Boken forteller om skapelseshistorien og nåtiden til atommaktenes strategiske atomrakettstyrker. Utformingene av interkontinentale ballistiske missiler, ubåtutskytede ballistiske missiler, mellomdistanseraketter og utskytningskomplekser vurderes.
Publikasjonen er utarbeidet av tilleggsavdelingen til RF-forsvarsdepartementets magasin "Army Collection" sammen med National Center for Nuclear Hazard Reduction og Arsenal-Press forlag.
Tabeller med bilder.
Deler av denne siden:
På midten av 50-tallet, nesten samtidig, satte militærlederne i Sovjetunionen og USA sine missildesignere i oppgave å lage et ballistisk missil som var i stand til å treffe mål lokalisert på et annet kontinent. Problemet var ikke enkelt. Mange komplekse tekniske problemer knyttet til å sikre levering av en atomladning til en rekkevidde på over 9000 km måtte løses. Og de måtte løses ved prøving og feiling.
Khrusjtsjov, som kom til makten i N.S., og innså sårbarheten til strategiske luftfartsfly, bestemte seg for å finne en verdig erstatning for dem. Han satset på raketter. Den 20. mai 1954 ble et felles dekret fra regjeringen og CPSUs sentralkomité utstedt om opprettelsen av et ballistisk missil med interkontinental rekkevidde. Arbeidet ble overlatt til TsKB-1. Lederen, S.P. Korolev, fikk brede fullmakter til å involvere ikke bare spesialister innen ulike industrifelt, men også til å bruke materielle ressurser. For å gjennomføre flytester av interkontinentale missiler var det nødvendig med en ny testbase, siden Kapustin Yar-teststedet ikke kunne gi de nødvendige forholdene. Et regjeringsdekret av 12. februar 1955 markerte begynnelsen på opprettelsen av et nytt teststed (nå kjent som Baikonur Cosmodrome) for testing av de taktiske og tekniske egenskapene til ICBM-er, oppskyting av kunstige satellitter og utførelse av forskning og eksperimentelt arbeid på raketter og romteknologi. Litt senere, i området ved Plesetsk-stasjonen i Arkhangelsk-regionen, begynte byggingen av et anlegg under kodenavnet "", som var ment å bli basen for den første formasjonen bevæpnet med nye missiler (senere begynte det) brukes som treningsplass og kosmodrom). Under vanskelige forhold var det nødvendig å bygge utskytningskomplekser, tekniske posisjoner, målepunkter, adkomstveier, bo- og arbeidslokaler. Hovedtyngden av arbeidet falt på det militære personellet i byggebataljonene. Byggingen ble utført i et akselerert tempo og i løpet av to år ble de nødvendige betingelsene for testing skapt.
På dette tidspunktet hadde TsKB-1-teamet laget en rakett, betegnet R-7 (8K71). Den første testoppskytningen var planlagt til 15. mai 1957 klokken 19.00 Moskva-tid. Som man kunne forvente, vakte det stor interesse. Alle sjefdesignerne av rakett- og oppskytningskomplekset, programledere fra Forsvarsdepartementet og en rekke andre organisasjoner ankom. Alle håpet selvfølgelig på suksess. Men nesten umiddelbart etter at kommandoen om å starte fremdriftssystemet gikk, brøt det ut brann i halerommet til en av sideblokkene. Raketten eksploderte. Den neste lanseringen av S7, planlagt til 11. juni, fant ikke sted på grunn av en funksjonsfeil på sentralenhetens fjernkontroll. Det tok designerne en måned med iherdig og møysommelig arbeid for å eliminere årsakene til de identifiserte problemene. Og 12. juli lettet endelig raketten. Alt så ut til å gå bra, men det gikk bare noen titalls sekunders flytur, og raketten begynte å avvike fra den tiltenkte banen. Litt senere måtte den avvikles. Som vi senere fant ut, var årsaken et brudd på missilets flykontroll langs rotasjonskanalene.
ICBM R-7A (USSR) 1960
De første lanseringene viste tilstedeværelsen av alvorlige feil i utformingen av R-7.
Ved analyse av telemetridata ble det funnet at det i et bestemt øyeblikk, når drivstofftankene ble tømt, oppsto trykksvingninger i forsyningsledningene, noe som førte til økte dynamiske belastninger og strukturell ødeleggelse. Til ære for designerne, taklet de raskt denne defekten.
Den etterlengtede suksessen kom 21. august 1957, da den oppskytede raketten fullstendig fullførte sin planlagte flyplan. Og 27. august dukket det opp en TASS-melding i sovjetiske aviser: «Nylig ble en ny ballistisk missil med ultralang rekkevidde skutt opp. Testene var vellykkede. De bekreftet fullt ut riktigheten av beregningene og det valgte designet... Resultatene som ble oppnådd viser at det er mulig å skyte opp missiler til hvilken som helst region på kloden.» Denne uttalelsen gikk naturligvis ikke upåaktet hen i utlandet og hadde ønsket effekt.
Denne suksessen åpnet for brede muligheter ikke bare på det militære området. I slutten av mai 1954 sendte S.P. Korolev et brev til sentralkomiteen til CPSU og Ministerrådet for USSR med et forslag om å gjennomføre den praktiske utviklingen av en kunstig jordsatellitt. N.S. Khrusjtsjov godkjente denne ideen og i februar 1956 begynte det praktiske arbeidet med å forberede det første satellitt- og bakkebaserte måle- og kontrollkomplekset. Den 4. oktober 1957, klokken 22.28 Moskva-tid, lettet R-7-raketten med den første kunstige satellitten om bord og plasserte den vellykket i bane. 3. november ble verdens første biologiske satellitt skutt opp, i hytta hvor det var et forsøksdyr, hunden Laika. Disse hendelsene var av global betydning og tildelte med rette Sovjetunionen prioritet innen romutforskning.
I mellomtiden møtte kampmissiltestere nye vanskeligheter. Siden stridshodet steg til en høyde på flere hundre kilometer, akselererte det til enorme hastigheter da det kom tilbake til de tette lagene i atmosfæren. Den runde stridsenheten, utviklet tidligere, brant raskt ut. I tillegg ble det klart at det var nødvendig å øke rakettens maksimale flyrekkevidde og forbedre dens operasjonelle egenskaper.
12. juli 1958 ble oppgaven for utvikling av en mer avansert rakett, R-7A, godkjent. Samtidig ble "syveren" finjustert. I januar 1960 ble den adoptert av den nyopprettede grenen av Forsvaret - Strategic Missile Forces.
Totrinns R-7-raketten er laget i henhold til et "pakke"-design. Det første trinnet besto av fire sideblokker, hver med en lengde på 19 m og en maksimal diameter på 3 m, plassert symmetrisk rundt den sentrale blokken (det andre trinnet av raketten) og forbundet med den med de øvre og nedre kraftbeltene forbindelser. Utformingen av alle blokkene er den samme: halerommet, kraftringen, torustankrommet for lagring av hydrogenperoksid brukt som arbeidsvæske til pumpen, drivstofftanken, oksidasjonstanken og frontrommet.
I det første trinnet, i hver blokk, ble det installert en RD-107 rakettmotor med flytende drivstoff designet av GDL-OKB med pumpeforsyning av drivstoffkomponenter. Den hadde seks forbrenningskamre. To av dem ble brukt som styrmenn. Rakettmotoren med flytende drivstoff utviklet en skyvekraft i bakken på 78 tonn og sikret drift i nominell modus i 140 sekunder.
Det andre trinnet var utstyrt med en RD-108 rakettmotor med flytende drivstoff, lik design som RD-107, men som hovedsakelig skilte seg i det store antallet styrekamre - 4. Den utviklet skyvekraft på bakken opp til 71 tonn og kunne operere i hovedscenemodus i 320 sekunder.
Drivstoffet for alle motorer var to-komponent: oksidasjonsmiddel - flytende oksygen, drivstoff - parafin. Drivstoffet ble antent under oppskyting av pyrotekniske enheter. For å oppnå spesifisert flyrekkevidde installerte designerne et automatisk kontrollsystem for motordriftsmodus og et system for samtidig tanktømming (SOB), som gjorde det mulig å redusere den garanterte drivstofftilførselen. Tidligere har ikke slike systemer vært brukt på raketter.
"Seven" var utstyrt med et kombinert kontrollsystem. Dets autonome delsystem ga vinkelstabilisering og stabilisering av massesenteret i den aktive delen av banen. Radiodelsystemet korrigerte sidebevegelsen til massesenteret og ga en kommando om å slå av motorene, noe som økte rakettens nøyaktighet. COE var 2,5 km ved avfyring med en rekkevidde på 8500 km.
R-7 bar et monoblokk atomstridshode med en kapasitet på 5 Mt. Før oppskytingen ble raketten installert på utskytningsenheten. Beholdere med parafin og oksygen ble justert og påfyllingsprosessen startet, som varte i nesten 2 timer. Etter at utskytningskommandoen gikk, ble motorene til første og andre trinn startet samtidig. Støysikre radiokontrollkommandoer ble overført ombord på raketten fra spesielle radiokontrollpunkter.
Missilsystemet viste seg å være klumpete, sårbart og svært kostbart i drift. I tillegg kan raketten forbli i drevet tilstand i ikke mer enn 30 dager. Et helt anlegg var nødvendig for å skape og fylle på nødvendig tilførsel av flytende oksygen til utplasserte missiler. Svært snart ble det klart at R-7 og dens modifikasjoner ikke kunne settes på kamptjeneste i stort antall. Det var slik det hele skjedde. Da Cubakrisen oppsto, hadde Sovjetunionen bare noen få dusin slike missiler.
12. september 1960 ble et modifisert R-7A (8K74) missil tatt i bruk. Den hadde et litt større andretrinn, som gjorde det mulig å øke flyrekkevidden med 500 km, et lettere stridshode og et treghetskontrollsystem. Men, som man kunne forvente, var det ikke mulig å oppnå en merkbar forbedring i kamp- og operasjonsegenskaper.
På midten av 60-tallet ble begge missilsystemene tatt ut av drift, og den tidligere R-7A ICBM begynte å bli mye brukt for å skyte opp romfartøy som bærerakett. Dermed ble romfartøy fra Vostok- og Voskhod-serien skutt opp i bane av en tre-trinns modifisert modifikasjon av "syv", bestående av seks blokker: en sentral, fire sideblokker og en tredje trinnsblokk. Senere ble det bæreraketten for romfartøyet Soyuz. I løpet av de mange årene med romtjeneste har ulike rakettsystemer blitt forbedret, men ingen fundamentale endringer har skjedd.
Atlas-D ICBM (USA) 1958
Atlas-E ICBM (USA) 1962
I 1953 kom kommandoen til det amerikanske luftvåpenet, etter å ha gjennomført en ny øvelse for atombombing av objekter som befinner seg på Sovjetunionens territorium og beregnet de sannsynlige tapene til flyene, endelig til den konklusjon at det var nødvendig å lage ICBM-er. De taktiske og tekniske kravene til et slikt missil ble formulert raskt og tidlig neste år mottok Convair-selskapet en ordre for utviklingen.
I 1957 sendte representanter for selskapet inn for testing av en forenklet versjon av ICBM, som fikk betegnelsen HGM-16 og navnet "Atlas-A". Åtte missiler ble bygget uten stridshode og andre trinns motor (den er ennå ikke brakt til full beredskap). Som de første oppskytningene viste, som endte i eksplosjoner og feil, var førstetrinnssystemene langt fra de nødvendige forholdene. Og så satte nyhetene fra Sovjetunionen om den vellykkede testen av et interkontinentalt missil brensel på bålet. Som et resultat mistet general Schriever, som på den tiden var leder for US Air Force Ballistic Missile Directorate, nesten jobben og ble tvunget til å gi offisielle forklaringer om feilene i mange statlige kommisjoner.
Et år senere ble Atlas-V-raketten, fullt utstyrt, overlevert for testing. Lanseringer på ulike områder ble gjennomført gjennom året. Utviklerne har gjort betydelige fremskritt. Den 28. november 1958, under neste oppskyting, fløy raketten 9650 km og det ble klart for alle at Atlas ICBM hadde funnet sted. Denne modifikasjonen var ment å teste stridshodet og teknikkene for kampbruk. Alle rakettoppskytinger i denne serien ble fullført (den første var 23. desember 1958). Basert på resultatene fra de siste testene, ble et parti raketter, kalt Atlas-D, bestilt for overføring til SAC Air Force-enhetene. Den første testlanseringen av ICBM-er fra denne serien, som fant sted 14. april 1959, endte i en ulykke. Men det var en ulykke, som senere ble bekreftet.
Arbeidet med raketten endte ikke der. Ytterligere to modifikasjoner ble opprettet og tatt i bruk i 1962 - E og F. Det er ingen grunn til å kalle dem fundamentalt nye. Endringer påvirket kontrollsystemutstyret (radiokontrollsystemet ble eliminert), og utformingen av nesen til rakettkroppen endret seg.
Atlas-F-modifikasjonen ble ansett som den mest avanserte. Den hadde et blandet design. Ved oppskyting begynte alle motorer å skyte samtidig, og representerte dermed en ett-trinns rakett. Etter å ha nådd en viss hastighet ble haledelen av skroget separert sammen med de såkalte akseleratormotorene. Kroppen ble satt sammen av stålplate. Inne var det en enkelt drivstofftank på 18,2 m lang og 3 m i diameter. Dens indre hulrom var delt av en skillevegg i to deler: for oksidasjonsmiddel og drivstoff. For å dempe drivstoffsvingninger hadde de indre veggene i tanken en "vaffel"-design. For samme formål, etter de første ulykkene, var det nødvendig å installere et partisjonssystem. Den bakre delen av skroget (skjørtet), laget av glassfiber, som ble falt under flukt, ble festet til den nedre bunnen av tanken på rammen ved hjelp av eksplosive bolter.
Atlas-F ICBM (USA) 1962
Fremdriftssystemet, bestående av en LR-105 hovedmotor, to LR-89 utskytningsforsterkere og to LR-101 styremotorer, var plassert i bunnen av raketten. Alle motorene ble utviklet i 1954–1958 av Rocketdyne.
Sustainer rakettmotoren hadde en driftstid på opptil 300 sekunder og kunne utvikle en skyvekraft på bakken på 27,2 tonn. LR-89 rakettmotoren utviklet en skyvekraft på 75 tonn, men kunne operere i bare 145 sekunder. For å gi pitch and roll flykontroll, hadde forbrenningskammeret muligheten til å avvike med en vinkel på 5 grader. Mange elementer i denne motoren var identiske med rakettmotoren til Thor-raketten. For å forenkle designet for de to akseleratorene, ga utviklerne vanlige elementer i lanseringssystemet og en gassgenerator. Avgasser fra drivstoffpumpen ble brukt til å varme opp heliumgass som ble levert til drivstofftankens trykksetting. De styrende rakettmotorene hadde en skyvekraft på 450 kg, en driftstid på 360 sekunder og kunne avvike i en vinkel på 70 grader.
Parafin og underkjølt flytende oksygen ble brukt som drivstoffkomponenter. Drivstoff ble også brukt til å kjøle ned forbrenningskamrene til rakettmotorer med flytende drivstoff. Pulvertrykkakkumulatorer ble brukt til å lansere alle tre TNA-ene. Forbruket av komponenter ble regulert av et diskret kontrollsystem for drivstofftilførsel, spesielle sensorer og en datamaskin. Etter at akseleratorene fullførte det gitte programmet, ble de droppet sammen med heliumsylindrene og skjørtet.
Raketten var utstyrt med et treghetskontrollsystem fra Bosch Arma med en diskret datamaskin og elektronisk kontrollenhet. Minneelementene ble laget på ferrittkjerner. Flyprogrammet, registrert på magnetbånd eller magnettrommel, ble lagret i rakettsiloen. Hvis det var behov for å erstatte programmet, ble det levert et nytt bånd eller trommel fra missilbasen med helikopter. Kontrollsystemet sørget for COE for stridshodets nedslagspunkter innenfor en radius på 3,2 km ved avfyring med en rekkevidde på rundt 16 000 km.
Hodedelen av MKZ har en skarp konisk form (i serier til og med D, MS hadde en buttere form) av avtakbar type under flukt og ble stabilisert ved rotasjon. Dens masse var 1,5 tonn Den kjernefysiske monoblokken med en kapasitet på 3–4 Mt hadde flere beskyttelsesgrader og pålitelige detonasjonssensorer. I 1961 ble Mk4-stridshodet som veide 2,8 tonn med en kraftigere ladning utviklet, men de bestemte seg for å installere det på Titan-1 ICBM.
Atlas-missiler var basert i siloer med løftende utskytningsramper og var klare til oppskyting på omtrent 15 minutter. Totalt satte amerikanerne ut 129 utskytere med disse missilene og de var i tjeneste til slutten av 1964.
Allerede før de ble fjernet fra kamptjeneste, begynte Atlaser å bli brukt til romformål. Atlas-D-raketten sendte romfartøyet Mercury i bane 20. februar 1962, med en astronaut om bord. Den fungerte også som den første fasen av Atlas-Able tre-trinns bærerakett. Imidlertid endte alle tre oppskytningene av denne raketten i 1959–1960 fra Cape Canaveral i fiasko. Atlas-F ble brukt til å skyte opp satellitter for forskjellige formål i bane, inkludert Navstar. Deretter ble Atlaser brukt som den første fasen av kompositt bæreraketten Atlas-Agena, Atlas-Burner 2 og Atlas-Centaur.
Men la oss gå tilbake. I 1955 utviklet US Air Force Strategic Forces Command et sett med krav til et tyngre missil som er i stand til å bære et kraftig termonukleært stridshode. Utviklingsoppgaven ble mottatt av Martin-bedriften. Til tross for enorm innsats har utviklingsarbeidet med LGM-25A-missilet tydeligvis blitt forsinket. Først sommeren 1959 gikk en eksperimentell serie med missiler inn i flyprøver. Den første oppskytingen, 14. august, mislyktes på grunn av en funksjonsfeil som oppsto i andre trinn. Etterfølgende tester ble ledsaget av en rekke feil og ulykker. Etterbehandlingen var vanskelig. Først 2. februar året etter kom den etterlengtede suksessen. Testraketten tok til slutt av. Det ser ut til at den svarte streken er over. Men 15. juni, under forberedelsene til oppskytingen, skjedde det en eksplosjon. 1. juli måtte raketten sprenges i luften på grunn av et stort avvik fra den tiltenkte banen. Og likevel ga den brukte innsatsen til et stort team av designere og den økonomiske stimuleringen av prosjektet positive resultater, som ble bekreftet av påfølgende lanseringer.
Titan-1 ICBM (USA) 1961
Lansering av Titan-1 ICBM
Den 29. september ble Titan-1-raketten (dette navnet ble tildelt den nye ICBM på den tiden) skutt opp med maksimal rekkevidde med et tilsvarende stridshode på 550 kg, plassert i en spesiell eksperimentell bygning. Raketten som ble skutt opp fra teststedet Canaveral fløy 16 000 km og falt i havet 1 600 km sørøst for øya. Madagaskar. En container med instrumenter som skilte seg fra stridshodet i 3 km høyde ble oppdaget og fanget opp av leteteamet. Totalt ble det i løpet av hele flytestsyklusen, som varte til 6. oktober 1961, utført 41 eksperimentelle oppskytninger av Titan-1-missiler, hvorav 31 ble ansett som vellykkede eller delvis vellykkede.
To-trinns Titan-1 ICBM er designet i henhold til "tandem"-designet. Hvert trinn hadde to støttende drivstofftanker laget av høyfast aluminiumslegering. Kraftsettet og kabinettet til bakdelen og instrumentrommene var laget av magnesium-thorium-legering. Til tross for sin betydelige størrelse, oversteg ikke rakettens tørrvekt 9 tonn. For å bremse det første trinnet i separasjonsøyeblikket ble resten av oksidasjonsmidlet fra tanken frigjort gjennom to jetdyser plassert på den øvre ringen av tank. Samtidig ble andre trinns fremdriftsmotor slått på.
I det øyeblikket den ble lansert på bakken, ble to-kammer rakettmotoren LR-87, designet av Aerojet General Corporation, slått på, og utviklet en skyvekraft på 136 tonn. Drivstofftilførselen tillot den å operere i 145 sekunder. Lanseringen av TNA, som opererte på de viktigste drivstoffkomponentene, ble utført med komprimert nitrogen. Avkjøling av de rørformede forbrenningskamrene ble levert av drivstoff. Forbrenningskamrene ble installert i hengslede oppheng, noe som gjorde det mulig å skape kontrollkrefter under flukt i stignings- og girvinkler.
Rullekontroll ble implementert gjennom installasjon av dysedyser som eksosgasser som kom fra TNA ble tilført.
Det andre trinnet er utstyrt med en ettkammer rakettmotor med flytende drivstoff LR-91, som utviklet en skyvekraft i vakuum på 36,3 tonn. Driftstiden er 180 sekunder. Forbrenningskammeret var montert på en gimbal og hadde en rørformet utforming. En del av dysen ble avkjølt. Resten av den var en to-lags dyse med et innvendig lag av fenolplast forsterket med asbest. Eksosgassene etter turbinen til turbopumpeenheten ble kastet ut gjennom en dyse, noe som sørget for opprettelse av krefter langs rullevinkelen. Drivstoffet for alle rakettmotorer med flytende drivstoff er to-komponent: drivstoff - parafin, oksidasjonsmiddel - flytende oksygen.
Raketten var utstyrt med et treghetskontrollsystem med radiokorreksjon på den aktive delen av banen ved hjelp av en bakkebasert datamaskin. Den inkluderte en sporingsradar, en spesiell datamaskin "Athena" for å beregne den faktiske banen, bestemme øyeblikket for å slå av fremdriftssystemet i andre trinn og generere kontrollkommandoer. Treghetsanordningen om bord på raketten fungerte i bare to minutter og spilte en støttende rolle. Kontrollsystemet sørget for en skytings nøyaktighet på 1,7 km. Titan-1 ICBM bar et monoblokk Mk4-stridshode som var avtakbart under flyging med en kraft på 4–7 Mt.
Missilet var basert i beskyttede silo-utskytere og hadde operativ beredskap for utskyting om cirka 15 minutter. Missilsystemet viste seg å være svært kostbart og sårbart, spesielt sporings- og kontrollradaren. Derfor ble det opprinnelig planlagte antallet utplasserte missiler av denne typen (108) redusert med 2 ganger. De var bestemt for et kort liv. De var på kamptjeneste i bare tre år, og på slutten av 1964 ble den siste troppen med Titan-1 ICBM-er trukket ut av SAC.
Overfloden av mangler og fremfor alt den lave overlevelsesevnen til missilsystemer med Atlas-, Titan-1- og R-7-missiler forutbestemte deres uunngåelige erstatning i nær fremtid. Selv i løpet av flytestene av disse missilene ble det klart for sovjetiske og amerikanske militærspesialister at det var nødvendig å lage nye missilsystemer.
Den 13. mai 1959, ved en spesiell resolusjon fra CPSUs sentralkomité og regjeringen, ble Design Bureau of Academician Yangel instruert om å utvikle ICBMer som bruker høytkokende drivstoffkomponenter. Deretter fikk den betegnelsen R-16 (8K64). Designteam ledet av V. Glushko, V. Kuznetsov, B. Konoplev og andre var involvert i utviklingen av rakettmotorer og -systemer, så vel som ved bakken og silooppskytningsposisjoner.
ICBM R-16 (USSR) 1961
Opprinnelig skulle R-16 bare skytes opp fra bakkeutskytere. En ekstremt kort tidsramme ble tildelt for design og flytesting.
I ferd med å forberede den første lanseringen av raketten 23. oktober 1960, etter at den ble fylt med drivstoffkomponenter, dukket det opp en funksjonsfeil i den elektriske kretsen til fremdriftssystemets automatisering, hvis eliminering ble utført på den fylte raketten. Siden garantien for motorytelse etter å ha fylt turbopumpeenheten med drivstoffkomponenter ble bestemt på en dag, ble arbeidet med forberedelse til lansering og feilsøking utført samtidig. På det siste stadiet av klargjøringen av raketten for flyging ble det sendt en for tidlig kommando fra programvarestrømdistributøren for å starte andre trinns motor, som et resultat av at det brøt ut brann og raketten eksploderte. Som et resultat av ulykken ble en betydelig del av kampmannskapet, en rekke høytstående tjenestemenn som var ved utskytningsposisjonen nær missilet, drept, inkludert sjefdesigneren av kontrollsystemet B. M. Konoplev, formannen for statskommisjonen for testing, den øverstkommanderende for de strategiske missilstyrkene, sjefmarskalk for artilleri M. I. Nedelin. Startposisjonen ble deaktivert av eksplosjonen. Årsakene til katastrofen ble studert av en regjeringskommisjon, og basert på resultatene av undersøkelsen ble et sett med tiltak skissert og implementert for å sikre sikkerhet under utvikling og testing av rakettteknologi.
ICBM R-16 på paraden
Den andre oppskytingen av R-16-raketten fant sted 2. februar 1961. Til tross for at raketten falt på flybanen på grunn av tap av stabilitet, var utviklerne overbevist om at den vedtatte ordningen var levedyktig. Etter å ha analysert resultatene og eliminert manglene, ble testene fortsatt. Hardt arbeid gjorde det mulig å fullføre flytester av R-16 fra bakkeutskytere innen slutten av 1961 og samme år for å sette det første missilregimentet i kamptjeneste.
Siden mai 1960 har det blitt utført arbeid knyttet til oppskytingen av et modifisert R-16U (8K64U) missil fra en silo-utskyter. I januar 1962 fant den første missiloppskytningen fra en silo sted på Baikonur-teststedet. Året etter ble kampmissilsystemet med R-16U ICBM tatt i bruk av Strategic Missile Forces.
Raketten ble laget i henhold til "tandem"-designet med en sekvensiell separasjon av trinn. Det første, akselererende trinnet besto av et halerom, en drivstofftank, et instrumentrom, en oksidasjonstank og en adapter. Tanker i støttestrukturen ble satt under trykk under flukt: oksidasjonstanken ble satt under trykk med en motstrøm av luft, og drivstofftanken ble satt under trykk med komprimert luft fra sylindre plassert i instrumentrommet.
Fremdriftssystemet besto av hoved- og styremotorer. Framdriftsrakettmotoren er satt sammen av tre identiske to-kammerblokker. Hver av dem inkluderte to forbrenningskamre, en drivstoffpumpe, en gassgenerator og et drivstoffforsyningssystem. Den totale skyvekraften til alle blokkene på bakken er 227 tonn, driftstiden er 90 sekunder. Den styrende rakettmotoren hadde fire roterende forbrenningskamre med en turbopumpeenhet. Trinnseparasjon ble sikret med pyrobolter. Samtidig med aktiveringen ble fire bremsepulvermotorer plassert i første trinn slått på.
Det andre trinnet, som tjente til å akselerere raketten til en hastighet som tilsvarer den gitte flyrekkevidden, hadde en lignende design som den første, men ble gjort kortere og med mindre diameter. Begge tankene ble blåst opp med trykkluft.
Fremdriftssystemet ble i stor grad lånt fra første trinn, noe som reduserte kostnadene og forenklet produksjonen, men kun en blokk ble installert som hovedmotor. Den utviklet et vakuumtrykk på 90 tonn og opererte i 125 sekunder. Designerne klarte å lykkes med å løse problemet med pålitelig lansering av en rakettmotor med flytende drivstoff i en sjeldne atmosfære, og hovedmotoren ble slått på etter at det atskilte trinnet ble fjernet.
Installasjon av R-16 ICBM på utskytningsrampen
Alle rakettmotorer opererte på drivstoffkomponenter som antente spontant ved kontakt. For å fylle drivstoff på raketten med drivmiddelkomponenter, forsyne den til forbrenningskamrene, lagre trykkluft og distribuere den til forbrukerne, var raketten utstyrt med et pneumatisk hydraulisk system.
R-16 hadde et sikkert autonomt kontrollsystem. Det inkluderte automatisk stabilisering, RKS, SOB og automatiske rekkeviddekontrollsystemer. For første gang på sovjetiske missiler ble en gyrostabilisert plattform på en kulelageroppheng brukt som et følsomt element i kontrollsystemet. Avfyringsnøyaktigheten (CA) var 2,7 km ved flyging på maksimal rekkevidde. Som forberedelse til oppskyting ble raketten installert på utskytningsanordningen slik at stabiliseringsplanet var i skyteflyet. Etter dette ble tankene fylt med drivstoffkomponenter. R-16 ICBM var utstyrt med et avtakbart monoblokk-stridshode av flere typer. Det såkalte lette stridshodet hadde en kraft på 3 Mt, og det tunge - 6 Mt.
R-16 ble basemissilet for å lage en gruppe interkontinentale missiler fra Strategic Missile Forces. R-16U ble utplassert i mindre mengder, siden byggingen av silokomplekser krevde mer tid enn idriftsettelse av komplekser med bakkebaserte bæreraketter. I tillegg ble det i 1964 klart at denne raketten var moralsk foreldet. Som alle førstegenerasjonsmissiler, kunne ikke disse ICBM-ene forbli drevet lenge. De ble holdt i konstant beredskap i tilfluktsrom eller gruver med tomme tanker og krevde betydelig tid for å forberede seg til oppskyting. Overlevelsesevnen til missilsystemene var også lav. Og likevel, for sin tid, var R-16 et fullstendig pålitelig og ganske avansert missil.
La oss gå tilbake til 1958, i USA. Og ikke tilfeldig. De første testene av ICBM-er med flytende drivstoff-motorer vakte bekymring blant lederne av missilprogrammet angående muligheten for å fullføre tester i nær fremtid, og utsiktene til slike missiler reiste tvil. Under disse forholdene ble oppmerksomheten rettet mot fast brensel. Allerede i 1956 begynte noen amerikanske industribedrifter aktivt arbeid med å lage relativt store fastbrenselmotorer. I denne forbindelse ble en gruppe spesialister samlet i Rakettdirektoratets forskningsavdeling ved Raymo-Wooldridge, hvis ansvar var å samle inn og analysere data om fremdriften i forskningen innen fastbrenselmotorer. Oberst Edward Hall, den tidligere lederen av Thor-missilprogrammet, som som kjent ble fjernet fra sin stilling på grunn av en rekke feil ved testing av dette missilet, ble sendt til denne gruppen. Den aktive obersten, som ønsket å rehabilitere seg selv, forberedte etter en dyp studie av materialene et prosjekt for et nytt missilsystem, som lovet fristende utsikter hvis det ble implementert. General Schriever likte prosjektet og ba ledelsen om 150 millioner dollar for utviklingen. Det foreslåtte missilsystemet fikk koden WS-133A og navnet "Minuteman". Men Luftforsvarsdepartementet godkjente bevilgningen på bare 50 millioner for å finansiere den første fasen, som hovedsakelig omfattet teoretisk forskning. Det er ikke noe overraskende. På den tiden i USA var det mange høytstående militære ledere og politikere som tvilte på muligheten for raskt å gjennomføre et slikt prosjekt, som var mer basert på optimistiske ideer som ennå ikke var testet i praksis.
Etter å ha blitt nektet en full bevilgning, utviklet Schriver kraftig aktivitet og oppnådde til slutt tildelingen av en rund sum i 1959 - 184 millioner dollar. Schriever hadde ikke tenkt å ta risiko med den nye raketten, slik han hadde gjort før, og gjorde alt for ikke å gjenta den triste opplevelsen. På hans insistering ble oberst Otto Glaser utnevnt til sjef for Minuteman-prosjektet, som på det tidspunktet hadde vist seg å være en dyktig organisator, medlem av det vitenskapelige miljøet og innflytelsesrike kretser i det militærindustrielle komplekset. En slik person var veldig nødvendig, siden etter å ha godkjent opprettelsen av et nytt missilsystem, satte ledelsen i det amerikanske forsvarsdepartementet strenge krav - å gå inn i flyprøver på slutten av 1960 og sikre vedtakelsen av systemet i 1963.
Arbeidet utfoldet seg på bred front. Allerede i juli 1958 ble sammensetningen av utviklingsselskapene godkjent, og i oktober ble Boeing-selskapet utnevnt til ledende selskap for montering, installasjon og testing. I april-mai året etter ble de første fullskalatestene av raketttrinnene utført. For å få fart på utviklingen ble det besluttet å involvere flere selskaper: Thiokol Chemical Corporation utviklet det første trinnet, Aerojet General Corporation utviklet det andre trinnet, og Hercules Powder Corporation utviklet det tredje trinnet. Alle scenetestene var vellykkede.
I begynnelsen av september samme år erklærte Senatet Minuteman-missilsystemprogrammet som høyeste nasjonale prioritet, noe som innebar en ekstra bevilgning på 899,7 millioner dollar for implementeringen. Men til tross for alle tiltakene var det ikke mulig å begynne flyprøver på slutten av 1960. Den første testlanseringen av Minuteman-1A ICBM fant sted 1. februar 1961. Og umiddelbart lykke til. På den tiden var dette faktum en "fantastisk suksess" for amerikansk rakett. Det ble et stort oppstyr om dette. Aviser hevdet Minuteman-missilsystemet som legemliggjørelsen av USAs tekniske overlegenhet. Informasjonslekkasjen var ikke tilfeldig. Den ble brukt som et middel til å skremme Sovjetunionen, forholdet som USA hadde forverret seg kraftig først og fremst på grunn av Cuba.
Den virkelige situasjonen var imidlertid ikke så rosenrød. Tilbake i 1960, før starten av flytestene, ble det klart at Minuteman-1 A ikke ville kunne fly med en rekkevidde på over 9500 km. Deretter bekreftet tester denne antagelsen. I oktober 1961 begynte utviklerne arbeidet med å forbedre raketten for å øke rekkevidden og kraften til stridshodet. Senere fikk denne modifikasjonen betegnelsen "Minuteman-1B". Men de hadde heller ikke til hensikt å forlate utplasseringen av A-seriemissiler. På slutten av 1962 ble det besluttet å sette 150 av dem på kamptjeneste ved Malstrom Air Force Missile Base, Montana.
Minuteman 1B ICBM og missilinstallatør
I begynnelsen av 1963 ble testingen av Minuteman-1B ICBM fullført, og på slutten av det året begynte den å gå i bruk. I juli 1965 ble opprettelsen av en gruppe på 650 missiler av denne typen fullført. Minuteman 1-missilet ble testet ved Western Missile Range (Vandenberg Air Force Base). Totalt, tatt i betraktning av kamptreningsoppskytinger, ble 54 missiler av begge modifikasjonene skutt opp.
For sin tid var LGM-30A Minuteman 1 ICBM veldig avansert. Og det som er veldig viktig, det hadde, som en Boeing-representant sa, "...ubegrensede muligheter for forbedring." Dette var ikke tom bravader, og leseren vil kunne se dette nedenfor. Tre-trinns raketten, med sekvensiell separasjon av trinn, var laget av materialer som var moderne for den tiden.
Første trinns motorhus var laget av spesialstål med høy renhet og styrke. Et belegg ble påført dens indre overflate, som sikret forbindelse mellom huset og drivstoffladningen. Den fungerte også som termisk beskyttelse, som gjorde det mulig å kompensere for endringer i drivstoffvolumet når ladetemperaturen svingte. M-55 rakettmotoren med solid drivstoff hadde fire roterende dyser. Den utviklet en skyvekraft på bakken på 76 tonn. Driftstiden var 60 sekunder. Blandet drivstoff bestående av ammoniumperklorat, polybutadien-kopolymer, akrylsyre, epoksyharpiks og pulverisert aluminium. Fyllingen av ladningen i huset ble styrt av en spesiell datamaskin.
ICBM R-9A (USSR) 1965
Andre trinns motor hadde et hus av titanlegering. En ladning med polyuretanbasert blandet drivstoff ble helt inn i huset. Et lignende stadium av Minuteman-1B-raketten hadde en litt større ladning. Fire roterende dyser ga flykontroll. M-56 rakettmotor med solid drivstoff utviklet en skyvekraft i vakuum på 27 tonn.
Tredjetrinnsmotoren hadde et glassfiberhus. Den utviklet en skyvekraft på 18,7 tonn. Driftsvarigheten var omtrent 65 sekunder. Drivstoffladningen var lik sammensetningen til ladningen til andre trinns rakettmotor med fast drivstoff. Fire roterende dyser ga kontroll i alle vinkler.
Et treghetskontrollsystem, bygget på grunnlag av en sekvensiell datamaskin, ga kontroll over missilets flukt i den aktive delen av banen og en avfyringsnøyaktighet på 1,6 km. "Minuteman-1 A" bar et monoblokk atomstridshode Mk5 med et utbytte på 0,5 Mt, som var rettet mot et forhåndsbestemt mål. "Minuteman-1B" var utstyrt med et monoblokk atomstridshode Mk11 med en kapasitet på 1 Mt. Før lanseringen kunne den vært rettet mot ett av to mulige mål. Missilene ble lagret i silo-utskytere og kunne avfyres innen et minutt etter at utskytningskommandoen ble mottatt fra avdelingens kontrollpunkt. Første trinns fremdriftsmotor ble startet direkte i akselen, og for å redusere oppvarmingen av kroppen med varme gasser, ble den belagt på utsiden med spesiell beskyttende maling.
Tilstedeværelsen av et slikt missilsystem i tjeneste økte betydelig potensialet til amerikanske atomstyrker, og skapte også forhold for å starte et overraskende atomangrep på fienden. Utseendet vakte stor bekymring blant den sovjetiske ledelsen, siden R-16 ICBM, med alle dens fordeler, var klart dårligere enn det amerikanske missilet når det gjelder overlevelsesevne og kampberedskap, og R-9A (8K75) ICBM ble utviklet ved OKB -1 har ennå ikke bestått flyprøver. Den ble opprettet i samsvar med et regjeringsdekret av 13. mai 1959, selv om individuelt arbeid med utformingen av en slik rakett begynte mye tidligere.
Begynnelsen av flydesigntestene av R-9 (S.P. Korolev var til stede ved den første lanseringen 9. april 1961) kan ikke kalles helt vellykket. Mangelen på utvikling av første trinns rakettmotor med flytende drivstoff hadde effekt - sterke trykkpulsasjoner i forbrenningskammeret sviktet. Han ble satt på raketten under press fra V. Glushko. Selv om fremdriftssystemene for denne raketten ble besluttet opprettet på et konkurransedyktig grunnlag, kunne ikke sjefen for GDL-OKB senke prestisjen til teamet hans, som ble ansett som ledende innen motorbygging.
Dette var årsaken til eksplosjonene under de første oppskytningene. Designteam ledet av A. Isaev og N. Kuznetsov deltok også i konkurransen. Som et resultat av innskrenkningen av konstruksjonsprogrammet for flymotorer satt sistnevntes designbyrå praktisk talt uten bestillinger. Kuznetsovs rakettmotor med flytende drivstoff ble bygget etter en mer avansert lukket krets med etterbrenning av eksos turbogass i hovedforbrenningskammeret. I de flytende rakettmotorene til Glushko og Isaev, laget i henhold til en åpen design, ble gassen som ble uttømt i turbopumpeenheten sluppet ut gjennom eksosrøret til atmosfæren. Arbeidet til alle tre designbyråene nådde stadiet med benktesting, men det konkurransedyktige utvalget fungerte ikke. Glushko Design Bureaus «lobbying»-tilnærming seiret fortsatt.
Til slutt ble problemene med motorene fikset. Testene ble imidlertid forsinket, siden den opprinnelige oppskytingsmetoden fra en bakkekaster ble forlatt til fordel for siloversjonen. Samtidig som rakettens pålitelighet økte, måtte OKB-1-spesialister løse et problem som selve muligheten for at de "ni" var på kamptjeneste var avhengig av. Vi snakker om metoder for langtidslagring av store mengder flytende oksygen for å fylle opp raketttanker. Som et resultat ble det laget et system som sikret oksygentap på ikke mer enn 2–3 % per år.
Flytester ble fullført i februar 1964, og 21. juli 1965 ble missilet, betegnet R-9A, tatt i bruk og forble på kamptjeneste til andre halvdel av 70-tallet.
Strukturelt ble R-9A delt inn i det første trinnet, som besto av et halerom av fremdriftssystemet med dysekapper og korte stabilisatorer, støttende sylindriske drivstoff- og oksidasjonsmiddeltanker og en truss-adapter. Kontrollsystemenhetene ble "innebygd" i skallet til mellomtankrommet.
"Ni" ble preget av en relativt kort driftsperiode av det første trinnet, som et resultat av at separasjonen av trinnene skjedde i en høyde der påvirkningen av hastighetstrykket på raketten fortsatt var betydelig. Den såkalte "hot" metoden for trinnseparasjon ble implementert på raketten, der andre trinns motor ble startet på slutten av første trinns fremdriftsmotor. I dette tilfellet strømmer varme gasser gjennom fagverksstrukturen til adapteren. På grunn av det faktum at i separasjonsøyeblikket opererte andretrinns rakettmotor med bare 50 % av den nominelle skyvekraften og det korte andre trinnet var aerodynamisk ustabilt, kunne ikke styredysene takle de forstyrrende øyeblikkene. For å eliminere denne ulempen, installerte designerne spesielle aerodynamiske klaffer på den ytre overflaten av det støybare halerommet, hvis åpning, når trinnene ble skilt, forskjøv trykkets sentrum og økte stabiliteten til raketten. Etter at rakettmotoren med flytende drivmiddel nådde arbeidsskyvemodus, ble kledningen til halepartiet sammen med disse klaffene droppet.
ICBM R-9A (USSR) 1965
Med ankomsten i USA av systemer for å oppdage ICBM-oppskytinger ved hjelp av en kraftig motorlykt, ble en kort driftsperiode for det første trinnet en fordel for de "ni". Tross alt, jo kortere fakkelens levetid, desto vanskeligere er det for missilforsvarssystemer å reagere på et slikt missil. R-9A hadde motorer som gikk på oksygen-parafindrivstoff. Det var nettopp dette drivstoffet S. Korolev la spesielt vekt på som giftfri, høyenergisk og billig å produsere.
På det første trinnet var det en fire-kammer RD-111 med eksos av spilldampgass fra TNA gjennom en fast dyse mellom kamrene. For å sikre rakettkontroll ble kameraene laget til å svinge. Motoren utviklet en skyvekraft på 141 tonn og gikk i 105 sekunder.
På andre trinn ble det installert en firekammers flytende drivstoffmotor med RD-461 styredyser designet av S. Kosberg. Den hadde en rekordspesifikk impuls for den tiden blant oksygen-parafinmotorer og utviklet en skyvekraft i vakuum på 31 tonn. Maksimal driftstid var 165 sekunder. For raskt å bringe fremdriftssystemene til nominell modus og tenne drivstoffkomponentene, ble et spesielt startsystem med pyrotenningsanordninger brukt.
Missilet var utstyrt med et kombinert kontrollsystem som sikret avfyringsnøyaktighet (CAO) på avstander over 12 000 km og ikke mer enn 1,6 km. På R-9A ble den radiotekniske kanalen til slutt forlatt.
For R-9A ICBM ble det utviklet to versjoner av monoblokk atomstridshoder: standard og tunge, som veide 2,2 tonn. Den første hadde en kraft på 3 Mt og kunne leveres til en rekkevidde på over 13 500 km, den andre - 4 Mt. Med den nådde missilets flyrekkevidde 12 500 km.
Som et resultat av introduksjonen av en rekke tekniske nyvinninger viste raketten seg å være kompakt, egnet for oppskyting fra både bakke- og siloutskytere. Raketten, som ble skutt opp fra en bakkeutskyter, hadde i tillegg en adapterramme, som var festet til haledelen av det første trinnet.
Til tross for fordelene, da det første missilregimentet ble satt på kamptjeneste, oppfylte de "ni" ikke lenger fullt ut kravene til kampstrategiske missiler. Og det er ikke overraskende, siden det tilhørte den første generasjonen ICBM-er og beholdt sine iboende egenskaper. Selv om den var overlegen den amerikanske Titan-1 ICBM i kamp, tekniske og operasjonelle egenskaper, var den dårligere enn de siste Minutemen når det gjelder skytings nøyaktighet og utskytingsforberedelsestid, og disse indikatorene ble avgjørende på slutten av 60-tallet. R-9A ble det siste kampmissilet som brukte oksygen-parafindrivstoff.
Den raske utviklingen av elektronikk på begynnelsen av 60-tallet åpnet nye horisonter for utvikling av militære systemer for ulike formål. For rakettvitenskapen var denne faktoren av stor betydning. Det har oppstått en mulighet til å lage mer avanserte missilkontrollsystemer som er i stand til å sikre treff med høy presisjon, i stor grad automatisere driften av missilsystemer, og viktigst av alt, automatisere sentraliserte kampkontrollsystemer som er i stand til å sikre garantert levering av utskytningsordre til ICBM-er, som kun kommer fra overkommando (president) og utelukke uautorisert bruk av atomvåpen.
Amerikanerne var de første som begynte på dette arbeidet. De trengte ikke lage en helt ny rakett. Selv i løpet av arbeidet med Titan-1-raketten ble det klart at dens egenskaper kunne forbedres ved å introdusere ny teknologi i produksjonen. I begynnelsen av 1960 begynte designerne av Martin-selskapet å modernisere raketten, og samtidig opprette et nytt oppskytningskompleks.
Flyutviklingstester som begynte i mars 1962 bekreftet riktigheten av den valgte tekniske strategien. På mange måter ble den raske fremdriften i arbeidet lettet av det faktum at den nye ICBM arvet mye fra forgjengeren. I juni året etter ble Titan-2-missilet tatt i bruk med de strategiske atomstyrkene, selv om kontroll- og kamptreningsoppskytninger fortsatt pågikk. Totalt, fra begynnelsen av testingen til april 1964, ble 30 oppskytinger av missiler av denne typen utført på forskjellige områder fra det vestlige missilteststedet. Titan-2-missilet var ment å ødelegge de viktigste strategiske målene. Opprinnelig var det planlagt å sette 108 enheter på vakt, og erstatte alle Titan-1. Men planene endret seg, og som et resultat begrenset de seg til 54 missiler.
Til tross for det nære forholdet, hadde Titan-2 ICBM mange forskjeller fra forgjengeren. Metoden for trykksetting av drivstofftanker har endret seg. Oksydasjonsmiddeltanken i det første trinnet ble satt under trykk med gassformig nitrogentetroksid, drivstofftankene i begge trinn ble satt under trykk med avkjølt generatorgass, oksidasjonstanken i det andre trinnet hadde ingen trykksetting i det hele tatt. Når motoren på dette trinnet var i drift, ble konstant skyvekraft sikret ved å opprettholde et konstant forhold mellom drivstoffkomponenter i gassgeneratoren ved å bruke Venturi-dyser installert i drivstofftilførselsledningene. Drivstoffet ble også skiftet. Stabil aerosin-50 og nitrogentetroksid ble brukt til å drive alle rakettmotorer med flytende drivstoff.
Titan-2 ICBM under flyging
ICBM "Minuteman-2" i silo
I det første trinnet ble det installert en modernisert to-kammer LR-87 rakettmotor med en skyvekraft på bakken på 195 tonn. Turbopumpeenheten ble spunnet opp ved hjelp av en pulverstarter. LR-91 andre-trinns fremdriftsrakettmotor har også gjennomgått en modernisering. Ikke bare skyvekraften har økt (opptil 46 tonn), men også utvidelsesgraden av dysen. I tillegg ble to styrende rakettmotorer med solid drivstoff installert i halepartiet.
Brannseparasjon av trinn ble brukt på raketten. Andretrinns fremdriftsmotor ble slått på da trykket i forbrenningskamrene til rakettmotoren med flytende drivstoff falt til 0,75 nominelt, noe som ga en bremseeffekt. I separasjonsøyeblikket ble to bremsemotorer slått på. Da hodedelen ble skilt fra det andre trinnet, ble sistnevnte bremset av tre rakettmotorer med fast brems og flyttet til siden.
Rakettens flukt ble kontrollert av et treghetskontrollsystem med en liten GPS og en digital datamaskin, som utførte 6000 operasjoner per sekund. En lett magnetisk trommel med en kapasitet på 100 000 informasjonsenheter ble brukt som lagringsenhet, noe som gjorde det mulig å lagre flere flyoppdrag for én rakett i minnet. Kontrollsystemet sørget for en avfyringsnøyaktighet på 1,5 km og automatisk utførelse, etter kommando fra kontrollpunktet, av forberedelses- og utskytningssyklusen før utskyting.
På grunn av økningen i kastevekt ble et tyngre monoblokk Mkb-stridshode med en kapasitet på 10–15 Mt installert på Titan-2. I tillegg bar den et sett med passive midler for å overvinne missilforsvar.
Ved å plassere ICBM-er i enkeltsilo-utskytere, var det mulig å øke deres overlevelsesevne betydelig. Siden raketten var i drevet tilstand i siloen, økte operativ beredskap for oppskyting. Det tok et drøyt minutt før raketten hastet mot det valgte målet etter å ha mottatt ordren.
Før det sovjetiske R-36-missilet kom, var det interkontinentale ballistiske missilet Titan-2 det kraftigste i verden. Hun forble på kamptjeneste til 1987. Den modifiserte Titan-2-raketten ble også brukt til fredelige formål for å skyte opp forskjellige romfartøyer i bane, inkludert Gemini-romfartøyet. På grunnlag av dette ble det laget forskjellige versjoner av Titan-3 bæreraketter.
Minuteman-missilsystemet fikk også videreutvikling. Denne avgjørelsen ble innledet av arbeidet til en spesiell senatkommisjon, hvis oppgave var å bestemme den videre og om mulig mer økonomiske veien for utvikling av strategiske våpen for USA. Kommisjonens konklusjoner slo fast at det var nødvendig å utvikle bakkekomponenten til de amerikanske strategiske atomstyrkene basert på Minuteman-missilet.
Titan-2 ICBM (USA) 1963
I juli 1962 mottok Boeing en ordre om å utvikle LGM-30F Minuteman 2-raketten. For å møte kundenes krav, måtte designerne lage et nytt andre trinn og kontrollsystem. Men et missilsystem er ikke bare en rakett. Det var nødvendig å modernisere bakkebasert teknologisk og teknisk utstyr, kommandopostsystemer og bæreraketter betydelig. På slutten av sommeren 1964 var den nye ICBM klar for flyprøver. Den 24. september ble den første oppskytingen av Minuteman-2 ICBM utført fra Western Missile Range. Hele spekteret av tester ble fullført i løpet av et år, og i desember 1965 begynte utplasseringen av disse missilene ved Grand Forks Air Force Base, North Dakota. Totalt, tatt i betraktning kamptreningsoppskytningene utført av vanlige mannskaper for å få erfaring i kampbruk, i perioden fra september 1964 til slutten av 1967, skjedde 46 oppskytinger av ICBM-er av denne typen fra Vandenberg-basen.
På Minuteman 2-raketten var den første og tredje etappen ikke forskjellig fra de lignende trinnene til Minuteman 1 B-raketten, men den andre var helt ny. Aerojet General Corporation har utviklet rakettmotoren SR-19 med solid drivstoff med en vakuumtrykk på 27 tonn og en driftstid på opptil 65 sekunder. Motorhuset var laget av titanlegering. Bruken av polybutadienbasert drivstoff gjorde det mulig å oppnå en høyere spesifikk impuls. For å oppnå spesifisert skytefelt måtte drivstofftilførselen økes med 1,5 tonn. Siden rakettmotoren nå bare hadde én fast dyse, måtte designere utvikle nye måter å generere kontrollkrefter på.
Kontroll av stignings- og girvinklene ble utført ved å justere skyvevektoren ved å injisere freon inn i den superkritiske delen av rakettmotordysen for fast drivmiddel gjennom fire hull plassert rundt omkretsen i lik avstand fra hverandre. Kontrollkreftene på rullevinkelen ble implementert av fire små jetdyser, som var innebygd i motorkroppen. Deres funksjon ble sikret av en pulvertrykkakkumulator. Freontilførselen ble lagret i en toroidformet tank plassert på toppen av dysen.
Et treghetskontrollsystem med en universell digital datamaskin montert på mikrokretser ble installert på raketten. Alle gyroskopene til de sensitive elementene i GPS-en var i en spin-up-tilstand, noe som gjorde det mulig å holde raketten i svært høy beredskap for utskyting. Overskuddsvarmen som ble frigjort under denne prosessen ble fjernet av et temperaturkontrollsystem. Hydroblokker kunne operere i denne modusen kontinuerlig i 1,5 år, hvoretter de måtte skiftes ut. Den magnetiske disklagringsenheten ga lagring av åtte flyoppdrag designet for forskjellige mål.
Da missilet var i kamptjeneste, ble kontrollsystemet brukt til å utføre kontroller, kalibrere utstyr om bord og andre oppgaver som ble løst i prosessen med å opprettholde kampberedskap. Ved skudd på maksimal rekkevidde sikret det en skytingsnøyaktighet på 0,9 km.
"Minuteman-2" var utstyrt med et monoblokk atomstridshode Mk11 av to modifikasjoner, forskjellig i ladekraft (2 og 4 Mt). Missilet ble vellykket utstyrt med midler for å overvinne missilforsvar.
Ved begynnelsen av 1971 var hele Minuteman-2 ICBM-gruppen fullt ut distribuert. Opprinnelig var det planlagt å forsyne Luftforsvaret med 1000 missiler av denne typen (oppgradere 800 Minuteman-1A(B) missiler og bygge 200 nye). Men militæravdelingen måtte redusere forespørslene. Som et resultat ble bare halvparten (200 nye og 300 moderniserte) missiler satt på kamptjeneste.
Etter at Minuteman-2-missilene ble installert i utskytningssiloene, avslørte de første kontrollene feil i kontrollsystemet om bord. Strømmen av slike feil økte merkbart, og den eneste reparasjonsbasen i byen Newark kunne ikke takle volumet av reparasjonsarbeid på grunn av begrensede produksjonsevner. For disse formålene var det nødvendig å bruke kapasiteten til Otonetics-produksjonsanlegget, noe som umiddelbart påvirket produksjonshastigheten til nye missiler. Situasjonen ble enda mer komplisert da moderniseringen av Minuteman-1B ICBM begynte på missilbaser. Årsaken til dette fenomenet, som var svært ubehagelig for amerikanerne, som også resulterte i en forsinkelse i utplasseringen av hele gruppen av missiler, var at selv på stadiet med å utvikle taktiske og tekniske krav, et utilstrekkelig nivå av pålitelighet av kontrollsystem ble lagt. Det var først mulig å håndtere forespørsler om reparasjoner innen oktober 1967, noe som selvfølgelig krevde ekstra økonomiske utgifter.
I begynnelsen av 1993 inkluderte de amerikanske strategiske atomstyrkene 450 utplasserte Minuteman-2 ICBM-er og 50 missiler i reserve. Naturligvis, over sin lange levetid, ble missilet modernisert for å øke kampevnen. Forbedring av enkelte elementer i kontrollsystemet gjorde det mulig å øke avfyringsnøyaktigheten til 600 m. Drivstoffladningene i første og tredje trinn ble erstattet. Behovet for slikt arbeid var forårsaket av aldring av drivstoffet, noe som påvirket påliteligheten til rakettene. Beskyttelsen av utskytere og kommandoposter for missilsystemer ble økt.
Over tid ble en slik fordel som lang levetid til en ulempe. Saken er at det eksisterende samarbeidet mellom selskaper involvert i produksjon av missiler og komponenter for dem på utviklings- og distribusjonsstadiet begynte å gå i oppløsning. Periodisk oppdatering av ulike missilsystemer krevde produksjon av produkter som ikke hadde blitt produsert på lenge, og kostnadene for å holde en gruppe missiler i kampklar tilstand økte stadig.
I USSR var den første andregenerasjons ICBM som ble utstyrt med de strategiske missilstyrkene UR-100-missilet, utviklet under ledelse av akademiker Vladimir Nikolaevich Chelomey. Oppgaven ble gitt til laget han ledet 30. mars 1963 ved et tilsvarende regjeringsdekret. I tillegg til hoveddesignbyrået var et betydelig antall relaterte organisasjoner involvert, noe som gjorde det mulig å utarbeide alle systemene til missilkomplekset som ble opprettet på kort tid. Våren 1965 begynte flytester av raketten på Baikonur-teststedet. 19. april skjedde det en oppskyting fra en bakkekaster, og 17. juli skjedde den første oppskytingen fra en silo. De første testene viste at fremdriftssystemet og kontrollsystemet var ufullstendige. Det tok imidlertid ikke mye tid å eliminere disse manglene. 27. oktober året etter var hele flytestprogrammet fullstendig gjennomført. Den 24. november 1966 ble kampmissilsystemet med UR-100-missilet tatt i bruk av missilregimentene.
UR-100 ICBM ble laget i henhold til "tandem"-designet med sekvensiell separasjon av trinn. Drivstofftankene til bærekonstruksjonen hadde en kombinert bunn. Det første trinnet besto av en haledel, et fremdriftssystem, drivstoff- og oksidasjonstanker. Fremdriftssystemet inkluderte fire fremdriftsrakettmotorer med roterende forbrenningskamre, laget i en lukket krets. Motorene hadde en høy spesifikk skyveimpuls, noe som gjorde det mulig å begrense driftstiden til første trinn.
ICBM PC-10 (USSR) 1971
Det andre trinnet er likt i design som det første, men mindre i størrelse. Fremdriftssystemet besto av to rakettmotorer: en ett-kammer fremdriftsmotor og en fire-kammer styremotor.
For å øke energikapasiteten til motorene, sikre påfylling og drenering av rakettdrivstoffkomponenter, hadde raketten et pneumatisk-hydraulisk system. Elementene ble plassert på begge trinnene. Nitrogentetroksid og usymmetrisk dimetylhydrazin, som selvantenner ved gjensidig kontakt, ble brukt som drivstoffkomponenter.
Et treghetskontrollsystem ble installert på raketten, som sørget for en avfyringsnøyaktighet på 1,4 km. Dens komponentundersystemer ble distribuert over hele raketten. UR-100 bar et monoblokk-stridshode med en atomladning på 1 Mt som skilte seg fra det andre trinnet under flukt.
Den store fordelen var at raketten ble ampulisert (isolert fra det ytre miljø) i en spesiell container der den ble transportert og lagret i en silo-utskytningsanordning i flere år i konstant beredskap for oppskyting. Bruken av membranventiler som skiller drivstofftanker med aggressive komponenter fra rakettmotorer gjorde det mulig å holde raketten konstant drevet. Raketten ble skutt opp direkte fra containeren. Overvåking av den tekniske tilstanden til missilene til ett kampmissilsystem, samt forberedelse og lansering før lansering, ble utført eksternt fra en enkelt kommandopost.
UR-100 ICBM ble videreutviklet i en rekke modifikasjoner. I 1970 begynte UR-100 UTTH-missiler å gå i bruk, som hadde et mer avansert kontrollsystem, et mer pålitelig stridshode og et sett med midler for å overvinne missilforsvar.
Enda tidligere, den 23. juli 1969, begynte flytester av en annen modifikasjon av dette missilet, som fikk den militære betegnelsen UR-100K (RS-10), på Baikonur-teststedet. De ble avsluttet 15. mars 1971, hvoretter utskiftingen av UR-100-missiler begynte.
Det nye missilet var overlegent sine forgjengere med hensyn til nøyaktighet, pålitelighet og ytelsesegenskaper. Fremdriftssystemene til begge trinn ble modifisert. Levetiden til rakettmotorer med flytende drivstoff er økt, så vel som deres pålitelighet. En ny transport- og utskytningscontainer ble utviklet. Designet har blitt mer rasjonelt og praktisk, noe som har gjort det lettere å vedlikeholde raketten og redusere tiden for rutinemessig vedlikehold med tre ganger. Installasjonen av nytt kontrollutstyr gjorde det mulig å fullstendig automatisere syklusen for å kontrollere den tekniske tilstanden til missiler og utskytningssystemer. Sikkerheten til missilkomplekse strukturer har økt.
ICBM UR-100 i TPK på paraden
ICBM PC-10 satt sammen uten stridshode (utenfor utskytningsbeholderen)
På begynnelsen av 70-tallet hadde raketten høye kampegenskaper og pålitelighet. Flyrekkevidden var 12 000 km, leveringsnøyaktigheten av monoblokk-stridshodet i megaton-klassen var 900 m. Alt dette bestemte dens lange levetid, som ble forlenget mer enn en gang av oppdraget fra sjefsdesigneren: kampmissilsystemet med UR-100K-missil, adoptert av Strategic Missile Forces i oktober 1971, var i tjeneste til 1994. I tillegg ble PC-10-familien den mest populære av alle sovjetiske ICBM-er.
Den 16. juni 1971 tok den siste modifikasjonen av denne familien, UR-100U-raketten, av fra Baikonur på sin første flytur. Den var utstyrt med et stridshode med tre dispergerbare stridshoder. Hver blokk bar en atomladning med en kraft på 350 kt. Under testene ble det oppnådd en rekkevidde på 10 500 km. På slutten av 1973 kom denne ICBM i bruk.
Den neste andre generasjons ICBM som ble utstyrt med de strategiske missilstyrkene var R-36 (8K67), stamfaren til sovjetiske tunge missiler. Ved et regjeringsdekret av 12. mai 1962 fikk akademiker Yangels designbyrå i oppgave å lage en rakett som var i stand til å støtte N. S. Khrusjtsjovs ambisjoner betydelig. Det var ment å ødelegge fiendens viktigste strategiske mål beskyttet av missilforsvarssystemer. De tekniske spesifikasjonene sørget for opprettelsen av en rakett i to versjoner, som skulle være forskjellige i utskytingsmetoder: med en bakkeoppskyting (som American Atlas) og med en silo-oppskyting, som R-16U. Det lite lovende første alternativet ble raskt forlatt. Likevel ble raketten utviklet i to versjoner. Men nå var de forskjellige i prinsippet om å konstruere et kontrollsystem. Den første raketten hadde et rent treghetssystem, og den andre hadde et treghetssystem med radiokorreksjon. Ved opprettelsen av komplekset ble det gitt spesiell oppmerksomhet til maksimal forenkling av utskytningsposisjonene, som ble utviklet av designbyrået under ledelse av E. G. Rudyak: deres pålitelighet ble økt, rakettfylling ble ekskludert fra oppskytningssyklusen, fjernkontroll av hovedparametrene til missilet og systemene ble introdusert under kamptjeneste og forberedelse til oppskyting og fjernrakettoppskyting.
ICBM R-36 (USSR) 1967
1 - øvre del av kabelboksen; 2 - andre trinns oksidasjonstank; 3 - andre trinns drivstofftank; 4 - trykksensor til trekkraftkontrollsystemet; 5 - ramme for å feste motorer til kroppen; 6 - turbopumpeenhet; 7 - rakettmotordyse med flytende drivstoff; 8 - styringsrakettmotor i andre trinn; 9 - første trinns bremsepulvermotor; 10 - beskyttende kledning av styremotoren; 11 - inntaksanordning; 12 - første trinns oksidasjonstank; 13 - rakettkontrollsystemenhet plassert på første trinn; 14 - første trinns drivstofftank; 15 - beskyttet oksidasjonsrørledning; 16 - feste rakettmotorrammen til kroppen til den første trinns haleseksjonen; 17 - forbrenningskammer for rakettmotorer med flytende drivstoff; 18 - første trinns styremotor; 19 - dreneringsrør; 20 - trykksensor i drivstofftanken; 21 - trykksensor i oksidasjonstanken.
ICBM R-36 på paraden
Testene ble utført på Baikonur-teststedet. Den 28. september 1963 fant den første oppskytingen sted, som endte uten hell. Til tross for de første funksjonsfeilene og feilene, anerkjente medlemmer av statskommisjonen under ledelse av generalløytnant M. G. Grigoriev raketten som lovende og var ikke i tvil om dens endelige suksess. Systemet for testing og testing av missilsystemet som ble tatt i bruk på den tiden, gjorde det mulig, samtidig med flytester, å starte serieproduksjon av missiler, teknologisk utstyr, samt konstruksjon av utskytningsposisjoner. I slutten av mai 1966 var hele testsyklusen fullført, og 21. juli året etter ble DBK med R-36 ICBM satt i drift.
To-trinns R-36 er laget i henhold til "tandem"-designet fra høyfaste aluminiumslegeringer. Det første trinnet ga akselerasjon av raketten og besto av en haledel, et fremdriftssystem og støttende drivstofftanker med drivstoff og oksidasjonsmiddel. Drivstofftankene ble blåst opp under flukt med forbrenningsprodukter av hovedkomponentene og hadde enheter for å dempe vibrasjoner.
Fremdriftssystemet besto av en seks-kammer fremdrift og fire-kammer styring av flytende rakettmotorer. Fremdriftsrakettmotoren ble satt sammen av tre identiske to-kammerblokker montert på en felles ramme. Tilførselen av drivstoffkomponenter til forbrenningskamrene ble levert av tre TNA-er, hvis turbiner ble spunnet av produktene fra drivstoffforbrenning i gassgeneratoren. Den totale skyvekraften til motoren i bakken var 274 tonn.Rakettmotoren hadde fire roterende forbrenningskamre med én felles turbopumpeenhet. Kameraene ble installert i "lommene" i halerommet.
Det andre trinnet sørget for akselerasjon til en hastighet tilsvarende spesifisert skytefelt. Drivstofftankene med en bærende struktur hadde en kombinert bunn. Fremdriftssystemet plassert i halerommet besto av en to-kammer hoved- og fire-kammer styringsflytende rakettmotorer. RD-219 fremdriftsrakettmotoren er i stor grad lik utformingen av første trinns fremdriftsenheter. Hovedforskjellen var at forbrenningskamrene var designet for en større grad av gassekspansjon, og munnstykkene deres hadde også en større ekspansjonsgrad. Motoren inkluderte to forbrenningskamre, en drivstoffpumpe som matet dem, en gassgenerator, automatiseringsenheter, en motorramme og andre elementer. Den utviklet et vakuumtrykk på 101 tonn og kunne operere i 125 sekunder. Styremotoren var ikke forskjellig i design fra motoren installert på første trinn.
ICBM R-36 ved lansering
Alle rakettmotorer med flytende drivstoff ble utviklet av GDL-OKB-designere. For å drive dem ble det brukt et to-komponent drivstoff som selvantenner ved kontakt: oksidasjonsmidlet var en blanding av nitrogenoksider med salpetersyre, og drivstoffet var asymmetrisk dimetylhydrazin. For å fylle drivstoff, tømme og tilføre drivstoffkomponenter til rakettmotorer ble det installert et pneumatisk hydraulisk system på raketten.
Etappene ble skilt fra hverandre og hodedelen ved å avfyre eksplosive bolter. For å unngå kollisjoner ble det gitt bremsing av det atskilte trinnet på grunn av aktiveringen av bremsepulvermotorer.
Et kombinert kontrollsystem ble utviklet for R-36. Det autonome treghetssystemet ga kontroll i den aktive delen av banen og inkluderte en stabiliseringsautomat, en rekkeviddeautomatikk, et sikkerhetssystem som sørget for samtidig produksjon av oksidasjonsmiddel og drivstoff fra tankene, og et system for å snu raketten etter oppskytingen til utpekt mål. Radiokontrollsystemet skulle korrigere bevegelsen til raketten på slutten av den aktive delen. Under flyprøver ble det imidlertid klart at det autonome systemet sikrer den spesifiserte skytingsnøyaktigheten (CEP på ca. 1200 m), og radiosystemet ble forlatt. Dette gjorde det mulig å redusere økonomiske kostnader betydelig og forenkle driften av missilsystemet.
R-36 ICBM var utstyrt med et monoblokk termonukleært stridshode av en av to typer: lett - med en kraft på 18 Mt og tung - med en kraft på 25 Mt. For å overvinne fiendens missilforsvar ble et pålitelig sett med spesialutstyr installert på missilet. I tillegg var det et system for nøddestruksjon av stridshodet, som ble utløst når bevegelsesparametrene på den aktive delen av banen avvek utover de tillatte grensene.
Missilet ble skutt opp automatisk fra en enkelt silo, hvor det ble lagret i drevet tilstand i 5 år. Lang levetid ble oppnådd ved å tette raketten og skape optimale temperatur- og fuktighetsforhold i sjakten. DBK med R-36 hadde unike kampevner og var betydelig overlegen det amerikanske komplekset med lignende formål med Titan-2-missilet, først og fremst når det gjelder kjernefysisk ladningskraft, skytingsnøyaktighet og sikkerhet.
Den siste av de sovjetiske missilene i denne perioden som ble tatt i bruk var PC-12 ICBM med fast brensel. Men lenge før det, i 1959, i designbyrået ledet av S.P. Korolev, begynte utviklingen av en eksperimentell rakett med fastbrenselmotorer, designet for å ødelegge gjenstander i middels rekkevidde. Basert på resultatene av tester av enhetene og systemene til denne raketten, konkluderte designerne med at det var mulig å lage et interkontinentalt missil. Det oppsto en diskusjon mellom tilhengere og motstandere av dette prosjektet. På den tiden var sovjetisk teknologi for å lage store blandede ladninger bare i sin spede begynnelse, og naturlig nok var det tvil om dens endelige suksess. Alt var for nytt. Beslutningen om å lage en rakett med fast brensel ble tatt helt på toppen. Ikke den minste rollen spilte nyheter fra USA om starten på testing av ICBM-er ved bruk av blandet fast brensel. Den 4. april 1961 ble det utstedt et regjeringsdekret, der Korolev Design Bureau ble utnevnt til å være leder for å skape et fundamentalt nytt stasjonært kampmissilsystem med et interkontinentalt fastbrenselmissil utstyrt med et monoblokk-stridshode. Mange forskningsorganisasjoner og designbyråer var involvert i å løse dette problemet. For å teste interkontinentale missiler og implementere en rekke andre programmer ble det 2. januar 1963 opprettet et nytt Plesetsk-teststed.
I prosessen med å utvikle missilsystemet måtte komplekse vitenskapelige, tekniske og produksjonsproblemer løses. Dermed ble blandet fast brensel og store motorladninger utviklet og teknologien for deres produksjon ble mestret. Et fundamentalt nytt styringssystem er opprettet. Det ble utviklet en ny type utskytningsrampe som sikrer oppskyting av en rakett på en hovedmotor fra en blind oppskytningskopp.
RS-12, andre og tredje trinn uten stridshode
ICBM PC-12 (USSR) 1968
Den første oppskytingen av RT-2P-raketten fant sted 4. november 1966. Testene ble utført på prøvestedet Plesetsk under veiledning av en statlig kommisjon. Det tok nøyaktig to år å fjerne all tvil fra skeptikere. Den 18. desember 1968 ble missilsystemet med dette missilet tatt i bruk av Strategic Missile Forces.
RT-2P-raketten hadde tre trinn. For å koble dem sammen ble det brukt koblingsrom i en fagverkskonstruksjon, som gjorde det mulig for gassene til hovedmotorene å unnslippe fritt. Motorene til andre og tredje trinn ble slått på noen sekunder før pyroboltene ble aktivert.
Rakettmotorene i første og andre trinn hadde stålhus og dyseblokker bestående av fire delte kontrolldyser. Tredje trinns rakettmotor skilte seg fra dem ved at den hadde en kropp med blandet design. Alle motorer ble laget i forskjellige diametre. Dette ble gjort for å sikre den angitte flyrekkevidden. For å starte rakettmotorer med solid drivstoff ble det brukt spesielle tennere, montert på de fremre bunnene av skrogene.
Missilkontrollsystemet er autonomt treghet. Den besto av et sett med instrumenter og enheter som kontrollerte bevegelsen til raketten under flukt fra oppskytningsøyeblikket til overgangen til stridshodets ukontrollerte flyvning. Kontrollsystemet brukte datamaskiner og pendelakselerometre. Elementene i kontrollsystemet var plassert i instrumentrommet installert mellom hodedelen og det tredje trinnet, og dets utøvende organer var plassert på alle stadier i halerommene. Skytingsnøyaktigheten var 1,9 km.
ICBM bar en monoblokk atomladning med et utbytte på 0,6 Mt. Overvåking av den tekniske tilstanden og oppskyting av missilene ble utført eksternt fra DBK-kommandoposten. De viktige egenskapene til dette komplekset for troppene var enkel betjening, et relativt lite antall tjenesteenheter og mangelen på fyllingsfasiliteter.
Fremveksten av amerikanske missilforsvarssystemer krevde modernisering av missilet i forhold til nye forhold. Arbeidet startet i 1968. Den 16. januar 1970 fant den første testoppskytningen av den moderniserte raketten sted på prøvestedet Plesetsk. To år senere ble den vedtatt.
Den moderniserte RT-2P skilte seg fra forgjengeren ved et mer avansert kontrollsystem, et stridshode hvis atomladningskraft ble økt til 750 kt, og forbedrede operasjonelle egenskaper. Avfyringsnøyaktigheten økte til 1,5 km. Missilet var utstyrt med et kompleks for å overvinne missilforsvarssystemer. De moderniserte RT-2P-ene, som ble levert for å utstyre missilenheter i 1974 og tidligere utgitte missiler modifisert til deres tekniske nivå, forble på kamptjeneste til midten av 90-tallet.
På slutten av 60-tallet begynte forholdene å dukke opp for å oppnå atomparitet mellom USA og Sovjetunionen. Sistnevnte, som raskt øker kamppotensialet til sine strategiske kjernefysiske styrker og fremfor alt dets strategiske missilstyrker, vil i de kommende årene kunne hamle opp med USA i antall atomstridshoder. I utlandet var høytstående politikere og militært personell ikke fornøyd med dette utsiktene.
RS-12, første trinn
Den neste runden av rakettvåpenkappløpet var assosiert med opprettelsen av flere stridshoder med individuelt målrettede stridshoder (MRV type MIRV). Deres opptreden var på den ene siden forårsaket av ønsket om å ha et så stort antall atomstridshoder som mulig for å ødelegge mål, og på den annen side av manglende evne til uendelig å øke antallet bæreraketter for en rekke økonomiske og tekniske årsaker.
Det høyere utviklingsnivået for vitenskap og teknologi på den tiden tillot amerikanerne å være de første til å begynne arbeidet med å lage MIRV-er. Opprinnelig ble stridshoder av dispersive type utviklet i et spesielt forskningssenter. Men de var bare egnet for å treffe områdemål på grunn av deres lave pekenøyaktighet. En slik MIRV var utstyrt med Polaris-AZT SLBM. Innføringen av kraftige datamaskiner om bord gjorde det mulig å øke nøyaktigheten av veiledningen. På slutten av 60-tallet fullførte spesialister fra forskningssenteret utviklingen av individuelle mål MIRVs Mk12 og Mk17. Deres vellykkede tester på White Sands Army Test Site (hvor alle amerikanske atomstridshoder ble testet) bekreftet muligheten for deres bruk på ballistiske missiler.
Bæreren til Mk12, hvis design ble utviklet av representanter for General Electric-selskapet, var Minuteman-3 ICBM, hvis design Boeing begynte på slutten av 1966. Med høy skytingsnøyaktighet, ifølge planen til amerikanske strateger, var det ment å bli et "tordenvær av sovjetiske missiler." Den forrige modellen ble lagt til grunn. Ingen vesentlige modifikasjoner var nødvendig, og i august 1968 ble det nye missilet overført til Western Missile Range. Der ble det ifølge flydesigntestprogrammet for perioden fra 1968 til 1970 utført 25 oppskytinger, hvorav kun seks ble ansett som mislykkede. Etter fullføringen av denne serien ble det gjennomført seks demonstrasjonslanseringer til for høye myndigheter og stadig tvilende politikere. Alle var vellykkede. Men de var ikke de siste i historien til denne ICBM. I løpet av den lange tjenesten ble det gjennomført 201 lanseringer både for test- og treningsformål. Missilet viste høy pålitelighet. Bare 14 av dem endte uten hell (7 % av totalen).
Siden slutten av 1970 begynte Minuteman-3 å gå i tjeneste med US Air Force SAC for å erstatte alle Minuteman-1B-seriens missiler og 50 Minuteman-2-missiler som var igjen på den tiden.
Minuteman-3 ICBM består strukturelt av tre sekvensielt plasserte rakettmotorer med solid drivstoff og en MIRV med en kåpe festet til det tredje trinnet. Motorene til første og andre trinn er M-55A1 og SR-19, arvet fra forgjengerne. SR-73 rakettmotor med solid drivstoff ble designet av United Technologies spesielt for tredje trinn av denne raketten. Den har en bundet solid drivladning og en fast dyse. Under driften blir stignings- og girvinklene kontrollert ved væskeinjeksjon i den superkritiske delen av dysen, og rullekontrollen utføres ved hjelp av et autonomt gassgeneratorsystem installert på skrogskjørtet.
Det nye merkekontrollsystemet NS-20 ble utviklet av Otonetics-divisjonen til Rockwell International. Den er designet for å kontrollere flukt i den aktive delen av banen; å beregne baneparametere i samsvar med flyoppdraget registrert i lagringsenhetene til den tre-kanals digitale datamaskinen; beregning av kontrollkommandoer for stasjonene til rakettaktuatorene; administrere stridshodeavlsprogrammet når man retter seg mot individuelle mål; utføre egenkontroll og overvåke funksjonen til ombord- og bakkesystemer under kamptjeneste og forberedelse før utskyting. Hoveddelen av utstyret er plassert i et forseglet instrumentrom. GSP-gyroblokker er i uvridd tilstand når de er på kamptjeneste. Den genererte varmen fjernes av et temperaturkontrollsystem. Kontrollsystemet gir en skuddnøyaktighet på 400 m.
ICBM "Minuteman-3" (USA) 1970
I - første trinn; II - andre trinn; III - tredje trinn; IV - hodedel; V - koblingsrom; 1 - kampenhet; 2 - plattform med stridshoder; 3 - elektroniske enheter for automatiske kampenheter; 4 - rakettkaster med fast drivmiddel; 5 - ladning av fast brensel til en rakettmotor; 6 - termisk isolasjon av rakettmotoren; 7 - kabelboks; 8 - gassinjeksjonsanordning inn i dysen; 9 - fast drivmiddeldyse; 10 - forbindelsesskjørt; 11 - hale skjørt.
La oss ta en spesiell titt på utformingen av Mk12-stridshodet. Strukturelt består MIRV av et kamprom og et avlsstadium. I tillegg kan et kompleks av midler for å overvinne missilforsvar installeres, som bruker dipolreflektorer. Massen til hodedelen med kåpe er litt mer enn 1000 kg. Kåpen hadde opprinnelig en ogival form, deretter en trikonisk form og var laget av titanlegering. Stridshodekroppen er to-lags: det ytre laget er et varmebeskyttende belegg, det indre laget er et kraftskall. En spesiell spiss er installert på toppen.
I bunnen av avlsstadiet er det et fremdriftssystem, som inkluderer en aksial skyvemotor, 10 orienterings- og stabiliseringsmotorer og to drivstofftanker. For å drive fremdriftssystemet brukes to-komponent flytende drivstoff. Forskyvningen av komponenter fra tankene utføres av trykket av komprimert helium, hvis tilførsel er lagret i en sfærisk sylinder. Aksialkraft motorkraft - 143 kg. Driftstiden til fjernkontrollen er ca. 400 sekunder. Kraften til atomladningen til hvert stridshode er 330 kt.
I løpet av relativt kort tid ble en gruppe på 550 Minuteman-3-missiler utplassert ved fire missilbaser. Missilene er i siloen i 30 sekunders beredskap for oppskyting. Oppskytingen ble utført direkte fra gruvesjakten etter at første trinns rakettmotor med fast drivmiddel nådde driftsmodus.
Alle Minuteman-3-missiler har blitt modernisert mer enn én gang. Ladningene til første og andre trinns rakettmotorer ble erstattet. Egenskapene til kontrollsystemet ble forbedret ved å ta hensyn til feilene i kommandoinstrumentkomplekset og utviklingen av nye algoritmer. Som et resultat var avfyringsnøyaktigheten (CA) 210 m. I 1971 begynte et program for å forbedre sikkerheten til siloutskytere. Det inkluderte styrking av silostrukturen, installering av nytt missilopphengssystem og en rekke andre tiltak. Alt arbeid ble fullført i februar 1980. Sikkerheten til siloene ble brakt til en verdi på 60–70 kg/cm?.
ICBM RS-20A med MIRV (USSR) 1975
1 - første trinn; 2 - andre trinn; 3 - koblingsrom; 4 - hodekappe; 5 - haledel; 6 - første trinns støttetank; 7 - kampenhet; 8 - første trinns fremdriftssystem; 9 - ramme for montering av fremdriftssystemet; 10 - første trinns drivstofftank; 11 - første trinns ASG-linjer; 12 - oksidasjonsrørledning; 13 - første trinns oksidasjonstank; 14 - strømelementet til tilkoblingsrommet; 15 - styringsrakettmotor; 16 - andre trinns fremdriftssystem; 17 - andre trinns drivstofftank; 18 - andre trinns oksidasjonstank; 19 - ASG-linje; 20 - utstyr for kontrollsystem.
Den 30. august 1979 ble en serie på 10 flytester fullført for å teste den forbedrede MK12A MIRV. Den ble installert for å erstatte den forrige på 300 Minuteman-3-missiler. Ladekraften til hvert stridshode ble økt til 0,5 Mt. Riktignok har arealet for spredning av blokkene og maksimal flyrekkevidde gått noe ned. Totalt sett er denne ICBM pålitelig og i stand til å treffe mål i hele det tidligere Sovjetunionen. Eksperter tror at det vil være på kamptjeneste til begynnelsen av neste årtusen.
Utseendet til missiler med MIRV-er i USAs strategiske atomstyrker forverret situasjonen til Sovjetunionen kraftig. Sovjetiske ICBM-er falt umiddelbart i kategorien foreldet, siden de ikke kunne løse en rekke nye problemer, og viktigst av alt, sannsynligheten for å levere en effektiv gjengjeldelsesstreik ble betydelig redusert. Det var ingen tvil om at stridshodene til Minuteman-3-missilene, i tilfelle en atomkrig, ville treffe silo-utskytere og kommandoposter til de strategiske missilstyrkene. Og sannsynligheten for en slik krig på den tiden var veldig stor. I tillegg, i andre halvdel av 60-tallet, intensiverte arbeidet innen missilforsvar i USA.
Problemet kunne ikke løses ved å lage en ny ICBM. Det var nødvendig å forbedre kampkontrollsystemet for missilvåpen, øke beskyttelsen av kommandoposter og utskytere, og også løse en rekke relaterte problemer. Etter en detaljert studie av spesialister av alternativer for utvikling av de strategiske missilstyrkene og en rapport om forskningsresultatene til statsledelsen, ble det besluttet å utvikle tunge og mellomstore missiler som er i stand til å bære en betydelig nyttelast og sikre oppnåelse av paritet i atomvåpenfeltet. Men dette betydde at Sovjetunionen ble trukket inn i en ny runde av våpenkappløpet, og i det farligste og dyreste området.
Dnepropetrovsk Design Bureau, som etter M. Yangels død ble ledet av akademiker V.F. Utkin, fikk i oppgave å lage en tung rakett. Der startet det parallelt utviklingsarbeid på en rakett med lavere utskytningsmasse.
Den tunge ICBM RS-20A tok av på sin første testflyging 21. februar 1973 fra Baikonur-teststedet. På grunn av kompleksiteten i de tekniske problemene som ble løst, trakk utviklingen av hele komplekset ut i to og et halvt år. På slutten av 1975, 30. desember, ble den nye DBK med dette missilet satt i kamptjeneste. Etter å ha arvet alt det beste fra R-36, har det nye ICBM blitt det kraftigste missilet i sin klasse.
Raketten ble laget i henhold til "tandem"-designet med en sekvensiell separasjon av stadier og inkluderte strukturelt første, andre og kampstadier. Bærekonstruksjonens drivstofftanker var laget av metallegeringer. Separasjonen av trinnene ble sikret ved aktivering av eksplosive bolter.
RS-20A ICBM med monoblokk stridshode
Den første fremdriftsrakettmotoren kombinerte fire autonome fremdriftsblokker til en enkelt design. Kontrollkrefter under flukt ble skapt ved å avlede dyseblokkene.
Fremdriftssystemet til det andre trinnet besto av en fremdriftsrakettmotor, laget i en lukket krets, og en fire-kammers styremotor, laget i en åpen krets. Alle rakettmotorer med flytende drivstoff opererte på høytkokende flytende drivstoffkomponenter som antente ved kontakt.
Et autonomt treghetskontrollsystem ble installert på raketten, hvis drift ble sikret av et digitalt datamaskinkompleks ombord. For å øke påliteligheten til BTsVK hadde alle hovedelementene redundans. Under kamptjeneste sørget omborddatamaskinen for utveksling av informasjon med bakkeenheter. De viktigste parametrene for den tekniske tilstanden til raketten ble kontrollert av kontrollsystemet. Bruken av BTsVK gjorde det mulig å oppnå høy opptaksnøyaktighet. CEP for nedslagspunktene til stridshodene var 430 m.
ICBM-er av denne typen bar spesielt kraftig kamputstyr. Det var to alternativer for stridshoder: monoblokk, med en kraft på 24 Mt, og MIRV med 8 individuelt målrettede stridshoder, hver med en kraft på 900 kt. Missilet var utstyrt med et forbedret kompleks for å overvinne anti-missilforsvarssystemer.
ICBM RS-20B (USSR) 1980
RS-20A-missilet, plassert i en transport- og utskytningscontainer, ble installert i en silo-utskytningsrampe av OS-type i drevet tilstand og kunne være i kamptjeneste i lang tid. Forberedelse for utskyting og oppskyting av raketten ble utført automatisk etter at kontrollsystemet mottok en utskytningskommando. For å utelukke uautorisert bruk av kjernefysiske missilvåpen, aksepterte kontrollsystemet kun kommandoer definert av en kodenøkkel for utførelse. Implementeringen av en slik algoritme ble gjort mulig ved innføringen av et nytt sentralisert kampkontrollsystem ved alle kommandopostene til de strategiske missilstyrkene.
Dette missilet var i tjeneste til midten av 80-tallet, til det ble erstattet av RS-20B. Dens utseende, som alle dens samtidige i de strategiske missilstyrkene, skyldes amerikanernes utvikling av nøytronammunisjon, nye prestasjoner innen elektronikk og maskinteknikk, og økende krav til kamp- og operasjonsegenskapene til strategiske missilsystemer.
RS-20B ICBM skilte seg fra forgjengeren i et mer avansert kontrollsystem og en kampfase modifisert til nivået av moderne krav. På grunn av kraftig energi ble antallet stridshoder på MIRV økt til 10.
Selve kamputstyret har også endret seg. Siden skytingsnøyaktigheten har økt, har det blitt mulig å redusere kraften til atomladninger. Som et resultat ble flyrekkevidden til missilet med et monoblokk-stridshode økt til 16 000 km.
R-36-missiler har også funnet bruk for fredelige formål. På grunnlag av dem ble det opprettet et bærerakett for å skyte inn i bane romfartøy av "Cosmos" -serien for forskjellige formål.
Et annet hjernebarn fra Utkin Design Bureau var PC-16A ICBM. Selv om den var den første som ble testet (lanseringen på Baikonur fant sted 26. desember 1972), ble den tatt i bruk samme dag sammen med RS-20 og PC-18, historien om som ennå ikke kommer. .
RS-16A-raketten er en totrinnsrakett med flytende drivstoffmotorer, designet i en "tandem"-konfigurasjon med sekvensiell separasjon av trinn under flyging. Rakettkroppen har en sylindrisk form med et konisk hode. Drivstofftanker med bærende struktur.
RS-20V ICBM under flyging
Romrakettkompleks "Cyclone" basert på RS-20B
Fremdriftssystemet til det første trinnet besto av en fremdriftsvæskerakettmotor, laget i en lukket krets, og en styrende firekammer rakettmotor med flytende drivstoff, laget i en åpen krets med roterende forbrenningskamre.
I det andre trinnet ble det installert en enkeltkammer rakettmotor med flytende drivstoff, designet i en lukket krets, med en del av eksosgassen som ble blåst inn i den superkritiske delen av dysen for å skape kontrollkrefter under flukt. Alle rakettmotorer opererer på høytkokende, selvantennende oksidasjonsmiddel og drivstoff ved kontakt. For å sikre stabil motordrift ble drivstofftankene satt under trykk med nitrogen. Raketten ble fylt opp etter installasjon i oppskytningssiloen.
Et autonomt treghetskontrollsystem med et datamaskinkompleks ombord ble installert på raketten. Den ga kontroll over alle missilsystemer under kamptjeneste, forberedelse før utskyting og utskyting. De etablerte algoritmene for funksjonen til kontrollsystemet under flukt gjorde det mulig å sikre en avfyringsnøyaktighet på ikke mer enn 470 m. RS-16A-missilet var utstyrt med et multippelt stridshode med fire individuelt målrettede stridshoder, som hver inneholdt et atomvåpen. lade med en effekt på 750 kt.
ICBM PC-16A (USSR) 1975
1 - første trinn, 2 - andre trinn, 3 - instrumentrom, 4 - halerom, 5 - kledning av hodeseksjonen, 6 - koblingsrom, 7 - første trinns fremdriftssystem, 8 - styrerakettmotor, 9 - fremdriftssystem monteringsramme, 10 - første trinns drivstofftank, 11 - oksidasjonsrørledning, 12 - første trinns oksidasjonstank, 13 - ASG-linje, 14 - andre trinns fremdriftssystem monteringsramme, 15 - andre trinns fremdriftssystem, 16 - andre trinns drivstofftank , 17 - andre trinns oksidasjonstank, 18 - trykkledning for oksidasjonstank, 19 - elektroniske kontrollenheter, 20 - kampenhet, 21 - monteringshengsel for hodekledning.
Den store fordelen med det nye kampmissilsystemet var at missilene ble installert i silo-utskytere tidligere bygget for første og andre generasjons ballistiske missiler. Det var nødvendig å utføre den nødvendige mengden arbeid for å forbedre noen silosystemer og det var mulig å laste nye missiler. Dette resulterte i betydelige økonomiske besparelser.
Den 25. oktober 1977 fant den første oppskytingen av det moderniserte missilet, betegnet RS-16B, sted. Flytester ble utført ved Baikonur frem til 15. september 1979. 17. desember 1980 ble DBK med modernisert missil satt i drift.
Det nye missilet skilte seg fra forgjengeren i et forbedret kontrollsystem (nøyaktigheten ved levering av stridshoder økte til 350 m) og en kampfase. Det flere stridshodet installert på missilet har også gjennomgått modernisering. Missilets kampevne har økt med 1,5 ganger, påliteligheten til mange systemer og sikkerheten til hele DBK har økt. De første RS-16B-missilene ble satt på kamptjeneste i 1980, og på tidspunktet for undertegningen av START-1-traktaten hadde de strategiske missilstyrkene 47 missiler av denne typen i tjeneste.
ICBM RS-16A satt sammen uten stridshode (utenfor utskytningsbeholderen)
Det tredje missilet som ble tatt i bruk i denne perioden var PC-18, utviklet i designbyrået til akademiker V. Chelomey. Dette missilet skulle harmonisk utfylle det strategiske våpensystemet som ble opprettet. Hennes første flytur fant sted 9. april 1973. Flydesigntester fant sted på Baikonur-teststedet frem til sommeren 1975, hvoretter statskommisjonen anså det som mulig å ta i bruk DBK for service.
PC-18-missilet er et totrinnsmissil, designet i en "tandem"-konfigurasjon med sekvensiell separasjon av stadier under flukt. Strukturelt besto den av første og andre trinn, forbindelsesrom, et instrumentrom og en instrumenteringsenhet med delt stridshode.
Første og andre trinn utgjorde den såkalte akseleratorblokken. Alle drivstofftanker har en bærende struktur. Det første trinns fremdriftssystemet hadde fire fremdriftsflytende rakettmotorer med roterende dyser. En av rakettmotorene ble brukt til å opprettholde driftsmodusen til fremdriftssystemet under flukt.
Fremdriftssystemet til det andre trinnet besto av en fremdriftsrakettmotor og en styrevæskemotor, som hadde fire roterende dyser. For å sikre stabil drift av rakettmotorene til akseleratorblokken under flukt, ble det gitt trykksetting av drivstofftankene.
Alle rakettmotorer opererte på selvantennende stabile rakettdrivstoffkomponenter. Påfylling av drivstoff ble utført på fabrikken etter at missilet ble installert i transport- og utskytningscontaineren. Imidlertid gjorde utformingen av det pneumatisk-hydrauliske systemet til raketten og TPK det mulig, om nødvendig, å utføre operasjoner for å tømme og deretter fylle drivstoff på rakettkomponentene. Trykket i alle raketttanker ble kontinuerlig overvåket av et spesielt system.
Et autonomt treghetskontrollsystem basert på et digitalt datakompleks ombord ble installert på raketten. Mens det var på kamptjeneste, overvåket kontrollsystemet, sammen med det bakkebaserte sentrale kontrollsystemet, systemene ombord til missilet og tilstøtende systemer til utskyteren. Missilet ble skutt opp i alle operasjons- og kampmoduser eksternt fra DBK-kommandoposten. De høye egenskapene til kontrollsystemet ble bekreftet under testoppskytninger. Avfyringsnøyaktigheten (CA) var 350 m. RS-18 bar en MIRV med seks individuelt målbare stridshoder med en kjernefysisk ladning på 550 kt og kunne treffe sterkt beskyttede fiendtlige mål dekket av missilforsvarssystemer.
Missilet ble "ampulisert" i en transport- og utskytningscontainer, som ble plassert i silo-utskytere med høy grad av beskyttelse spesielt laget for dette missilsystemet.
DBK med PC-18 ICBM var et betydelig fremskritt selv i sammenligning med missilsystemet med RS-16A-missilet som ble tatt i bruk på samme tid. Men som det viste seg, under drift var det ikke uten mangler. I tillegg, under kamptreningsoppskytinger av raketter satt på kamptjeneste, ble det avslørt en defekt i den flytende drivstoffmotoren til et av trinnene. Ting tok en alvorlig vending. Som alltid var det noen "byttere" å skylde på. Generaloberst M. G. Grigoriev ble fjernet fra stillingen som første nestkommanderende-in-sjef for de strategiske missilstyrkene, hvis eneste feil var at han var formann for statskommisjonen for testing av missilsystemet med RS-18-missilet.
Disse problemene akselererte adopsjonen av et modernisert missil under samme betegnelse RS-18 med forbedrede taktiske og tekniske egenskaper, hvorav flytester ble utført fra 26. oktober 1977. I november 1979 ble den nye DBK offisielt adoptert for å erstatte forgjengeren.
ICBM RS-18 (USSR) 1975
1 - første trinns kropp; 2 - andre trinns kropp; 3 - forseglet instrumentrom; 4 - kampstadiet; 5 - haledelen av første trinn; 6 - fairing av hodedelen; 7 - første trinns fremdriftssystem; 8 - første trinns drivstofftank; 9 - oksidasjonsrørledning; 10 - første trinns oksidasjonstank; 11 - kabelboks; 12 - ASG-linje; 13 - andre trinns fremdriftssystem; 14 - kraftelementet til koblingsromshuset; 15 - andre trinns drivstofftank; 16 - andre trinns oksidasjonstank; 17 - ASG motorvei; 18 - bremsemotor med solid drivmiddel; 19 - kontrollsystemenheter; 20 - kampenhet.
På den forbedrede raketten ble defekter i rakettmotorene til akseleratorblokken eliminert, mens påliteligheten deres ble økt, egenskapene til kontrollsystemet ble forbedret, en ny instrumenteringsenhet ble installert, som økte flyrekkevidden til 10 000 km, og effektiviteten til kamputstyr ble økt.
Kommandoposten til missilsystemet har gjennomgått betydelige modifikasjoner. En rekke systemer ble erstattet med mer avanserte og pålitelige. Vi økte graden av beskyttelse mot de skadelige faktorene ved en atomeksplosjon. Endringene forenklet betydelig driften av hele kampmissilsystemet, noe som umiddelbart ble notert i anmeldelser fra militære enheter.
Fra andre halvdel av 70-tallet begynte Sovjetunionen å oppleve mangel på økonomiske ressurser for en harmonisk utvikling av landets økonomi, som ikke minst var forårsaket av store utgifter til våpen. Under disse forholdene ble moderniseringen av alle tre missilsystemene utført med maksimal grad av å spare økonomiske og materielle ressurser. Forbedrede missiler ble installert i stedet for gamle, og modernisering ble i de fleste tilfeller utført ved å bringe eksisterende missiler til nye standarder.
Innsatsen som ble gjort på 70-tallet for å ytterligere forbedre og utvikle missilvåpen i vårt land spilte en viktig rolle i å oppnå strategisk paritet mellom USSR og USA. Adopsjon og utplassering av tredjegenerasjons missilsystemer utstyrt med individuelt målrettede MIRV-er og midler for å penetrere missilforsvar har gjort det mulig å oppnå en tilnærmet likhet i antall atomstridshoder på strategiske bærere (unntatt strategiske bombefly) fra begge stater.
I løpet av disse årene begynte utviklingen av ICBM-er, som SLBM-er, å bli påvirket av en ny faktor - prosessen med å begrense strategiske våpen. Den 26. mai 1972, under et toppmøte i Moskva, ble interimsavtalen mellom Sovjetunionen og USA om visse tiltak for begrensning av strategiske offensive våpen, kalt SALT I, signert. Den ble inngått for en periode på fem år og trådte i kraft 3. oktober 1972.
Den midlertidige avtalen etablerte kvantitative og kvalitative restriksjoner på faste ICBM-utskytere, SLBM-utskytere og ballistiske missilubåter. Bygging av ytterligere stasjonære bakkebaserte ICBM-utskytere ble forbudt, noe som fastsatte deres kvantitative nivå fra 1. juli 1972 for hver av partene.
Modernisering av strategiske missiler og utskytere ble tillatt under forutsetning av at utskytere av bakkebaserte lette ICBM-er, samt ballistiske missiler utplassert før 1964, ikke ville bli omgjort til utskytere for tunge missiler.
I 1974–1976, i samsvar med protokollen om prosedyrer som regulerer erstatning, demontering og ødeleggelse av strategiske offensive våpen, fjernet de strategiske missilstyrkene fra kamptjeneste og eliminerte 210 R-16U og R-9A ICBM-utskytere med utstyr og strukturer for utskyting stillinger. USA trengte ikke å utføre slikt arbeid.
Den 19. juni 1979 ble en ny traktat om begrensning av strategiske våpen signert i Wien mellom USSR og USA, som ble kalt SALT-2-traktaten. Hvis den trådte i kraft, måtte hver av partene begrense nivået av strategiske transportører til 2250 enheter fra 1. januar 1981. Transportører utstyrt med individuelt målrettede MIRV-er var underlagt restriksjoner. I den fastsatte totalgrensen bør de ikke overstige 1320 enheter. Av dette antallet ble grensen for ICBM-utskytere satt til 820 enheter. I tillegg ble det pålagt strenge restriksjoner på modernisering av stasjonære utskytere av strategiske interkontinentale missiler - opprettelsen av mobile utskytere av slike missiler var forbudt. Bare én ny type lett ICBM med et antall stridshoder som ikke overstiger 10 fikk flytestes og utplasseres.
Til tross for at SALT II-traktaten rettferdig og balansert tok hensyn til begge siders interesser, nektet den amerikanske administrasjonen å ratifisere den. Og ikke rart: Amerikanerne er gjennomtenkte om interessene sine. På den tiden var de fleste av deres atomstridshoder på SLBM-er, og for å passe innenfor de etablerte grensene for bærere, måtte 336 missiler elimineres. De skulle enten være den bakkebaserte Minutemen-3 eller de havbaserte Poseidons, nylig tatt i bruk med moderne SSBN-er. På det tidspunktet var testingen av det nye Ohio SSBN med Trident 1-missilet nettopp avsluttet, og interessene til det amerikanske militærindustrielle komplekset kunne ha blitt alvorlig skadet. Kort sagt, fra finanssiden var ikke regjeringen og det amerikanske militærindustrielle komplekset fornøyd med denne traktaten. Det var imidlertid andre grunner til å nekte ratifiseringen. Men selv om SALT II-traktaten aldri trådte i kraft, holdt partene seg fortsatt til noen restriksjoner.
I løpet av den perioden begynte en annen stat å bevæpne seg med interkontinentale ballistiske missiler. På slutten av 70-tallet tok kineserne opp etableringen av ICBM-er. De trengte et slikt missil for å styrke sine krav om en ledende rolle i den asiatiske regionen og Stillehavet. Å eie slike våpen kan også true USA.
Flyutviklingstester av Dun-3-missilet ble utført over et begrenset område - Kina hadde ikke forberedt testruter av betydelig lengde. Den første slike lansering ble utført fra teststedet Shuangengzi med en rekkevidde på 800 km. Den andre oppskytingen ble utført fra Wuzhai-teststedet med en rekkevidde på rundt 2000 km. Testene trakk tydeligvis ut. Først i 1983 ble Dong-3 ICBM (kinesisk betegnelse - Dongfeng-5) adoptert av atomstyrkene til People's Liberation Army of China.
Når det gjelder teknisk nivå, tilsvarte det sovjetiske og amerikanske ICBM-er på begynnelsen av 60-tallet. To-trinns raketten med sekvensiell separasjon av trinn hadde en helmetallkropp. Trinnene ble koblet til hverandre gjennom et overgangsrom i fagverkskonstruksjonen. På grunn av de lave energiegenskapene til motorene, måtte designerne øke drivstofftilførselen for å oppnå den spesifiserte flyrekkevidden. Maksimal diameter på missilet var 3,35 m, som fortsatt er rekord for en ICBM.
Treghetskontrollsystemet, tradisjonelt for kinesiske missiler, sørget for en avfyringsnøyaktighet på 3 km. Dun-3 bar et monoblokk atomstridshode med en kapasitet på 2 Mt.
Overlevelsesevnen til komplekset som helhet forble lav. Til tross for at ICBM ble plassert i en silo-utskyter, oversteg ikke beskyttelsen 10 kg/cm? (ved trykk på sjokkbølgefronten). For 80-tallet var dette tydeligvis ikke nok. Det kinesiske missilet lå betydelig bak amerikansk og sovjetisk missilteknologi i alle viktige kampindikatorer.
ICBM "Dong-3" (Kina) 1983
Utstyre kampenheter med dette missilet ble utført sakte. I tillegg ble det opprettet et bærerakett på grunnlag av det for å lansere romfartøyer i baner nær jorden, noe som ikke kunne annet enn å påvirke produksjonshastigheten til interkontinentale kampraketter.
På begynnelsen av 90-tallet moderniserte kineserne Dong-3. Et betydelig hopp i nivået på økonomien gjorde det mulig å heve nivået på rakettvitenskap. Dong-ZM ble den første kinesiske ICBM med MIRV. Den var utstyrt med 4–5 individuelt målrettede stridshoder med en kapasitet på 350 kt hver. Egenskapene til missilkontrollsystemet ble forbedret, noe som umiddelbart påvirket avfyringsnøyaktigheten (COE var 1,5 km). Men selv etter modernisering kan dette missilet ikke betraktes som moderne sammenlignet med utenlandske analoger.
La oss gå tilbake til USA på syttitallet. I 1972 studerte en spesiell regjeringskommisjon utsiktene for utviklingen av amerikanske strategiske atomstyrker frem til slutten av 1900-tallet. Basert på resultatene av sitt arbeid, ga president Nixons administrasjon en oppgave for utvikling av en lovende ICBM som er i stand til å bære MIRV-er med 10 individuelt målrettede stridshoder. Programmet mottok MX-chifferet. Den avanserte forskningsfasen varte i seks år. I løpet av denne tiden ble et og et halvt dusin rakettprosjekter med en utskytningsvekt fra 27 til 143 tonn, presentert av forskjellige selskaper, studert. Som et resultat falt valget på prosjektet med en tre-trinns rakett med en masse på rundt 90 tonn, som kan plasseres i siloene til Minuteman-missiler.
I perioden fra 1976 til 1979 ble det utført intensivt eksperimentelt arbeid både med utformingen av raketten og på dens mulige base. I juni 1979 bestemte president Carter seg for å gjennomføre fullskala utvikling av en ny ICBM. Morselskapet var Martin Marietta, som var betrodd koordineringen av alt arbeid.
I april 1982 startet benkebranntester av rakettstadiene med fast drivstoff, og et år senere – 17. juni 1983 – dro raketten på sin første testflyging til en rekkevidde på 7600 km. Det ble ansett som ganske vellykket. Samtidig med flytester ble basealternativer undersøkt. I utgangspunktet ble tre alternativer vurdert: mine, mobil og luft. For eksempel var det planlagt å lage et spesielt bærerfly, som skulle utføre kampplikt ved å slentre i utpekte områder og, etter et signal, slippe et missil, etter å ha rettet det tidligere. Etter separasjon fra bæreren måtte første trinns fremdriftsmotor slås på. Men dette, så vel som en rekke andre mulige alternativer, forble på papiret. Det amerikanske militæret ønsket virkelig å få det nyeste missilet med høy grad av overlevelse. På den tiden var hovedmåten blitt å lage mobile missilsystemer, hvis plassering av bærerakettene kunne endre seg i rommet, noe som skapte vanskeligheter med å levere et målrettet atomangrep på dem. Men prinsippet om å spare penger rådde. Siden det fristende luftalternativet var ekstremt dyrt, og amerikanerne ikke hadde tid til å fullt ut utvikle den mobile bakken (mobil undergrunn ble også foreslått), ble det besluttet å plassere 50 nye ICBM-er i de moderniserte Minuteman-3-missilsiloene ved Warren-missilet base, og også å fortsette å teste mobilt jernbanekompleks.
I 1986 ble LGM-118A-missilet, kalt Peacekeeper, tatt i bruk (i Russland er det bedre kjent som MX). Da de opprettet det, brukte utviklerne alle de siste innovasjonene innen materialvitenskap, elektronikk og instrumentteknikk. Mye oppmerksomhet ble viet til å redusere massen av strukturer og individuelle elementer i raketten.
MX inkluderer tre sustainer-stadier og en MIRV. De har alle samme design og består av et hus, en fast brenselladning, en dyseblokk og et skyvevektorkontrollsystem. Den første trinns rakettmotoren for solid drivstoff ble skapt av Thiokol. Kroppen er viklet av Kevlar-49-fibre, som har høy styrke og lav vekt. Bunnen foran og bak er laget av aluminiumslegering. Dyseblokken er bøybar med fleksible støtter.
Den andre trinns rakettmotoren med solid drivstoff ble utviklet av Aerojet og er strukturelt forskjellig fra Thiokol-motoren i dyseblokken. Den bøybare dysen med høy ekspansjon har en teleskopisk dyse for økt lengde. Den skyves inn i arbeidsposisjonen ved hjelp av en gassgeneratorenhet etter at rakettmotoren fra forrige trinn er separert. For å skape kontrollkrefter for rotasjon på driftsstadiet til det første og andre trinnet, er det installert et spesielt system, bestående av en gassgenerator og en kontrollventil som omfordeler gasstrømmen mellom to skrått kuttede dyser. Hercules tredjetrinns rakettmotor med solid drivstoff skiller seg fra forgjengerne i fravær av et skyveavskjæringssystem, og munnstykket har to teleskopiske dyser. Dual-mix drivstoffladninger helles inn i ferdige rakettmotorhus.
SPU ICBM RS-12M
Trinnene er koblet til hverandre ved hjelp av adaptere laget av aluminium. Hele rakettkroppen er dekket på utsiden med et beskyttende belegg, som beskytter den mot oppvarming av varme gasser under oppskytningen og fra de skadelige faktorene til en atomeksplosjon.
Treghetskontrollsystemet til et missil med et sentralt kontrollsystem av Meka-typen er plassert i rommet til MIRV-fremdriftssystemet, noe som gjorde det mulig å lagre den totale lengden på ICBM. Det gir flykontroll under den aktive delen av banen, på stadiet av frigjøring av stridshoder, og brukes også mens missilet er i kamptjeneste. Den høye kvaliteten på GPS-enheter, under hensyntagen til feil og bruk av nye algoritmer, sikret en skytingsnøyaktighet på omtrent 100 m. For å skape de nødvendige temperaturforholdene, kjøles flykontrollsystemet med freon fra en spesiell tank. Stignings- og girvinkler styres av bøybare dyser.
MX ICBM er utstyrt med et Mk21 delt stridshode, bestående av et stridshoderom dekket av en fairing og et fremdriftsenhetsrom. Det første rommet har en maksimal kapasitet på 12 stridshoder, tilsvarende Minuteman-ZU missilstridshodet. For tiden rommer den 10 individuelt målrettede stridshoder med en kapasitet på 600 kt hver. Fremdriftssystem med flerskytende flytende rakettmotor. Den lanseres på operasjonsstadiet i tredje trinn og sikrer frakobling av alt kamputstyr. Et nytt sett med midler for å overvinne missilforsvarssystemer er utviklet for MK21 MIRV, inkludert lette og tunge lokkeduer og forskjellige jammere.
Raketten legges i en container som den skytes opp fra. For første gang brukte amerikanerne en "morter launch" for å skyte ut en ICBM fra en silo launcher. Gassgeneratoren for fast brensel, plassert i den nedre delen av beholderen, når den utløses, skyter ut raketten til en høyde på 30 m fra nivået til silobeskyttelsesanordningen, hvoretter første trinns fremdriftsmotor slås på.
I følge amerikanske eksperter er kampeffektiviteten til MX-missilsystemet 6–8 ganger større enn Minuteman-3-systemet. I 1988 ble programmet for å distribuere 50 fredsbevarende ICBM-er avsluttet. Men letingen etter måter å øke overlevelsesevnen til disse missilene er ikke fullført. I 1989 ble et mobilt jernbanemissilsystem testet. Den besto av en utskytningsbil, en kampkontrollbil utstyrt med nødvendig kontroll- og kommunikasjonsutstyr, samt andre biler som sørget for funksjonen til hele komplekset. Denne DBK ble testet på treningsplassen til Jernbanedepartementet frem til midten av 1991. Etter ferdigstillelse var det planlagt å utplassere 25 tog med 2 bæreraketter hver. I fredstid skulle de alle være på et punkt med permanent utplassering. Med overføringen til de høyeste nivåene av kampberedskap, planla den amerikanske strategiske atomstyrkens kommando å spre alle tog gjennom jernbanenettet i USA. Men signeringen av START-begrensnings- og reduksjonstraktaten i juli 1991 endret disse planene. Jernbanemissilsystemet ble aldri tatt i bruk.
I Sovjetunionen, på midten av 80-tallet, ble missilvåpen fra de strategiske missilstyrkene utviklet videre. Dette ble forårsaket av implementeringen av det amerikanske strategiske forsvarsinitiativet, som sørget for oppskyting i rombaner av atomvåpen og våpen basert på nye fysiske prinsipper, som skapte en ekstremt høy fare og sårbarhet for de strategiske atomstyrkene til Sovjetunionen i hele Sovjetunionen. territorium. For å opprettholde strategisk paritet ble det besluttet å lage nye silo- og jernbanebaserte missilsystemer med RT-23 UTTX-missiler, som i sine egenskaper ligner på amerikanske MX, og å modernisere RS-20 og PC-12 ballistiske missilsystemer.
Den første av dem, i 1985, tok i bruk en mobil rakettkaster med RS-12M-missilet. Den akkumulerte erfaringen med å betjene mobile bakkebaserte systemer (for operative taktiske missiler og mellomdistanseraketter) gjorde det mulig for sovjetiske designere å raskt lage et praktisk talt nytt mobilkompleks på grunnlag av et silobasert interkontinentalt fastbrenselmissil. Det oppgraderte missilet ble plassert på en selvgående bærerakett montert på chassiset til en syvakslet MAZ-traktor.
RS-12M ICBM under flyging
I 1986 vedtok statskommisjonen et jernbanemissilsystem med en RT-23UTTKh ICBM, og to år senere gikk RT-23UTTKh, som ligger i siloer som tidligere ble brukt til RS-18-missiler, i tjeneste med Strategic Missile Forces. Etter Sovjetunionens kollaps havnet 46 av de siste missilene på Ukrainas territorium og er for tiden gjenstand for ødeleggelse.
Alle disse rakettene er tre-trinns, med fast brenselmotorer. Treghetskontrollsystemet deres sikrer høy opptaksnøyaktighet. RS-12M ICBM bærer et monoblokk atomstridshode med en kapasitet på 550 kt, og begge modifikasjonene av RS-22 bærer en individuelt målrettet MIRV med ti stridshoder.
Det tunge interkontinentale missilet RS-20V ble tatt i bruk i 1988. Den er fortsatt den kraftigste raketten i verden og er i stand til å bære en nyttelast dobbelt så stor som den amerikanske MX.
Med undertegnelsen av START I-traktaten stoppet utviklingen av interkontinentale missiler i USA og Sovjetunionen. På den tiden utviklet hvert land et kompleks med en liten missil for å erstatte utdaterte tredjegenerasjons ICBM-er.
Det amerikanske Midgetman-programmet startet i april 1983 i samsvar med anbefalingene fra Scowcroft-kommisjonen, utnevnt av USAs president for å utvikle forslag for utvikling av landbaserte interkontinentale missiler. Utviklerne ble stilt ganske strenge krav: å sikre en flyrekkevidde på 11 000 km, og pålitelig ødeleggelse av små mål med et monoblokk atomstridshode. I dette tilfellet bør missilet ha en masse på ca. 15 tonn og være egnet for plassering i siloer og på flyttbare bakkeinstallasjoner. I utgangspunktet fikk dette programmet status som høyeste nasjonale prioritet og arbeidet startet for fullt. Veldig raskt ble det utviklet to versjoner av en tre-trinns rakett med en utskytningsmasse på 13,6 og 15 tonn Etter et konkurranseutsatt utvalg ble det besluttet å utvikle en rakett med større masse. Glassfiber og komposittmaterialer ble mye brukt i utformingen. Samtidig var utviklingen av en mobil beskyttet utskytningsrampe for dette missilet i gang.
Men med intensiveringen av arbeidet med SDI har det vært en tendens til å bremse arbeidet med Midgetman-programmet. I begynnelsen av 1990 ga president Reagan instruksjoner om å begrense arbeidet med dette komplekset, som aldri ble brakt til full beredskap.
I motsetning til den amerikanske, var den sovjetiske DBK av denne typen nesten klar for utplassering da traktaten ble signert. Flytester av missilet var i full gang og alternativer for kampbruk ble utviklet.
Lansering av RS-22B ICBM
For øyeblikket er det bare Kina som fortsetter å utvikle ICBM-er, og søker å lage et missil som er i stand til å konkurrere med amerikanske og russiske modeller. Det pågår arbeid med en rakett med fast brensel med MIRV. Den vil ha tre opprettholdertrinn med rakettmotorer med fast brensel og en utskytningsvekt på ca. 50 tonn. Utviklingsnivået i elektronikkindustrien vil gjøre det mulig (ifølge noen estimater) å lage et treghetskontrollsystem som er i stand til å gi en avfyringsnøyaktighet (CAO) på ikke mer enn 800 m. Det antas at det vil være basert på den nye ICBM vil være i silo launchers.
Strategiske atomsystemer har lenge blitt til avskrekkingsvåpen, og spiller mer i hendene på politikere enn militæret. Og hvis strategiske missiler ikke blir fullstendig eliminert, vil både Russland og USA måtte erstatte fysisk og moralsk foreldede ICBM-er med nye. Tiden vil vise hvordan de blir.
Den russiske hæren og marinen må alltid være utstyrt med de mest moderne våpen. Det opplyste Russlands president Vladimir Putin på et møte i det utvidede styret i Forsvarsdepartementet. Ifølge ham var andelen av nytt militært utstyr i de væpnede styrkene det siste året 68%, og i 2020 vil den øke til 70%. Som Putin understreket, har det skjedd kvalitative endringer i kommando og kontroll, robotikk og ubemannede fly. Samtidig skaper Washingtons ødeleggelse av våpenkontrollsystemet bekymring. Moskva vil ta hensyn til denne situasjonen i sin nasjonale forsvarsplan for 2020. Eksperter mener at den nåværende tilstanden til de russiske væpnede styrker og opprustningstakten er tilstrekkelig for moderne utfordringer og trusler mot nasjonal sikkerhet.
I desember begynte mannskapene på Peresvets mobile lasersystemer kamptjeneste. Dette ble uttalt av sjefen for generalstaben til RF Armed Forces Valery Gerasimov. Ifølge ham vil unike russiske våpen dekke strategiske mobilsystemer. Eksperter mener at hovedformålet med lasere vil være luftforsvar. "Peresvet" er det eneste kamplasersystemet i verden som er i stand til å forårsake skade på fly. Ifølge analytikere vil det unike våpenet bli mer kompakt i fremtiden og vil bli modernisert for bredere bruk blant troppene.
For 60 år siden ble det opprettet en ny type væpnede styrker innenfor strukturen til den sovjetiske hæren – Strategic Missile Forces (Strategic Missile Forces). De enorme ressursene som ble investert i deres dannelse tillot USSR å oppnå strategisk paritet med USA, som fortsatt er til i dag. De strategiske missilstyrkene består av tre hærer og 12 divisjoner, hvor arsenalet inkluderer rundt 400 silobaserte og mobile interkontinentale ballistiske missiler. Det forventes at innen 2024 vil formasjonene av strategiske missilstyrker være 100% utstyrt med moderne russiskproduserte komplekser. Som eksperter bemerker, er å opprettholde den høye kampberedskapen til denne typen tropper den viktigste garantisten for den russiske føderasjonens nasjonale sikkerhet.
De strategiske missilstyrkene forbereder seg på å ta i bruk det siste interkontinentale ballistiske missilet (ICBM) RS-28 Sarmat. Sjefen for denne grenen av de væpnede styrker, oberst general Sergei Karakaev, uttalte dette i et intervju med avisen Krasnaya Zvezda. Den første mottakeren av dette unike komplekset vil være et av regimentene til Uzhur Missile Division. Sarmat bør erstatte R-36M2 Voevoda ICBM, som har vært på kamptjeneste siden slutten av 1980-tallet. RS-28 vil ha en nesten ubegrenset rekkevidde og kunne bære opptil 10 tonn nyttelast. Ifølge eksperter vil utseendet til Sarmat i arsenalet til de strategiske missilstyrkene tillate Russland å opprettholde strategisk paritet med USA.
En forverring av eksisterende mellomstatlige motsetninger i Arktis kan føre til en væpnet konflikt, men scenariet med en storstilt konfrontasjon er utelukket. Dette ble uttalt av sjefen for Nordflåten (NF), viseadmiral Alexander Moiseev, som talte på forumet "The Arctic: Present and Future". Han kalte politikken til USA og andre vestlige land som nøkkelfaktoren for destabilisering. I følge det russiske forsvarsdepartementet, siden 2015, har intensiteten av operativ og kamptrening av NATO-tropper på høye breddegrader doblet seg. I denne forbindelse følger Russland en kurs for å styrke streike- og luftforsvarsevnen til den nordlige flåten.
Rådet for Den europeiske union har godkjent 13 nye programmer innenfor rammen av Permanent Structured Cooperation on Security and Defense (PESCO). Blant dem er TWISTER-prosjektet, rettet mot å lage et trusseldeteksjons- og sporingssystem som skal styrke Europas rakettforsvarsevner. Analytikere bemerker at europeiske land kan bli bekymret for spørsmålet om sitt eget missilforsvar på grunn av USAs tilbaketrekning fra INF-traktaten. Eksperter bemerker imidlertid at EU-statene ennå ikke snakker om å lage fullverdige systemer med slike våpen.
Nord-Koreas leder Kim Jong-un sa at landets sikkerhet må sikres gjennom «offensive» tiltak. Samtidig bemerket han tidligere at republikken ville ta skritt for å styrke sine væpnede styrker. Eksperter husker at i desember rapporterte DPRK to ganger om tester, men spesifiserte ikke nøyaktig hva. Ifølge analytikere ønsker nordkoreanske myndigheter på denne måten å presse USA til å fortsette dialogen, som har stoppet opp på grunn av Washingtons motvilje mot å gi innrømmelser.
Den kinesiske hæren har flytestet et nytt sjøutskytbart ballistisk missil som er i stand til å «treffe mål over hele USA med et atomstridshode», rapporterer The Washington Times, som siterer Pentagon-kilder.
For 45 år siden gikk det første regimentet bevæpnet med det interkontinentale ballistiske missilet R-36M (ICBM), som fikk NATO-kallenavnet "Satan" og status som verdens kraftigste strategiske missilsystem, på kamptjeneste. Missilet kunne bære mer enn 8 tonn nyttelast, og bryte gjennom et fiendtlig missilforsvarssystem. Avhengig av utstyret kan R-36M treffe mål med en rekkevidde på opptil 15 tusen km. På slutten av 1980-tallet ble en modernisert versjon av "Satan" utviklet for behovene til de strategiske missilstyrkene, som fortsatt er i tjeneste med de strategiske styrkene i Den russiske føderasjonen. Nå lages RS-28 Sarmat for å erstatte den. Ifølge eksperter er det ingen tilfeldighet at "Satan" har fått et så skremmende navn i Vesten. Mulighetene til denne ICBM gjør at den nesten garantert treffer de viktigste målene på fiendens territorium.
Den 17. desember feirer Strategic Missile Forces sin profesjonelle høytid. De gikk aldri inn i fiendtligheter, noe som er gode nyheter. Bare utseendet deres får deg til å tenke: "Er det verdt det?"
RG representerer landets mest formidable interkontinentale ballistiske missiler.
"Voivoda" - "Satan"
Kjennetegn:
Diameter: 3 meter;
Lengde: 34,3 meter;
Flyrekkevidde: 11 - 16 tusen kilometer;
Treffnøyaktighet: pluss/minus 500 meter;
Full kampberedskapstid: 62 sekunder;
Utskytningsvekt: 211 tonn;
Levetid: ca. 23 år.
Det to-trinns fjerde generasjons interkontinentale ballistiske missilet (ICBM) R-36M2 "Voevoda", kalt "Satan" i henhold til NATO-klassifiseringen, ble først testet i 1986 ved Baikonur. Oppskytningen endte uten hell - ved utgang startet ikke fremdriftssystemet i første trinn, og raketten falt inn i tønnen og ødela oppskytningssiloen fullstendig. Imidlertid ble komplekset tatt i bruk allerede i 1988.
"Voevoda" ble inkludert i Guinness rekordbok som den mektigste og tyngste i verden. Gitt flyrekkevidden for denne ICBM, er det ingen uoppnåelige mål på jorden. Ifølge eksperter er ikke "Satan" redd for noe missilforsvar på grunn av de kraftige distraherende målene den bærer. I tillegg er raketten i stand til å skyte opp selv under forhold som oppstår etter en atomeksplosjon.
Foreløpig er det bare Voevodes med et stridshode som tilsvarer 7,5 megatonn TNT som er på kamptjeneste. Mange av de tidlige modifikasjonene av disse ICBM-ene ble omgjort til Dnepr-utskytningskjøretøyer, ved hjelp av hvilke satellitter for forskjellige formål ble skutt opp i lav bane rundt jorden.
"Topol - M" - "Sigd"
Kjennetegn:
Diameter - 1,86 meter;
Lengde - 22,7 meter;
Flyrekkevidde: 11 tusen kilometer;
Treffnøyaktighet: pluss/minus 200 meter;
Utskytningsvekt: 47,1 tonn.
"Topol-M", kodenavnet "Sickle" av NATO, finnes i to versjoner - mobil og silobasert. Sistnevnte er mer kjent; vi kan jevnlig se den på parader i anledning Seiersdagen. Dette er det første ballistiske missilet som ble opprettet etter Sovjetunionens kollaps. I gruveversjonen gikk den inn i kamptjeneste i 1997, i mobilversjonen - i 2000.
I begge versjoner har ICBM brede kampevner, høyeste skytingsnøyaktighet og evne til å utføre langsiktig kampplikt på forskjellige nivåer av kampberedskap. Samtidig er missilet svært motstandsdyktig mot skadelige faktorer under flyging og har evnen til å overvinne dypt missilforsvar. Mulighetene til den mobile Topol er unike på mange måter. Det er minst en og en halv gang bedre enn forrige generasjons system når det gjelder effektivitet i å treffe mål og manøvrerbarhet. I tillegg klarte utviklerne å oppnå høy manøvrerbarhet av komplekset og hemmelighold av handlinger, noe som betydelig øker overlevelsesevnen til mannskapene.
"Godt gjort" med "Skalpell" på jernbanen
Kjennetegn:
Diameter: 2,4 meter;
Lengde: 23 meter;
Flyrekkevidde: 10,1 tusen kilometer;
Treffnøyaktighet: 200 til 500 meter;
Utskytningsvekt: 104,8 tonn.
I 1987 gikk det første toget med strategiske missiler i tjeneste med USSR. Det var "Molodets"-jernbanekomplekset med det ballistiske missilet RT-23 UTTH, som fikk kallenavnet "Skalpell" i NATO. Fram til 1994 var 12 slike tog i kamptjeneste. Deretter ble alle togene skrotet, bortsett fra to, som ble overført til museer.
Kampjernbanemissilsystemet (BZHRK) ble utviklet av akademikernes brødre Vladimir og Alexey Utkin i 18 år. Komposisjonene ble testet under forskjellige klimatiske forhold, og vellykkede lanseringer ble utført overalt. Togene, som utad lignet vanlige kjøleskapsvogner, fraktet 70 militært personell under kamptjeneste. Lokomotiver ble drevet av offiserer og politibetjenter i stedet for sjåfører.
Strategiske tog ble trukket ut av drift under START-2-traktaten. I år kunngjorde imidlertid representanter for Forsvarsdepartementet starten på designarbeidet med å lage en ny generasjon av jernbanemissilsystemer.
De nøyaktige egenskapene er ikke avslørt. Omtrentlig data er kjent:
Diameter: mindre enn 2 meter;
Lengde: ca 23 meter;
Flyrekkevidde: 11 tusen kilometer.
Det moderne russiske ballistiske missilet med flere stridshoder er en modernisering av Topol-M-kompleksene. ICBM ble tatt i bruk i 2009, og testene startet i mai 2007, alle var vellykkede. Det er planlagt at Yars i fremtiden vil erstatte missilene som nærmer seg avviklingsdatoen, og sammen med Topol vil de danne anslagsstyrken til de strategiske missilstyrkene.
Den 20. januar 1960 ble verdens første interkontinentale ballistiske missil, R-7, tatt i bruk i USSR. På grunnlag av denne raketten ble det opprettet en hel familie av middels klasse bæreraketter, som ga et stort bidrag til romutforskning. Det var R-7 som lanserte Vostok-romfartøyet i bane med den første kosmonauten - Yuri Gagarin. Vi bestemte oss for å snakke om fem legendariske sovjetiske ballistiske missiler.
Det to-trinns R-7 interkontinentale ballistiske missilet, kjærlig kalt "syv", hadde et avtakbart stridshode som veide 3 tonn. Raketten ble utviklet i 1956–1957 ved OKB-1 nær Moskva under ledelse av Sergei Pavlovich Korolev. Det ble det første interkontinentale ballistiske missilet i verden. R-7 ble tatt i bruk 20. januar 1960. Den hadde en rekkevidde på 8 tusen km. Senere ble en modifikasjon av R-7A tatt i bruk med en rekkevidde økt til 11 tusen km. R-7 brukte flytende to-komponent drivstoff: flytende oksygen som oksidasjonsmiddel, og T-1 parafin som drivstoff. Testing av raketten begynte i 1957. De tre første lanseringene var mislykkede. Det fjerde forsøket var vellykket. R-7 bar et termonukleært stridshode. Kastevekten var 5400–3700 kg.
Video
R-16
I 1962 tok USSR i bruk R-16-missilet. Modifikasjonen ble det første sovjetiske missilet som var i stand til å skyte opp fra en silo-utskyter. Til sammenligning ble den amerikanske SM-65 Atlas også lagret i gruven, men kunne ikke starte fra gruven: før de ble lansert, steg de til overflaten. R-16 er også det første sovjetiske to-trinns interkontinentale ballistiske missilet som bruker høytkokende drivstoffkomponenter med et autonomt kontrollsystem. Missilet ble tatt i bruk i 1962. Behovet for å utvikle dette missilet ble bestemt av de lave taktiske, tekniske og operasjonelle egenskapene til den første sovjetiske ICBM R-7. Opprinnelig skulle R-16 bare skytes opp fra bakkeutskytere. R-16 var utstyrt med et avtakbart monoblokk-stridshode av to typer, forskjellig i kraften til den termonukleære ladningen (ca. 3 Mt og 6 Mt). Maksimal flyrekkevidde var avhengig av massen og følgelig kraften til stridshodet, fra 11 tusen til 13 tusen km. Den første rakettoppskytingen endte i en ulykke. Den 24. oktober 1960, på Baikonur-teststedet, under den planlagte første testoppskytningen av R-16-raketten på stadiet av forutskytningsarbeidet, omtrent 15 minutter før oppskytingen, skjedde det en uautorisert start av andretrinnsmotorene pga. passeringen av en for tidlig kommando for å starte motorene fra den nåværende distributøren, som var forårsaket av et grovt brudd på missilforberedelsesprosedyren. Raketten eksploderte på utskytningsrampen. 74 mennesker ble drept, inkludert sjefen for de strategiske missilstyrkene, marskalk M. Nedelin. Senere ble R-16 basemissilet for å lage en gruppe interkontinentale missiler fra Strategic Missile Forces.
RT-2 ble det første sovjetiske serielle fastdrivende interkontinentale ballistiske missilet. Den ble tatt i bruk i 1968. Dette missilet hadde en rekkevidde på 9400–9800 km. Kastevekt - 600 kg. RT-2 ble preget av sin korte forberedelsestid for lansering - 3–5 minutter. For P-16 tok det 30 minutter. De første flytestene ble utført fra teststedet Kapustin Yar. Det var 7 vellykkede lanseringer. Under den andre testfasen, som fant sted fra 3. oktober 1966 til 4. november 1968 på prøvestedet Plesetsk, var 16 av 25 oppskytinger vellykkede. Raketten var i drift til 1994.
RT-2 rakett i Motovilikha-museet, Perm
R-36
R-36 var et kraftig missil som var i stand til å bære en termonukleær ladning og trenge gjennom et kraftig missilforsvarssystem. R-36 hadde tre stridshoder på 2,3 Mt hver. Missilet ble tatt i bruk i 1967. I 1979 ble den trukket ut av drift. Raketten ble skutt opp fra en silokaster. I løpet av testprosessen ble det utført 85 oppskytinger, hvorav 14 feil oppstod, hvorav 7 skjedde i de første 10 oppskytningene. Totalt ble det utført 146 oppskytinger av alle modifikasjoner av raketten. R-36M - videreutvikling av komplekset. Denne raketten er også kjent som "Satan". Det var verdens kraftigste kampmissilsystem. Den var betydelig overlegen sin forgjenger, R-36: i skytingsnøyaktighet - 3 ganger, i kampberedskap - 4 ganger, i utskytningssikkerhet - 15–30 ganger. Missilets rekkevidde var opptil 16 tusen km. Kastevekt - 7300 kg.
Video
"Temp-2S"
"Temp-2S" er det første mobile missilsystemet i USSR. Den mobile utskyteren var basert på et seksakslet MAZ-547A hjulunderstell. Komplekset var ment å angripe godt beskyttede luftvern-/missilforsvarssystemer og viktig militær og industriell infrastruktur som ligger dypt inne i fiendens territorium. Flytester av Temp-2S-komplekset begynte med den første oppskytingen av en rakett 14. mars 1972 på prøvestedet Plesetsk. Flyutviklingsstadiet i 1972 gikk ikke veldig greit: 3 av 5 oppskytinger mislyktes. Totalt ble det utført 30 oppskytinger under flytesting, hvorav 7 var nødoppskytinger. På sluttfasen av felles flytesting på slutten av 1974 ble det utført en salveoppskyting av to missiler, og den siste testoppskytningen ble utført 29. desember 1974. Temp-2S mobile bakkebaserte missilsystem ble tatt i bruk i desember 1975. Missilets rekkevidde var 10,5 tusen km. Missilet kunne bære et 0,65–1,5 Mt termonukleært stridshode. En videreutvikling av Temp-2S-missilsystemet var Topol-komplekset.
NATO ga navnet “SS-18 “Satan” (“Satan”) til familien av russiske missilsystemer med et tungt bakkebasert interkontinentalt ballistisk missil, utviklet og tatt i bruk på 1970-1980-tallet. I følge den offisielle russiske klassifiseringen , dette er R-36M, R-36M UTTH, R-36M2, RS-20. Og amerikanerne kalte dette missilet "Satan" av den grunn at det er vanskelig å skyte det ned, og i de enorme territoriene til USA og Vest-Europa vil disse russiske missilene skape helvete.
SS-18 "Satan" ble opprettet under ledelse av sjefdesigner V.F. Utkin. Når det gjelder sine egenskaper, overgår dette missilet det kraftigste amerikanske missilet, Minuteman-3.
Satan er det kraftigste interkontinentale ballistiske missilet på jorden. Det er først og fremst ment å ødelegge de mest befestede kommandopostene, ballistiske missilsiloer og flybaser. Atomeksplosivene til ett missil kan ødelegge en stor by, en veldig stor del av USA. Treffnøyaktigheten er omtrent 200-250 meter.
«Raketten er plassert i verdens sterkeste siloer»; ifølge de første rapportene - 2500-4500 psi, noen miner - 6000-7000 psi. Dette betyr at dersom det ikke blir direkte truffet av amerikanske atomeksplosiver på gruven, vil raketten tåle et kraftig slag, luken vil åpne seg og «Satan» vil fly ut av bakken og skynde seg mot USA, hvor det i en halv time vil han gi amerikanerne helvete. Og dusinvis av slike missiler vil skynde seg mot USA. Og hvert missil inneholder ti individuelt målrettede stridshoder. Kraften til stridshodene er lik 1200 bomber som ble sluppet av amerikanerne på Hiroshima. Med ett slag kan Satan-missilet ødelegge amerikanske og vesteuropeiske anlegg over et område på opptil 500 kvadratmeter. kilometer. Og dusinvis av slike missiler vil fly mot USA. Dette er fullstendig kaput for amerikanerne. «Satan» trenger lett gjennom det amerikanske rakettforsvarssystemet.
Hun var usårbar på 80-tallet og fortsetter å være skummel for amerikanere i dag. Amerikanere vil ikke være i stand til å skape pålitelig beskyttelse mot den russiske "Satan" før 2015-2020. Men det som skremmer amerikanerne enda mer er det faktum at russerne har begynt å utvikle enda flere sataniske missiler.
"SS-18-missilet bærer 16 plattformer, hvorav en er lastet med lokkefugler. Når de går inn i en høy bane, går alle «Satan»-hoder «i en sky» av falske mål og blir praktisk talt ikke identifisert av radarer.»
Men selv om amerikanerne ser "Satan" på det siste segmentet av banen, er hodene til "Satan" praktisk talt ikke sårbare for anti-missilvåpen, fordi å ødelegge "Satan" bare et direkte treff på hodet av et veldig kraftig anti-missil er nødvendig (og amerikanerne har ikke anti-missiler med slike egenskaper). "Så et slikt nederlag er veldig vanskelig og praktisk talt umulig med nivået på amerikansk teknologi i de kommende tiårene. Når det gjelder de berømte laservåpnene for å skade hoder, har SS-18 dem dekket med massiv rustning med tillegg av uranium-238, et ekstremt tungt og tett metall. En slik rustning kan ikke "brennes gjennom" av en laser. I alle fall med de laserne som kan bygges i løpet av de neste 30 årene. Pulser av elektromagnetisk stråling kan ikke slå ned SS-18 flykontrollsystemet og dets hoder, fordi alle kontrollsystemene til "Satan" er duplisert, i tillegg til elektroniske, av pneumatiske automatiske maskiner."
Ved midten av 1988 var 308 Satan interkontinentale missiler klare til å fly fra de underjordiske gruvene i USSR mot USA og Vest-Europa. "Av de 308 utskytningsminene som fantes i USSR på den tiden, sto Russland for 157. Resten var i Ukraina og Hviterussland." Hvert missil har 10 stridshoder. Kraften til stridshodene er lik 1200 bomber som ble sluppet av amerikanerne på Hiroshima. Med ett slag kan Satan-missilet ødelegge amerikanske og vesteuropeiske anlegg over et område på opptil 500 kvadratmeter. kilometer. Og om nødvendig vil tre hundre slike missiler fly mot USA. Dette er fullstendig kaput for amerikanere og vesteuropeere.
Utviklingen av det strategiske missilsystemet R-36M med et tredjegenerasjons tungt interkontinentalt ballistisk missil 15A14 og en silokaster med økt sikkerhet 15P714 ble ledet av Yuzhnoye Design Bureau. Det nye missilet brukte alle de beste utviklingene som ble oppnådd under opprettelsen av det forrige komplekset, R-36.
De tekniske løsningene som ble brukt til å lage raketten gjorde det mulig å lage verdens kraftigste kampmissilsystem. Den var betydelig overlegen sin forgjenger, R-36:
- når det gjelder skuddnøyaktighet - 3 ganger.
- når det gjelder kampberedskap - 4 ganger.
- når det gjelder energikapasiteten til raketten - 1,4 ganger.
- i henhold til den opprinnelig etablerte garantiperioden for drift - 1,4 ganger.
- når det gjelder oppskytningssikkerhet - 15-30 ganger.
- når det gjelder utnyttelsesgraden av utskytningsvolumet - 2,4 ganger.
Totrinns R-36M-raketten ble laget i henhold til "tandem"-designet med et sekvensielt arrangement av trinn. For å optimalisere bruken av volum ble tørre rom ekskludert fra raketten, med unntak av andre trinns mellomtrinnsadapter. De anvendte designløsningene gjorde det mulig å øke drivstofftilførselen med 11 % samtidig som diameteren ble opprettholdt og den totale lengden på de to første stadiene av raketten ble redusert med 400 mm sammenlignet med 8K67-raketten.
Det første trinnet bruker fremdriftssystemet RD-264, bestående av fire 15D117 enkammermotorer som opererer i en lukket krets, utviklet av KBEM (sjefdesigner - V.P. Glushko). Motorene er hengslet og deres avbøyning i henhold til kommandoer fra kontrollsystemet gir kontroll over rakettens flyvning.
Det andre trinnet bruker et fremdriftssystem som består av en hoved-en-kammer 15D7E (RD-0229) motor som opererer i en lukket krets og en fire-kammer styremotor 15D83 (RD-0230) som opererer i en åpen krets.
Rakettens rakettmotorer med flytende drivstoff opererte på høytkokende to-komponent selvantennende drivstoff. Usymmetrisk dimetylhydrazin (UDMH) ble brukt som drivstoff, og dinitrogentetroksid (AT) ble brukt som oksidasjonsmiddel.
Separasjonen av første og andre trinn er gassdynamisk. Det ble sikret ved aktivering av eksplosive bolter og utstrømning av trykkgasser fra drivstofftankene gjennom spesielle vinduer.
Takket være det forbedrede pneumatisk-hydrauliske systemet til raketten med fullstendig ampulisering av drivstoffsystemer etter tanking og eliminering av lekkasje av komprimerte gasser fra siden av raketten, var det mulig å øke tiden brukt i full kampberedskap til 10-15 år med potensial for drift inntil 25 år.
De skjematiske diagrammene av raketten og kontrollsystemet ble utviklet basert på muligheten for å bruke tre varianter av stridshodet:
- Lett monoblokk med en ladekapasitet på 8 Mt og en rekkevidde på 16 000 km;
- Tung monoblokk med en ladekapasitet på 25 Mt og en rekkevidde på 11 200 km;
- Flere stridshoder (MIRV) på 8 stridshoder med en kapasitet på 1 Mt hver;
Alle missilstridshoder var utstyrt med et forbedret system av midler for å overvinne missilforsvar. For første gang ble det laget kvasi-tunge lokkeduer for at missilforsvarssystemet 15A14 skulle trenge gjennom missilforsvarssystemet. Takket være bruken av en spesiell boostermotor med fast drivstoff, hvis gradvis økende skyvekraft kompenserer for lokkemidlets aerodynamiske bremsekraft, var det mulig å imitere egenskapene til stridshoder i nesten alle selektivitetsegenskaper i den ekstraatmosfæriske delen av banen og en betydelig del av den atmosfæriske delen.
En av de tekniske nyvinningene som i stor grad bestemte det høye ytelsesnivået til det nye missilsystemet var bruken av mørteloppskyting av et missil fra en transport- og utskytningsbeholder (TPC). For første gang i verdenspraksis ble et mørteldesign for en tung væskedrevet ICBM utviklet og implementert. Ved oppskytingen presset trykket skapt av pulvertrykkakkumulatorene raketten ut av TPK, og først etter å ha forlatt siloen ble rakettmotoren startet.
Missilet, plassert på produksjonsanlegget i en transport- og utskytningscontainer, ble transportert og installert i en silo-utskytningsanordning (silo) uten drivstoff. Raketten ble fylt med drivstoffkomponenter og stridshodet ble dokket etter installering av TPK med raketten i siloen. Kontroller av ombordsystemer, forberedelse til oppskyting og oppskyting av raketten ble utført automatisk etter at kontrollsystemet mottok de riktige kommandoene fra en ekstern kommandopost. For å forhindre uautorisert lansering aksepterte kontrollsystemet kun kommandoer med en bestemt kodenøkkel for utførelse. Bruken av en slik algoritme ble mulig takket være innføringen av et nytt sentralisert kontrollsystem ved alle kommandopostene til de strategiske missilstyrkene.
Missilkontrollsystemet er autonomt, treghet, tre-kanals med flerlags majoritetskontroll. Hver kanal ble selvtestet. Hvis kommandoene til alle tre kanalene ikke stemte, ble kontrollen overtatt av den vellykket testede kanalen. Kabelnettet ombord (BCN) ble ansett som absolutt pålitelig og var ikke defekt i tester.
Akselerasjonen av gyroplattformen (15L555) ble utført av tvangsakselerasjonsautomatiske maskiner (AFA) av digitalt bakkebasert utstyr (TsNA), og i de første stadiene av arbeidet - av programvareenheter for å akselerere gyroplattformen (PUG). Innebygd digital datamaskin (ONDVM) (15L579) 16-bit, ROM - minnekube. Programmering ble gjort i maskinkoder.
Utvikleren av kontrollsystemet (inkludert datamaskinen ombord) var Electrical Instrumentation Design Bureau (KBE, nå JSC Khartron, Kharkov), omborddatamaskinen ble produsert av Kiev Radio Plant, kontrollsystemet ble masseprodusert ved fabrikkene Shevchenko og Kommunar (Kharkov).
Utviklingen av tredje generasjons strategiske missilsystem R-36M UTTH (GRAU-indeks - 15P018, START-kode - RS-20B, i henhold til USAs og NATO-klassifiseringen - SS-18 Mod.4) med et 15A18-missil utstyrt med en 10- blokkere flere stridshoder har begynt 16. august 1976.
Missilsystemet ble opprettet som et resultat av implementeringen av et program for å forbedre og øke kampeffektiviteten til det tidligere utviklede 15P014 (R-36M) komplekset. Komplekset sikrer ødeleggelse av opptil 10 mål med ett missil, inkludert høystyrke små eller spesielt store mål plassert i terreng på opptil 300 000 km², under forhold med effektiv motvirkning av fiendtlige missilforsvarssystemer. Økt effektivitet av det nye komplekset ble oppnådd gjennom:
- øke opptaksnøyaktigheten med 2-3 ganger;
- øke antall stridshoder (BB) og kraften til deres ladninger;
- øke BB-oppdrettsområdet;
- bruk av høyt beskyttede silo-utskytere og kommandoposter;
- øker sannsynligheten for å bringe utskytningskommandoer til siloen.
Oppsettet til 15A18-raketten ligner på 15A14. Dette er en totrinns rakett med et tandemarrangement av trinn. Den nye raketten bruker første og andre trinn av 15A14-raketten uten modifikasjoner. Førstetrinnsmotoren er en firekammer rakettmotor RD-264 med flytende drivstoff med lukket design. Det andre trinnet bruker en ett-kammer fremdriftsrakettmotor RD-0229 av en lukket krets og en fire-kammer styringsrakettmotor RD-0257 av en åpen krets. Separasjonen av etapper og separasjonen av kampstadiet er gassdynamisk.
Hovedforskjellen til det nye missilet var det nyutviklede forplantningstrinnet og MIRV med ti nye høyhastighetsenheter med økte kraftladninger. Fremdriftstrinnsmotoren er en firekammers, dobbel modus (skyvekraft 2000 kgf og 800 kgf) med flere (opptil 25 ganger) veksling mellom moduser. Dette lar deg skape de mest optimale forholdene for avl av alle stridshoder. Et annet designtrekk ved denne motoren er to faste posisjoner av forbrenningskamrene. Under flukt er de plassert inne i forplantningsstadiet, men etter at scenen er skilt fra raketten, flytter spesielle mekanismer forbrenningskamrene utover den ytre konturen av rommet og distribuerer dem for å implementere "trekke"-ordningen for forplantning av stridshoder. Selve MIR er laget i henhold til en to-lags design med en enkelt aerodynamisk kåpe. Minnekapasiteten til den innebygde datamaskinen ble også økt og kontrollsystemet ble modernisert for å bruke forbedrede algoritmer. Samtidig ble skuddnøyaktigheten forbedret med 2,5 ganger, og beredskapstiden for utskyting ble redusert til 62 sekunder.
R-36M UTTH-missilet i en transport- og utskytningscontainer (TPK) er installert i en silo-utskytningsanordning og er på kamptjeneste i drevet tilstand i full kampberedskap. For å laste TPK inn i en gruvestruktur har SKB MAZ utviklet spesielt transport- og installasjonsutstyr i form av en semitrailer for langrenn med en traktor basert på MAZ-537. Mørtelmetoden for å skyte opp en rakett brukes.
Flydesigntester av R-36M UTTH-raketten begynte 31. oktober 1977 på Baikonur-teststedet. I følge flytestprogrammet ble det utført 19 oppskytinger, hvorav 2 mislyktes. Årsakene til disse feilene ble avklart og eliminert, og effektiviteten av tiltakene som ble tatt ble bekreftet av påfølgende lanseringer. Totalt ble det utført 62 oppskytinger, hvorav 56 var vellykkede.
18. september 1979 begynte tre missilregimenter kamptjeneste ved det nye missilkomplekset. Fra 1987 ble 308 R-36M UTTH ICBMer utplassert som en del av fem missildivisjoner. Fra mai 2006 inkluderte de strategiske missilstyrkene 74 silo-utskytere med R-36M UTTH og R-36M2 ICBM, utstyrt med 10 stridshoder hver.
Den høye påliteligheten til komplekset har blitt bekreftet av 159 lanseringer i september 2000, hvorav bare fire var mislykkede. Disse feilene under lanseringen av serieprodukter skyldes produksjonsfeil.
Etter sammenbruddet av Sovjetunionen og den økonomiske krisen på begynnelsen av 1990-tallet, oppsto spørsmålet om å forlenge levetiden til R-36M UTTH til de ble erstattet av nye russisk-utviklede komplekser. For dette formålet ble R-36M UTTH-raketten, produsert for 19,5 år siden, skutt opp 17. april 1997. NPO Yuzhnoye og det fjerde sentrale forskningsinstituttet i Moskva-regionen utførte arbeid for å øke garantiperioden for missiler fra 10 år suksessivt til 15, 18 og 20 år. Den 15. april 1998 ble det gjennomført en treningsoppskyting av R-36M UTTH-raketten fra Baikonur Cosmodrome, hvor ti treningsstridshoder traff alle treningsmål på Kura treningsplass i Kamchatka.
En felles russisk-ukrainsk satsing ble også opprettet for utvikling og videre kommersiell bruk av Dnepr lett-klasse bærerakett basert på R-36M UTTH og R-36M2 missilene
Den 9. august 1983, ved en resolusjon fra Ministerrådet i USSR, fikk Yuzhnoye Design Bureau i oppgave å modifisere R-36M UTTH-missilet slik at det kunne overvinne det lovende amerikanske missilforsvarssystemet (ABM). I tillegg var det nødvendig å øke beskyttelsen av missilet og hele komplekset fra de skadelige faktorene til en atomeksplosjon.
Utsikt over instrumentrommet (ekspansjonsstadiet) til 15A18M-raketten fra stridshodesiden. Elementer av forplantningsmotoren er synlige (aluminiumfarget - drivstoff- og oksidasjonstanker, grønne - sfæriske sylindre i forskyvningsforsyningssystemet), kontrollsysteminstrumenter (brun og sjøgrønn).
Den øvre bunnen av det første trinnet er 15A18M. På høyre side er det fradokket andre trinn, en av styremotorens dyser er synlig.
Fjerde generasjons missilsystem R-36M2 "Voevoda" (GRAU-indeks - 15P018M, START-kode - RS-20V, i henhold til USAs og NATO-klassifiseringen - SS-18 Mod.5/Mod.6) med en flerbruks tung- klasse interkontinentale missil 15A18M er beregnet på å treffe alle typer mål beskyttet av moderne missilforsvarssystemer under alle kampforhold, inkludert flere atomnedslag i et posisjonsområde. Bruken gjør det mulig å implementere en strategi med garantert gjengjeldelse.
Som et resultat av bruken av de nyeste tekniske løsningene er energikapasiteten til 15A18M-raketten økt med 12 % sammenlignet med 15A18-raketten. Samtidig er alle vilkår for begrensninger på dimensjoner og startvekt pålagt av SALT-2 avtalen oppfylt. Missiler av denne typen er de kraftigste av alle interkontinentale missiler. Når det gjelder teknologisk nivå, har komplekset ingen analoger i verden. Missilsystemet bruker aktiv beskyttelse av silo-utskyteren fra atomstridshoder og høypresisjons ikke-atomvåpen, og for første gang i landet ble det utført ikke-atomavlytting av høyhastighets ballistiske mål i lav høyde.
Sammenlignet med prototypen klarte det nye komplekset å oppnå forbedringer i mange egenskaper:
- øker nøyaktigheten med 1,3 ganger;
- 3 ganger økning i batterilevetid;
- reduserer kampberedskapstiden med 2 ganger.
- øke området til stridshodefrigjøringssonen med 2,3 ganger;
- bruk av høyeffektladninger (10 individuelt styrte flere stridshoder med en kraft på 550 til 750 kt hver; total kastevekt - 8800 kg);
- muligheten for å starte fra konstant kampberedskapsmodus i henhold til en av de planlagte målbetegnelsene, samt operativ retargeting og lansering i henhold til enhver ikke-planlagt målbetegnelse sendt fra det høyeste kontrollnivået;
For å sikre høy kampeffektivitet under spesielt vanskelige kampforhold, under utviklingen av R-36M2 Voevoda-komplekset, ble det gitt spesiell oppmerksomhet til følgende områder:
- øke sikkerheten og overlevelsesevnen til siloer og kommandoposter;
- å sikre stabiliteten til kampkontroll under alle bruksforhold for komplekset;
- øke autonomitiden til komplekset;
- øke garantiperioden;
- å sikre missilets motstand under flukt mot de skadelige faktorene ved bakkebaserte og høye atomeksplosjoner;
- utvide operative evner for å remålrette missiler.
En av hovedfordelene med det nye komplekset er evnen til å støtte missiloppskytinger under forhold med gjengjeldelse når de utsettes for bakkebaserte og høye kjernefysiske eksplosjoner. Dette ble oppnådd ved å øke overlevelsesevnen til missilet i silo-utskyteren og betydelig øke motstanden til missilet under flukt mot de skadelige faktorene ved en atomeksplosjon. Rakettkroppen har et multifunksjonelt belegg, beskyttelse av kontrollsystemutstyret mot gammastråling er introdusert, hastigheten til de utøvende organene til konter økt med 2 ganger, hodekappen er skilt etter å ha passert gjennom sonen av blokkerende atomeksplosjoner i stor høyde, har motorene til det første og andre trinnet av raketten økt i skyvekraft.
Som et resultat reduseres radiusen til missilets skadesone med en blokkerende atomeksplosjon, sammenlignet med 15A18-missilet, med 20 ganger, motstanden mot røntgenstråling økes med 10 ganger, og motstanden mot gamma-nøytronstråling økes. 100 ganger. Missilet er motstandsdyktig mot effekten av støvformasjoner og store jordpartikler som er tilstede i skyen under en bakkebasert atomeksplosjon.
For missilet ble siloer med ultrahøy beskyttelse mot skadelige faktorer fra atomvåpen bygget ved å utstyre siloene til 15A14 og 15A18 missilsystemene. De implementerte nivåene av missilmotstand mot de skadelige faktorene til en atomeksplosjon sikrer dens vellykkede oppskyting etter en ikke-skadelig atomeksplosjon direkte ved utskyteren og uten å redusere kampberedskapen når den utsettes for en tilstøtende utskytningsrampe.
Raketten er laget i henhold til en to-trinns design med et sekvensielt arrangement av trinn. Missilet bruker lignende oppskytingsordninger, sceneseparasjon, stridshodeseparasjon og frakobling av kamputstyrselementer, som har vist et høyt nivå av teknisk fortreffelighet og pålitelighet i 15A18-missilet.
Fremdriftssystemet til det første trinnet av raketten inkluderer fire hengslede enkeltkammer flytende drivstoffmotorer med et turbopumpe drivstofftilførselssystem og laget i en lukket krets.
Det andre trinns fremdriftssystemet inkluderer to motorer: en opprettholder ettkammer RD-0255 med en turbopumpeforsyning av drivstoffkomponenter, laget i en lukket krets, og en styring RD-0257, en firekammer, åpen krets, tidligere brukt på 15A18 rakett. Motorer i alle trinn opererer på flytende høytkokende komponenter av UDMH+AT-drivstoff; trinnene er fullstendig ampulisert.
Kontrollsystemet er utviklet på grunnlag av to høyytelses digitale kontrollsystemer (ombord og bakkebasert) av en ny generasjon og et høypresisjonskompleks av kommandoinstrumenter som kontinuerlig opererer under kamptjeneste.
En ny nesekappe er utviklet for raketten, som gir pålitelig beskyttelse av stridshodet mot de skadelige faktorene ved en atomeksplosjon. De taktiske og tekniske kravene gitt for å utstyre missilet med fire typer stridshoder:
- to monoblock stridshoder - med et "tungt" og et "lett" stridshode;
- MIRV med ti ustyrte stridshoder med en kapasitet på 0,8 Mt;
- Blandet MIRV bestående av seks ukontrollerte og fire kontrollerte stridshoder med et målsøkingssystem basert på terrengkart.
Som en del av kamputstyret er det laget svært effektive ra(“tunge” og “lette” lokkemidler, dipolreflektorer), som er plassert i spesielle kassetter, og det brukes termisk isolerende BB-deksler.
Tester av flydesign av R-36M2-komplekset begynte ved Baikonur i 1986. Den første oppskytingen 21. mars endte i en nødsituasjon: på grunn av en feil i kontrollsystemet startet ikke fremdriftssystemet i første trinn. Missilet, som kom ut av TPK, falt umiddelbart inn i gruvens aksel, eksplosjonen ødela raketten fullstendig. Det var ingen menneskelige skader.
Det første missilregimentet med R-36M2 ICBM gikk på kamptjeneste 30. juli 1988. 11. august 1988 ble missilsystemet tatt i bruk. Flydesigntester av det nye fjerde generasjons interkontinentale missilet R-36M2 (15A18M - "Voevoda") med alle typer kamputstyr ble fullført i september 1989. Fra mai 2006 inkluderte de strategiske missilstyrkene 74 silo-utskytere med R-36M UTTH og R-36M2 ICBM, utstyrt med 10 stridshoder hver.
Den 21. desember 2006, klokken 11:20 Moskva-tid, ble det utført en kamptreningsoppskyting av RS-20V. I følge sjefen for informasjons- og PR-tjenesten til de strategiske missilstyrkene, oberst Alexander Vovk, traff raketttrenings- og kampenhetene som ble lansert fra Orenburg-regionen (Ural-regionen) betingede mål med spesifisert nøyaktighet på Kura-treningsfeltet på Kamchatka. halvøy i Stillehavet. Den første etappen falt i distriktene Vagaisky, Vikulovsky og Sorokinsky i Tyumen-regionen. Den skilte seg i 90 kilometers høyde, det gjenværende drivstoffet brant da det falt til bakken. Lanseringen fant sted som en del av Zaryadye utviklingsarbeid. Lanseringene ga et bekreftende svar på spørsmålet om muligheten for å drive R-36M2-komplekset i 20 år.
Den 24. desember 2009, klokken 9.30 Moskva-tid, ble det interkontinentale ballistiske missilet RS-20V ("Voevoda") skutt opp, sa oberst Vadim Koval, pressesekretær for pressetjenesten og informasjonsavdelingen i Forsvarsdepartementet for forsvarsdepartementet. Strategiske missilstyrker: "Tjuefire desember 2009 Klokken 9.30 Moskva-tid skjøt de strategiske missilstyrkene opp et missil fra posisjonsområdet til formasjonen stasjonert i Orenburg-regionen," sa Koval. Ifølge ham ble lanseringen utført som en del av utviklingsarbeidet for å bekrefte flyytelsesegenskapene til RS-20V-missilet og forlenge levetiden til Voevoda-missilsystemet til 23 år.
Jeg personlig sover rolig når jeg vet at slike våpen beskytter freden vår...............
Laster inn...
