Читать «Техника и вооружение 2001 05-06» онлайн - страница 89
Автор неизвестен
Первая ступень оснащена маршевым двигателем РД-251 (8Д723), состоящим из трех двухкамерных модулей РД-250, а также рулевым двигателем РД-68М с четырьмя поворотными камерами сгорания. Вторая ступень оснащена двухкамерным маршевым двигателем РД- 252 и четырехкамерным рулевым ЖРД РД-69М. Маршевые двигатели разработаны в КБ Энергомаш под руководством Валентина Глушко. Компоненты топлива – НДМГ и азотный тетраоксид (AT).
ШПУ ОС разработана в ЦКБ-34 под руководством Евгения Рудяка. Способ старта – газодинамический. Наземный стартовый комплекс создан в КБТМ под руководством Владимира Петрова и Всеволода Соловьева. Стационарный установщик разработан в ЦКБ тяжелого машиностроения под руководством Николая Кривошеина. Система заправки спроектирована в КБТХМ. Система прицеливания разработана под руководством главного конструктора Киевского завода "Арсенал" Сергея Парнякова. Автономная СУ спроектирована НИИ-692 под руководством Владимира Сергеева. Гироскопические командные приборы созданы в НИИ-944 под руководством Виктора Кузнецова. Комплекс бортового электрооборудования разработан под руководством Николая Лидоренко. Комплекс средств преодоления ПРО разработан в КБ "Южное" и в НИИ- 108 под руководством Николая Пономарева. Ракета имеет моноблочную ядерную отделяемую в полете головную часть.
Серийное производство ракет и двигателей развернуто на Государственном союзном заводе № 586 в Днепропетровске в декабре 1965 года.
Максимальная дальность стрельбы с легкой ГЧ, км 15 200
Максимальная дальность стрельбы с тяжелой ГЧ, км 70 200
Максимальная стартовая масса ракеты, т 184
Масса незаправленной ракеты, т 17,7
Масса головной части, т 3,9 – 5,8
Масса топлива, т 166
Длина ракеты, м 31,7
Максимальный диаметр корпуса, м 3
Тяга маршевого двигателя первой ступени у земли, тс 241
Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени, кгс с/кг … 270
Время работы маршевого двигателя первой ступени, с 120
Тяга маршевого двигателя второй ступени, тс 96
Удельный импульс тяги маршевого двигателя второй ступени, кгс-с/кг ..317
Время работы маршевого двигателя второй ступени, с 125-160
Первоначально установленный гарантийный срок, лет 5
Р-36-О. 8К69
В 1962 году в СССР была начата разработка трех проектов так называемых -глобальных или орбитальных ракет – Р- 36-0 в ОКБ-586 Михаила Янгеля, ГР-1 в ОКБ-1 Сергея Королева и УР-200А в ОКБ-52 Владимира Челомея. На вооружение была принята только Р-36-0 (в печати приводится также вариант названия Р-36 орб).
Разработка ракеты в ОКБ-586 под руководством Михаила Янгеля начата 16 апреля 1962 года после выхода постановления правительства "О создании образцов межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и носителей тяжелых космических объектов". "Орбитальные ракеты по сравнению с баллистическими обеспечивают следующие преимущества:
неограниченную дальность полета, позволяющую поражать цели, недосягаемые для баллистических межконтинентальных ракет;
возможность поражения одной и той же цели с двух взаимно противоположных направлений;