ступени. С появлением систем засечки пусков МБР у США, короткий участок работы первой ступени стал достоинством “девятки”, так как стартующие ракеты засекались по мощному факелу от работающих маршевых двигателей. На ракете устанавливалась комбинированная система управления, имевшая инерциальную систему и канал радиокоррекции. Ее приборы были “врезаны” в обечайку межбакового отсека. Круговое вероятное отклонение точки падения головной части от точки прицеливания при стрельбе на дальности свыше 12000 км составляло 1,6 км. Со временем от радиотехнической подсистемы отказались, оставив только инерциальную подсистему. Система управления позволяла обеспечить дистанционный контроль параметров ракеты. Для МБР Р-9А были разработаны два варианта моноблочных головных частей. Первая мощностью 4 Мт могла быть доставлена на дальность свыше 13500 км. Вторая мощностью до 6 Мт — на дальность 12500 км. ГЧ крепилась к переходнику второй ступени с помощью двух пирозамков. Ее отделение осуществлялось пневмотолкателем после выключения маршевого ЖРД второй ступени. В результате применения ряда прогрессивных технических решений, ракета получилась компактной, что было важно при размещении ее в ШПУ. Для быстрой заправки баков окислителя (бак горючего заправлялся после установки ракеты в шахту) была разработана система скоростной заправки. Техническая готовность Р-9А составляла 10 минут. На одной стартовой позиции оборудовалось две шахтные пусковые установки, подземный командный пункт с системами управления ракетами, пункт радиоуправления и технологическое оборудование, необходимое для поддержания запаса жидкого кислорода. Старт ракет можно было осуществить только последовательно, так как радиотехническая система обеспечивала наведение только одной ракеты. Подготовка и проведение пуска ракеты Р-9А протекали автоматически, с дистанционным контролем каждой команды. Несмотря на ряд достоинств, к моменту постановки первого ракетного полка на боевое дежурство, “девятка” уже не в полной мере удовлетворяла комплексу требований к боевым стратегическим ракетам. Это и не удивительно, так как она относилась к МБР первого поколения. Превосходя по боевым, техническим и эксплуатационным характеристикам американские “Титан-1” и “Атлас-F”, которые к этому времени уже снимались с вооружения, и советские Р-7А и Р-16У она уступала новейшим “Минитменам” по показателям живучести, точности стрельбы и времени подготовки к пуску. Последний критерий стал одним из определяющих для МБР. К тому же ракетные комплексы с Р-9А оказались достаточно дорогими в эксплуатации, что не могло сказаться на масштабах их развертывания (всего на боевое дежурство было поставлено 26 единиц). Р-9А стала последней боевой ракетой в группировке РВСН на кислородно-керосиновом топливе. Она состояла на вооружении до середины 70-х годов. Межконтинентальная баллистическая ракета Р-16 (8К64) / Р-16У (8К64У)/SS-7 (Saddler)

Тактико-технические характеристики

Максимальная дальность стрельбы, км

13000

Стартовая масса, т

140,6

Масса полезной нагрузки, кг

до 2175

Масса топлива, т

130

Длина ракеты, м

34,3

Диаметр ракеты, м

3

Тип головной части

Моноблочная, ядерная

13 мая 1959 года специальным совместным постановлением ЦК КПСС и Правительства конструкторскому бюро “Южное” академика М.К. Янгеля поручили разработать межконтинентальную ракету на высококипящих компонентах топлива. В последствии она получила обозначение Р-16. 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. 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. На ее 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. При подготовке к первому пуску на полигоне Байконур 24 октября 1960 года из- за прохождения преждевременной команды от токораспределителя произошел запуск двигательной установки второй ступени, что привело к взрыву. В результате погибли находившиеся на стартовой позиции большая часть боевого расчета, председатель государственной комиссии главком РВСН М.И. Неделин и ряд конструкторов и руководящих работников от министерств. Второй пуск 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. 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. Ракета Р-16 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. Топливные баки несущей конструкции. Для обеспечения устойчивого режима работы ЖРД все баки имели наддув. При этом бак окислителя наддувался в полете встречным потоком воздуха, а бак горючего — сжатым воздухом из шаровых баллонов, размещенных в приборном отсеке. 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. Ее 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 и горючем — НДМГ. Р-16 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. КВО при стрельбе на максимальную дальность 12000 км составило около 2700 м. При подготовке к старту ракета устанавливалась на пусковое устройство так, чтобы плоскость стабилизации находилась в плоскости стрельбы. МБР Р-16У конструктивно почти не отличалась от Р-16. 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. МБР Р-16 оснащалась отделяемой моноблочной головной частью двух типов, отличавшихся мощностью термоядерного заряда (порядка 3 Мт и 6 Мт). 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. МБР 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 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 Р-16 могла стартовать через 30 минут. Р-16У была развернута в гораздо меньших количествах, так как на строительство шахтных комплексов требовалось больше времени, чем для ввода в строй РК с наземными ПУ. На каждой стартовой позиции располагались три ШПУ, размещенные в линию на расстоянии десятков метров друг от друга, подземный командный пункт, хранилища компонентов топлива, а также другие сооружения. В отличии от других БРК с шахтными пусковыми установками ШПУ Р-16У обеспечивала движение ракеты по направляющим. Ракета размещалась внутри на специальном поворотном устройстве с пристыкованными коммуникациями системы заправки. Для БРК с МБР Р-16У устанавливалось три степени боевой готовности. 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 и на много. 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. Для своего времени Р-16 была вполне надежной и достаточно совершенной ракетой. До 1965 года было развернуто 186 пусковых установок для 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.
Межконтинентальная баллистическая ракета РТ-2 (8К98) / РТ-2П (8К98П)/РС-12/SS-13 (Savage)

Тактико-технические характеристики

Максимальная дальность стрельбы, км

9400

Стартовая масса, т

51,0

Масса полезной нагрузки, кг

600

Длина ракеты, м

21,1

Диаметр ракеты, м

1,84

Тип головной части

моноблочная, ядерная

Последней из советских ракет второго поколения, поступившей на вооружение, стала первая боевая твердотопливная МБР РТ-2. Еще задолго до этого, в 1959 году, в конструкторском бюро С.П. Королева началась разработка экспериментальной ракеты РТ-1 с двигателями на твердом топливе. По поводу ее создания развернулась дискуссия между сторонниками и противниками этого проекта. В то время советская технология создания больших смесевых топливных зарядов только зарождалась и, естественно, были сомнения в конечном успехе. Слишком все было ново. К тому же было ясно, что эта ракета не сможет нести тяжелую головную часть. Решение на создание твердотопливной МБР все же было приняли. Не последнюю роль в этом сыграли известия из США о начале испытаний ракет “Минитмен”. 4 апреля 1961 года вышло в свет постановление Правительства, в котором КБ Королева назначалось головным по созданию принципиально нового БРК стационарного типа с межконтинентальной ракетой на твердом топливе, оснащенной моноблочной головной частью. Для испытаний ракет и реализации ряда других программ 2 января 1963 года, на базе объекта “Ангара”, создается новый испытательный полигон Плесецк. В процессе создания ракетного комплекса пришлось решать сложные научно- технические и производственные проблемы. Так были разработаны смесевые твердые топлива, крупногабаритные заряды для двигателей, освоена уникальная технология их промышленного изготовления. Создана принципиально новая система управления. Был разработан новый тип пусковой установки, обеспечивавший старт ракеты при помощи маршевого двигателя из глухого пускового стакана. Первый пуск ракеты РТ-2 состоялся 4 ноября 1966 года. Испытания проводились на полигоне Плесецк. На выполнение всей программы испытаний потребовалось два года. 18 декабря 1968 года ракетный комплекс с этой ракетой был принят на вооружение РВСН. Первый ракетный полк (г. Йошкар-Ола) приступил к несению боевого дежурства 8 декабря 1971 года. Надо сказать, что на то время это был уникальный комплекс по своим эксплутационным и эргономическим характеристикам. Ракета РТ-2 имела три маршевые ступени. Для их стыковки между собой применили соединительные отсеки ферменной конструкции, позволявшие свободно выходить газам от работающих двигателей при “огневом” разделении ступеней. Между третьей ступенью ракеты и головной частью располагались приборный отсек и переходник, предназначенный для крепления ГЧ. Все РДТТ были выполнены в разных диаметрах. Сделано это было для достижения заданной дальности полета. Все сопловые блоки ракетных двигателей имели по четыре разрезных управляющих сопел. Маршевые двигательные установки РДТТ первой и второй имели одинаковую конструктивную схему и состояли из стальных цилиндрических корпусов с эллиптическими задними и передними днищами. На передних днищах размещались воспламенители зарядов твердого топлива. Заряды РДТТ изготовлялись из смесевого топлива на основе бутилкаучука и перхлората аммония с добавлением порошкообразного алюминия. Сопловые блоки, рулевые приводы и часть приборов системы управления размещались в хвостовых отсеках ступеней, имевших форму усеченного конуса. Для повышения устойчивости ракеты на начальном этапе полета, на хвостовом отсеке первой ступени устанавливались четыре решетчатых стабилизатора. Третья ступень по компоновочной схеме была аналогична первым двум, но имела отличия в конструкции корпуса и заряда РДТТ, хвостового отсека. Кроме того двигатель этой ступени имел устройства отсечки тяги. На ракете устанавливалась инерциальная система управления, осуществлявшая управление полетом ракеты с момента пуска и до перехода к неуправляемому полету головной части. В системе управления были применены счетно-решающие приборы. Большая часть устройств СУ размещалась в приборном отсеке. Точность стрельбы все-таки следует признать невысокой (КВО — 1800 м). РТ-2 несла моноблочную головную часть с термоядерным зарядом мощностью 0,6 Мт. Эта ракета была первой МБР на твердом топливе, принятой на вооружение РВСН, и являлась по сути переходной от ракет второго к третьему поколению. Ракеты размещались в ШПУ типа “ОС”. Контроль технического состояния и пуск проводились по командам с командного пункта БРК дистанционно, в состав которого входили 10 пусковых установок. Важными особенностями этого комплекса явились простота эксплуатации, высокая техническая готовность ракет, сравнительно небольшое количество обслуживающих агрегатов и отсутствие средств заправки. На командном пункте для боевых расчетов, несущих дежурство, были созданы довольно комфортные условия с учетом последних требований эргономики. В тоже время МБР РТ-2 существенно уступала по ряду параметров советской УР- 100 и американской “Минитмен-2”, созданных приблизительно в те же годы. Это сказалось на развертывание этих ракет. В составе РВСН на боевом дежурстве стояло всего 60 ракет РТ-2. Скромные тактико-технические характеристики ракеты предопределили необходимость ее модернизации. 16 января 1970 года на полигоне Плесецк состоялся первый испытательный пуск модифицированной ракеты. Она отличалась от своей предшественницы более совершенной системой управления, головной частью, мощность заряда которой составила 750 кт, улучшенными эксплуатационными характеристиками и повышенной надежностью РДТТ. Точность стрельбы несколько возросла. Ракета была оснащена комплексом преодоления систем противоракетной обороны.
Межконтинентальная баллистическая ракета Р-36 (8К67) / Р-36орб /(8К69)/SS-9 (Scarp)

Тактико-технические характеристики

Максимальная дальность стрельбы, км

11000

Стартовая масса, т

183,9 / 180,0

Масса полезной нагрузки, кг

5825 / 1700

Масса топлива, т

166,2

Длина ракеты, м

31,7 / 32,6

Диаметр ракеты, м

3,0 / 3,0

Тип головной части

моноблочная, ядерная

МБР второго поколения Р-36, поступившая на вооружение РВСН в середине 60-х годов, стала родоначальницей советских тяжелых ракет и постоянной головной болью американских стратегов. Постановлением Правительства Советского Союза от 12 мая 1962 года конструкторскому бюро академика М.К. Янгеля поручалось создать ракету “тяжелого” класса, способную поднять сверхмощный термоядерный заряд. Она предназначалась для поражения важнейших стратегических объектов противника, защищенных мощной системой ПРО. В техническом задании предусматривалось разработка ракеты в двух вариантах: с наземным (от него быстро отказались) и с шахтным стартами. Ракета разрабатывалась с двумя типами системы управления: комбинированной с каналом радиокоррекции и чисто инерциальной. При проектировании широко использовались отработанные на ракете Р-16 конструктивные решения и технологии. При разработке стартового комплекса особое внимание уделялось упрощению стартовых позиций при одновременном повышении их надежности, исключения из пускового цикла процесса заправки ракеты компонентами и ряду других факторов. Это существенно повышало боевую готовность комплекса. Испытания проводились на полигоне Байконур. 28 сентября 1963 года состоялся первый пуск, который завершился неудачно. В ходе первой серии испытаний разработчиков преследовал ряд неудач. Но тем не менее руководитель и члены государственной комиссии признали эту ракету перспективной и в конечном успехе не сомневались. Постепенно конструкторскому коллективу удалось устранить все недостатки. Одновременно велась подготовка к серийному производству ракет, строились стартовые позиции, что, в конечном счете, позволило быстро развернуть новый БРК в войсках. В конце мая 1966 года весь цикл испытаний был завершен, а 21 июля 1967 ракетный комплекс с МБР Р-36 был принят на вооружение РВСН. 5 ноября 1966 года в г. Ужуре началась постановка на боевое дежурство первого ракетного полка с ракетами этого типа. Двухступенчатая Р-36 выполнена по схеме “тандем” с последовательным разделением ступеней. Первая ступень обеспечивала разгон ракеты. Она состояла из переходника, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Ее двигательная установка состояла из шестикамерного маршевого и четырехкамерного рулевого жидкостных ракетных двигателей. Маршевый ЖРД собирался из трех одинаковых двухкамерных блоков и имел тягу на земле 274 т. Рулевой двигатель имел поворотные камеры сгорания. В хвостовом отсеке устанавливались четыре тормозных пороховых ракетных двигателя, срабатывавших при отделении второй ступени. Вторая ступень обеспечивала разгон до скорости, соответствующей заданной дальности стрельбы. Она состояла из приборного, топливного и хвостового отсеков. Топливные баки имели совмещенное днище и выполнялись по несущей схеме. Двигательная установка состояла из двухкамерного маршевого и четырехкамерного жидкостных ракетных двигателей. Они имели высокую степень унификации с двигателями первой ступени. Для питания всех ЖРД использовалось двухкомпонентное самовоспламеняющееся топливо: окислитель — азотный тетраксид (АТ), горючее — НДМГ. Наддув всех баков в полете осуществлялся продуктами сгорания основных компонентов топлива. На каждой ступени, для уменьшения гарантийных запасов топлива, устанавливалась своя система одновременного опорожнения баков. Еще в ходе летных испытаний от комбинированной системы управления отказались. Инерциальная СУ вполне обеспечивала заданную точность стрельбы. Это позволило значительно снизить затраты на развертывание БРК. Элементы системы управления размещались в приборных отсеках на первой и второй ступенях. Р-36 могла оснащаться двумя типами головных частей: моноблочной термоядерной головной частью с одним из двух возможных зарядов мощностью 18 Мт или 25 Мт и разделяющейся типа “MRV” с простым разбросом боевых блоков. Сочетание мощного заряда с довольно высокой точностью попадания (КВО -1300 м) и надежным комплексом средств преодоления системы ПРО гарантировало выполнение боевой задачи. Пуск ракеты проводился автоматически из ШПУ типа “ОС” после получения пусковой команды с командного пункта. Ракета хранилась в заправленном состоянии в течение нескольких лет. В верхней части стартового сооружения размещались источники электроснабжения, аппаратура технологических и технических систем, обеспечивавшая дистанционные контроль технического состояния систем ракеты и проведение операций по подготовке к пуску и пуск ракеты. Время подготовки и проведение дистанционного пуска МБР Р-36 составляло 5 минут. БРК с шестью пусковыми установками МБР Р-36 обладал уникальными боевыми возможностями и значительно превосходил американский РК аналогичного назначения с ракетой “Титан-2”, прежде всего по мощности термоядерного заряда, точности стрельбы и защищенности. Его появление произвело большое впечатление на зарубежных специалистов. Кроме Р-36 в конце 60-х на боевое дежурство в ограниченном количестве была поставлена ее модификация Р-36орб, отличавшаяся способом наведения головной части на выбранную цель. Всего до 1972 года включительно было развернуто 288 ШПУ для ракет этого типа. Р-36 стояла на боевом дежурстве до конца семидесятых годов, после чего была заменена на более совершенную ракету.
Межконтинентальная баллистическая ракета Р-36М (15А14) / Р-36МУ (15А18) / Р-36М2 (15А18У) РС-20А / РС-20Б / РС-20В/SS-18 (Satan)

Основные характеристики ракет PC-16, PC-18 и PC-20

Характеристики

РС-16Б

(МР УР-100У)

РС-18Б

(УР100НУ)

РС-20В

(Р36М2)

Максимальная дальность, км

10 000

10 000

11 000

Стартовая масса, т

71,1

105,6

211,1

Масса полезной нагрузки, т

2,55

4,35

8,8

Число боевых блоков

4

6

10

Длина ракеты, м

22,5

24,3

34,3

Максимальный диаметр ракеты, м

2,25

2,5

3,0

Относительная масса полезной нагрузки

0,036

0,041

0,042

Мощность заряда боевого блока, Мт

0,55...0,75

0,55...0,75

0,55...0,75

Точность стрельбы (предельное отклонение), км

0,92

0,92

0,5

Межконтинентальные баллистические жидкостные ракеты стационарного базирования PC-16, PC-18-и РС-20 разрабатывались с разделяющимися головными частями (РГЧ), обеспечивающими прицельное последовательное разведение неуправляемых ББ (РГЧ типа MIRV). Их создание в СССР в 70-х годах проводилось прежде всего как ответная мера на резкое увеличение числа ББ в группировках МБР и БРПЛ США. Ракеты PC-16 и PC-20 и соответствующие комплексы были созданы кооперацией исполнителей, возглавляемой КБ под руководством В.Ф. Уткина, заменившего М.К. Янгеля. Головной организацией, разрабатывавшей ракету PC-18 и комплекс с этой МБР, было КБ под руководством В.Н.Челомея: летные испытания первых модификаций всех трех типов ракет проводились в 1972-1975 на полигоне Байконур. В 1975-1981 ракетные комплексы принимались на вооружение и ставились на боевое дежурство. В 1977-1979 гг. была проведена модернизация ракет и комплексов, позволившая улучшить ряд их тактико-технических характеристик. МБР PC-16, PC-18 и PC-20 относятся к двухступенчатым ракетам с ЖРД с последовательным расположением ступеней. При разработке ракет соответствующие КБ и организации использовали опыт создания предшествующего поколения ампулизированных жидкостных ракет на компонентах топлива НДМГ + AT, размещенных в шахтных ПУ (в первую очередь, ракет PC-10 и Р-36). Наряду с принципиальным новшеством - применением РГЧ типа MIRV к новым техническим решениям комплексов этого поколения следует отнести применение в ракетах автономной системы управления с БЦВМ, размещение ракет и пункта управления боевым ракетным комплексом в сооружениях высокой защищенности, возможность дистанционного переприцеливания перед пуском, наличие на ракетах более совершенных средств преодоления ПРО, более высокую, боевую готовность, применение более совершенной системы боевого управления, повышенную живучесть комплексов. Были резко повышены характеристики боевой эффективности за счет увеличения точности ракет и общей мощности их боевого оснащения. Каждая из ракет PC-16 и PC-18 имеет две модификации (А и Б), которые отличаются главным образом конструктивно-технологическими решениями и соответствующими характеристиками автономной системы управления. Для ракеты PC-20 различают три модификации: РС-20А, РС-20Б и РС-20В. Эти модификации отличаются типом и конструкцией головных частей, характеристиками системы управления, а для ракеты РС-20В - и рядом конструктивно-схемных решений по ракете в целом и ее ТПК. Для всех трех ракет характерны высокие значения коэффициента энергомассового совершенства (порядка 0,04), что свидетельствует прежде всего о рациональных конструктивно-схемных решениях и высоких удельных параметрах двигательных установок ракет. На всех ракетах в качестве компонентов топлива использовались несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и четырехокись азота (AT), ставшие к этому моменту штатными компонентами для жидкостных МБР, размещаемых в ШПУ. Несколько меньшее значение коэффициента энергомассового совершенства для ракеты PC-16 по сравнению с двумя другими рассматриваемыми здесь МБР объясняется в основном особенностями принятых проектных решений. После принятия на вооружение МБР PC-16, PC-18 и PC-20 их число в группировке РВСН быстро росло. В 1991 оно составляло: 47 - для PC-16, 300 - для PC-18 и 308 - для PC-20. Эти ракеты на боевом дежурстве имели более 5000 боевых блоков, т.е. свыше 75% от общего числа боевых блоков в группировке МБР бывшего СССР. Возможности любой техники небеспредельны, вместе с тем, по расчетам наших конструкторов, эти ракеты могут надежно нести боевое дежурство еще несколько лет, не меньше, чем сроки, оговоренные обязательствами России по СНВ, т.е. 2003-2007 годы.
Межконтинентальная баллистическая ракета РТ-23У (15Ж60) [для ШПУ] / РТ-23У (15Ж61) [для БЖРК] РС-22А / РС-22В/SS-24 (Scalpel)

Тактико-технические характеристики

Максимальная дальность стрельбы, км

10000

Стартовая масса, т

104,5

Масса полезной нагрузки, кг

4050

Длина ракеты, м

23,4

Диаметр ракеты, м

2,4

Количество ступеней

3

Количество боевых блоков ГЧ

10

В начале 80-х годов КБ “Южное” было поручено создать новую ракету в противовес американской “МХ”. При этом ее основные массо-габаритные характеристики не должны были выходить за ограничения, накладываемые советско-американским Договором ОСВ-2. После оценки задания стало ясно, что это должна была быть твердотопливная ракета, пригодная для размещения как в шахтной пусковой установке (ШПУ), так и на самоходном шасси. При этом, подвижную пусковую установку целесообразно разместить на базе железнодорожного вагона. Этот способ базирования, несмотря на сложности и недостатки, позволял обеспечить высокую мобильность ракетному комплексу, что было крайне важно для оружия ответного удара. Выследить боевой железнодорожный ракетный комплекс (БЖРК), непрерывно курсирующий на маршрутах по разветвленным, масштабным по размерам и забитым обычными составами железнодорожным магистралям страны, весьма непросто, даже для системы спутниковой разведки. Еще сложнее нанести по нему прицельный удар. 27 февраля 1985 года на полигоне Плесецк начались летно-конструкторские испытания МБР для железнодорожного комплекса, получившей обозначение РС-22В. Несмотря на некоторые трудности на первом этапе, конструкторскому коллективу удалась довести свое детище до требуемых кондиций, что позволило завершить испытания 22 декабря 1987 года. Осенью этого же года на опытную эксплуатацию был поставлен первый ракетный полк в г. Костроме. Позднее на трех ракетных базах было развернуто еще 30 МБР этого типа. Твердотопливная ракета РС-22В выполнена трехступенчатой по схеме “тандем” с учетом новейших технологий (коконная конструкция корпусов) и по конструктивно-компоновочной схеме подобна американской “МХ”. Первая ступень включает хвостовой и соединительные отсеки цилиндрической формы и маршевый РДТТ, снабженный одним неподвижным соплом. Вторая ступень состоит из маршевого РДТТ и соединительного отсека. Сопло двигателя снабжено выдвижным насадком, что позволяет увеличить удельный импульс при работе двигателя на больших высотах при сохранении исходных габаритов ступени. Третья ступень включает в себя маршевый РДТТ, по своей конструкции аналогичному двигателю на второй ступени, и переходной отсек. Ракета несет разделяющуюся головную часть типа “MIRV” с 10 боеголовками мощностью по 500 кт. Ступень разведения выполнена по стандартной схеме и включает двигательную установку и систему управления. Головная часть прикрывается обтекателям изменяемой геометрии. Инерциальная система управления обеспечивает проведение проверок и непрерывный контроль технического состояния ракеты, предстартовую подготовку и старт ракеты, управление полетом и разведение боевых блоков с высокой точностью. КВО точек падения составляет не более 200 м при стрельбе н дальность порядка 10000 км. Пуск можно проводить с любой пригодной для этого точки маршрута боевого патрулирования. В состав железнодорожного комплекса входят три пусковые установки с ракетами, командный пункт и вагоны, в которых размещены технические и технологические системы, обеспечивающие функционирование комплекса на всех этапах боевого дежурства, а также жизнедеятельность личного состава. Вагон-пусковая установка оборудован раздвижной крышей. Перед стартом контейнер с ракетой переводится в вертикальное положение. Из ТПК ракета выбрасывается за счет давления, образующегося при срабатывании ПАД. До 1991 года БЖРК регулярно курсировали по железнодорожным магистралям Советского Союза, пока осенью этого года Горбачев и Р. Рейган не договорились поставить их на прикол в пунктах постоянной дислокации. Тогда же в ответ на инициативу США (прекращение разработки МБР “МХ” железнодорожного базирования, проходившей в то время полигонные испытания) Горбачев поспешил объявить об отказе от дальнейшего развертывания и модернизации МБР РС-22В. Этим он ограничил период пребывания ракет этого типа на боевом дежурстве гарантийным сроком эксплуатации. Вскоре предприятия производящие эту ракету оказались за пределами России, чем окончательно подписали приговор РС-22 как железнодорожного, так и шахтного базирования. Последняя имеет обозначение РС- 22А. РС-22А создавалась для замены жидкостной УР-100НУ. Планировалось, что базироваться эта ракета будет в тех же ШПУ. От ракеты для БЖРК она отличается конструкцией первой ступени и головного обтекателя. Первая ступень несколько короче и легче. Ее РДТТ снабжен поворотным управляющим соплом. Головной обтекатель имеет постоянную геометрию. 31 июля 1986 года на полигоне Плесецк начались ее летные испытания, продлившиеся до 23 сентября 1987 года. 19 августа 1988 года был развернут первый ракетный полк с ракетами РС-22А в г. Первомайске. Всего до июля 1991 года было поставлено на боевое дежурство 56 единиц. Причем, только 10 из них — на территории России. Как потом выяснилось, этот факт сыграл в судьбе этой ракеты печальную роль. После развала СССР правопреемницей его стала Россия и все СНВ доставшиеся бывшим союзным республикам, а теперь независимым государствам, должны быть ликвидированы. Говоря о РС-22, хотелось бы сказать, что эта ракета является воплощением самых последних достижений науки и техники. Она отличается от всех остальных ракет высокой боевой готовностью, универсальностью, мощностью, надежностью и относительной простотой эксплуатации. Потеря основной группировки ракетных комплексов с этой ракетой, оказала существенный подрыв боевой готовности РВСН. И что самое худшее, привело к потере перспективного, нового, обеспечивавшего боевую устойчивость всей группировки межконтинентальных ракет на период до 2005 года, ракетного
комплекса.

Межконтинентальная баллистическая ракета РТ-2ПМ “Тополь” (15Ж58) РС-12М/SS-25 (Sickle)

Тактико-технические характеристики

Максимальная дальность стрельбы, км

9400

Стартовая масса, т

51,0

Масса полезной нагрузки, кг

600

Длина ракеты, м

21,1

Диаметр ракеты, м

1,84

Тип головной части

Моноблочная, ядерная

Еще в конце 70-х годов конструкторскому бюро А.Д. Надирадзе поручили разработать на базе твердотопливной МБР РТ-2П межконтинентальную ракету, пригодную для размещения на самоходном автомобильном шасси. Накопленный коллективом богатый опыт по созданию мобильных ракетных комплексов позволил успешно решить эту задачу. Условия модернизации были строго ограничены положениями Договора ОСВ-2, что определило скромное улучшение основных боевых характеристик ракеты. К концу осени 1983 года опытная серия ракет РТ-2ПМ была построена. 23 декабря 1983 года на полигоне Плесецк начались летно- конструкторские испытания. За все время их проведения неудачным был только один пуск. В целом же ракета показала высокую надежность. Там же проводились испытания и боевых агрегатов всего БРК. С целью накопления опыта эксплуатации нового комплекса в войсковых частях в 1985 году решено было развернуть первый ракетный полк в г. Йошкар-Оле, не ожидая полного завершения программы совместных испытаний. 1 декабря 1988 году новый ракетный комплекс был официально принят на вооружение РВСН. В том же году началось полномасштабное развертывание ракетных полков с комплексом “Тополь” и одновременное снятие с боевого дежурства устаревших МБР. К середине 1991 года было развернуто 288 ракет этого типа. Ракета РТ-2ПМ существенно доработана по сравнению со своей предшественницей. За счет применения более энергоемкого топлива повысилась дальность полета. Первая ступень ракеты состоит из маршевого РДТТ и хвостового отсека, на наружной поверхности которого размещены аэродинамические рули и стабилизаторы. Маршевый двигатель имеет одно неподвижное сопло. Вторая ступень конструктивно состоит из соединительного отсека и маршевого РДТТ. Третья ступень имеет почти такую же конструкцию, но в ее состав дополнительно входит переходной отсек, к которому крепится головная часть. Инерциальная система управления имеет свою БЦВМ, что позволило добиться высокой точности стрельбы. Она обеспечивает управление полетом ракеты, проведение регламентных работ на ракете и пусковой установке, предстартовую подготовку и пуск ракеты. Так как эта МБР предназначена, в основном, для нанесения ответного удара, то ставить на нее РГЧ сразу же сочли нецелесообразным. В процессе эксплуатации ракета находится в транспортно-пусковом контейнере, установленного на мобильной пусковой установке. Она смонтирована на базе семиосного шасси большегрузного автомобиля МАЗ. Пуск возможен как из укрытия гаражного типа в месте постоянной дислокации, так и с необорудованной позиции. Для этого пусковая установка вывешивается на домкратах. Старт ракеты производится из вертикального положения с помощью порохового аккумулятора давления, размещенного в транспортно-пусковом контейнере. После развала Советского Союза БРК “Тополь” оказался единственным из всех ракетных комплексов, производство которого продолжилось в России, хотя и в медленном темпе. Кроме того, конструкторское бюро, которое после смерти А.Д. Надирадзе возглавил Б.Н. Лагутин, продолжило совершенствование ракеты. В 1994 году начались испытания модифицированной ракеты “Тополь-М”, которая должна будет стать основной в группировке РВСН в начале 21 века. Планируется, что она будет пригодна для размещения как на самоходных пусковых установках, так и в ШПУ. Следует отметить, что ракетный комплекс с МБР РТ-2ПМ не имеет аналогов в мире. Заключение. В настоящее время благодаря многим учёным со всего света, изучение реактивного движения продвинуто, но насколько оно продвинуто и сколько осталось до конца пути никто не знает. Человек уже был в космосе, но он чувствует и знает, что он не увидел и одной миллиардной доли того чего бы хотел увидеть. Значит, нам есть к чему стремиться, а если в жизни есть цель, то значит то, что она небессмысленна