Техника и вооружение 2001 05-06

Первая ступень ракеты оснащена маршевым четырехкамерным ЖРД с качающимися камерами РД-111 (8Д716). Двигатель разработан в ОКБ-456 под руководством Валентина Гпушко. Вторая ступень ракеты оснащена маршевым четырехкамерным ЖРД РД-0106 (8Д715). Двигатель второй ступени создан в ОКБ-154 под руководством Семена Косберга. Компоненты топлива – керосин и жидкий кислород. Опытный стартовый комплекс наземного типа и шахтная пусковая установка "Десна" спроектированы в ГСКБ Спецмаш под руководством Владимира Бармина. Наземный автоматизированный стартовый комплекс "Долина"разработан в ОКБ-1 Сергея Королева при участии Валентин на Глушко. Способ старта – газодинамический. Система управления разработана в НИИ автоматики и приборостроения под руководством Николая Пилюгина, в НИИ-885 под руководством Михаила Рязанского и в НИИ-944 под руководством Виктора Кузнецова. Система управления инерциальная с радиокоррекцией траектории полета. Ракета имеет моноблочную ядерную отделяемую в полете головную часть. Атомный боезаряд создан под руководством Самвела Кочарянца.

Серийное производство ракет развернуто на Куйбышевском заводе "Прогресс" (это новое название авиазавод № 1 получил в 1961 году).

Максимальная дальность стрельбы, км свыше 10 000

Максимальная стартовая масса, т.. 80,4

Масса головной части, т 1,6-2

Масса топлива, т  71

Масса незаправленной ракеты, т 9

Длина ракеты, м  24,3

Максимальный диаметр корпуса, м   2,68

Тяга маршевого двигателя первой ступени у земли, тс 141

Тяга маршевого двигателя первой ступени в пустоте, тс 163

Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени у земли, кгс с/кг 270

Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени в пустоте, кгс ¦с/кг  311

Время работы маршевого двигателя первой ступени,с 105

Масса маршевого двигателя первой ступени, кг 1 480

Тяга маршевого двигателя второй ступени, тс  31

Время работы маршевого двигателя второй ступени, с 165

Р-9Б. 8К76

В 1958 году в адрес руководства страны Сергеем Королевым было направлено предложение о том, что возглавляемое им ОКБ-1 может приступить к разработке двух проектов новой МБР: Р-9А на низкокипящих компонентах топлива и Р-9Б на высококипящих компонентах. Позже, по свидетельству очевидцев, Королев сам отказался от проекта Р-9Б, отдав предпочтение ракете Р-9А с двигателями на освоенных кислороде и керосине.

" Буря". ЛА-350

В 1954 году в НИИ-88 велась разработка темы Т-2 "Теоретические и экспериментальные исследования по созданию двухступенчатой крылатой ракета с большой дальностью полета". В соответствии с постановлением правительства от 20 мая 1954 года в ОКБ-301 МАП под руководством Семена Лавочкина начаты работы по созданию межконтинентальной крылатой ракеты "Буря" (в печати приводятся названия 1А-350, В-350 и Изделие 350). Эскизный проект ракеты закончен в 1955 году.

Летные испытания на полигоне Капустин Яр начаты 1 июля 1957 г. С 1959 -ода пуски ракет проводились на полигоне Владимировка. До 16 декабря 1960 года в рамках ЛКИ произведено 17 пусков. Три пуска были аварийными. В ходе испытаний ни одна ракета не достигла проектной дальности полета.

Предсерийное производство развернуто на Куйбышевском авиазаводе N9 18. Всего было изготовлено 19 ракет.

Транспортные агрегаты для ракеты разрабатывались в КБТМ под руководством Владимира Петрова. Предполагалось, что пусковая установка ракеты может быть размещена на железнодорожной платформе. ГЧ должна была оснащаться ядерной боеголовкой. На ракете была впервые в нашей стране испытана система астронавигации.

Разработка ракеты прекращена в декабре 1960 г. По свидетельству специалистов, в случае завершения разработки межконтинентальная крылатая ракета "Буря" была бы принята на вооружение РВСН.

"Буря"

"Буран"

"Буря". ЛА-350

"Буря" – двухступенчатая межконтинентальная крылатая ракета. Разработка начата 20 мая 1954 года в ОКБ-ЗОІ МАП под руководством Семена Лавочкина. Летные испытания проходили на полигонах Капустин Яр и Владимировка с 1 июля 1957 года по 16 декабря 1960 года. Работы прекращены в декабре 1960 года.

Первая ступень (два ускорителя) оснащена ЖРД С2.1100, разработанным в КБ химического машиностроения под руководством Алексея Исаева. Вторая (маршевая) ступень оснащена сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем РД-012, разработанным в ОКБ-670 МАП под руководством Михаила Бондарюка.

Проектная максимальная дальность стрельбы, км  8 000 (по другим данным – 8 500 км)

Стартовая масса, т  96

Масса ГЧ, кг  2 500 (по другим данным – 2 190 кг)

Длина ракеты, м 19,9

Скорость полета, чис. М 3

Высота полета на марше, м 17 500

Высота полета при подходе к цели, м 25 000

Тяга двигателя первой ступени, тс 68,6

Длина корпуса второй ступени, м  18

Диаметр корпуса второй ступени, м 2,2

Крейсерская тяга двигателя второй ступени, тс 7,6

" Буран" М-40

Разработка межконтинентальной крылатой ракеты наземного базирования "Буран" М-40 в соответствии с исследованиями, проводимыми в НИИ-88 по -теме Т-2, начата в соответствии с постановлением правительства от 20 мая 1954 года в ОКБ-23 МАП под руководством Владимира Мясищева. Главный конструктор ракеты – Г.Н.Назаров, ведущий проекта – Д.Ф.Орочко.

Ракета имела астроинерциальную систему управления. ГЧ ракеты должна была оснащаться ядерным боезарядом, Предсерийное производство начато на Машиностроительном заводе имени М.В.Хруничева. Для проведения летных испытаний были изготовлены два опытных экземпляра ракеты. В августе 1957 года начата подготовка к испытаниям ракеты. В ноябре 1957 года, перед началом летно-конструкторских испытаний, программа "Буран" была закрыта решением правительства страны.

По свидетельству специалистов, в случае завершения разработки межконтинентальная крылатая ракета "Буран" была бы принята на вооружение РВСН.

"Буран". М-40 "Буран" – двухступенчатая межконтинентальная крылатая ракета стационарного наземного базирования.

Первая ступень (четыре боковых ускорителя) оснащена жидкостным ракетным двигателем. Компоненты топлива – кислород и керосин. В некоторых источниках указывается, что двигатель разрабатывался в ОКБ-456 под руководством Валентина Глушко, однако найти подтверждения этому не удалось. Вторая (маршевая) ступень оснащена сверхзвуковым прямоточным ВРД РД-018А, разработанным в ОКБ-670 под руководством Михаила Бондарюка.

Максимальная дальность стрельбы, км 9 150 (по другим данным – 8 500 км)

Стартовая масса, т 125

Длина ракеты, м  24

Максимальный диаметр корпуса, м. 2,4 м.

Размах крыла, м  11,6

Масса полезной нагрузки, т 3,4

Скорость полета, чис.М  3

Крейсерская высота полета, км 18,2

Тяга двигателя первой ступени, тс 55 (общая тяга двигательной установки – 220 тс).

Длина корпуса первой ступени, м 19,1

Диаметр корпуса первой ступени, м 1,2

Крейсерская тяга двигателя второй ступени, тс 10,6

Длина корпуса второй ступени, м  23,3

Диаметр корпуса второй ступени, м 2,4

РВСН И РАЗВИТИЕ ОТЕЧЕСТВЕННОГО РАКЕТОСТРОЕНИЯ В 1960-Е ГОДЫ

В 1960 году на базе инженерных бригад РВГК сформированы управления дивизий РВСН в городах и поселках Гвардейск Калининградской области, Уссурийск Приморского края, Коломыя, Луцк и Хмельницкий на Украине, Шяуляй в Литве, Пружаны, Поставы и Мозырь в Белоруссии, Валга в Эстонии.