Р 39 – ВООРУЖЕНИЯ, ВОЕННАЯ ТЕХНИКА, ВОЕННО-ТЕХНИЧЕСКИЙ СБОРНИК, СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ, ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ ОПК, БАСТИОН ВТС, НЕВСКИЙ БАСТИОН, ЖУРНАЛ, СБОРНИК, ВПК, АРМИИ, ВЫСТАВКИ, САЛОНЫ, ВОЕННО-ТЕХНИЧЕСКИЕ, НОВОСТИ, ПОСЛЕДНИЕ НОВОСТИ, ВОЕННЫЕ НОВОСТИ, СОБЫТИЯ ФАКТЫ ВПК, НОВОСТИ ОПК, ОБОРОННАЯ ПРОМЫШЛЕННОСТЬ, МИНИСТРЕСТВО ОБОРОНЫ, СИЛОВЫХ СТРУКТУР, КРАСНАЯ АРМИЯ, СОВЕТСКАЯ АРМИЯ, РУССКАЯ АРМИЯ, ЗАРУБЕЖНЫЕ ВОЕННЫЕ НОВОСТИ, ВиВТ, ПВН, информация по военной технике, сайт по Военной технике

Р-39 — WiKi

История разработки

В июне 1971 года было принято решение Комиссии по военно-промышленным вопросам, согласно которому КБ машиностроения задавалась разработка комплекса Д-19 с твердотопливной ракетой. Предполагалось оснащение ракеты тремя вариантами головных частей — моноблочной и двумя с разделяющейся головной частью — с 3-5 блоками средней мощности и 8-10 блоками малого класса мощности. В июле 1972 года была закончена разработка аванпроекта^[4].

Согласно одному из вариантов аванпроекта ракета должна была быть трёхступенчатой, с массой около 75 тонн, диаметром 2,7 м и высотой 15 м. Сопло второй ступени совмещалось с передним днищем первой ступени, двигатель третьей ступени состоял из четырех блоков, размещавшихся вместе с боевым оснащением между второй ступенью и головным отсеком. В головном отсеке располагались приборы и двигатель боевой ступени. В отличие от разработанных КБ Машиностроения ракет с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), предполагался сухой метод старта. Особенностью стало применение амортизационной ракетно-стартовой системы (АРСС). Стартовый стол отсутствовал — ракета подвешивалась с помощью семитонной АРСС в шахте. Пуск ракеты осуществлялся с помощью стартового твердотопливного двигателя массой около 4-х тонн, выполнявшегося в форме кольца и расположенного вокруг сопла двигателя первой ступени. Был предложен также вариант с традиционной компоновкой — с переходным отсеком, без совмещения элементов двигателей первой и второй ступени

[5]. При обсуждении аванпроекта подробно, с проектными проработками, рассматривались вопросы целесообразности отказа от традиционного переходного отсека, применения кольцевого стартового двигателя, использования АРСС, выбора марки твердых топлив^[5].

Постановление правительства № 692/222 о создании нового ракетного комплекса Д-19 системы «Тайфун» вышло 16 сентября 1973 года. Постановлением задавалась разработка подводной лодки проекта 941, оснащаемой двадцатью твердотопливными ракетами 3М65. Головным разработчиком ракеты назначалось КБ Машиностроения (главный конструктор В. П. Макеев), разработчиком двигателя первой ступени КБ «Южное» совместно с НПО «Алтай». Ранее, 22 февраля 1973 года, вышло постановление о разработке КБ «Южное» технического предложения на комплекс РТ-23 с ракетой 15Ж44 и унификацией двигателей первых ступеней ракет 15Ж44 и 3М65

[6]. В декабре 1974 года был закончен эскизный проект, в котором предлагался вариант ракет с использованием межступенчатого отсека и ростом погрузочной массы ракеты (вместе с АРСС) до 90 тонн^[5].

Эскизный проект подвергался изменениям. Так, в июне 1975 года вышло дополнение, согласно которому оставался только один тип боевого оснащения — десять боевых блоков мощностью 100 кт, применялся моноблочный двигатель третьей ступени и вместо стартового двигателя использовался пороховой аккумулятор давления. Изменения в компоновочной схеме ракеты привели к удлинению ракетной шахты с 15 до 16,5 метров и росту погрузочной массы ракеты до 90-95 тонн. В августе 1975 года вышло постановление правительства, в котором сформировался окончательный вариант ракеты Р-39, единственный вариант оснащения с десятью боевыми блоками и максимальная дальность в 10000 км (по образному выражению разработчиков формула «10 на 10»)

[7].

В декабре 1976 и феврале 1981 года вышли постановления правительства, которыми закреплялось изменение типа топлив на второй и третьей ступенях, уменьшение максимальной дальности стрельбы с 10 000 до 8 300 км и в сторону увеличения корректировались сроки создания комплекса^[7].

Конструкция ракеты

Конструктивно ракета Р-39 состоит из трёх маршевых твердотопливных ступеней, разделяющейся головной части с жидкостным ракетным двигателем и амортизационной ракетно-стартовой ступени (АРСС)^[8]. Корпуса всех маршевых ступеней выполнены из композиционных материалов с намоткой нитей типа «кокон», имеют малое относительное удлинение и утопленные сопла

[8].

Двигатель первой ступени 3Д65 разрабатывался КБ «Южное» и был унифицирован с двигателем 15Д206 ракеты РТ-23.^[9] Полной унификации добиться не удалось (благодаря большим давлению в камере сгорания и критическому сечению сопла тяга «сухопутного» двигателя достигала 310,8 тс в пустоте^[9]), но многие конструктивные решения были общими. Использовалась намотка нитей высокопрочного органоволокна СВМ по технологии типа «кокон» с вымыванием полимерно-песчаной оправки. Для закладных элементов днища использовался титановый сплав ВТЗ-1. Серийным производством двигателя занимался Сафоновский завод пластмасс. Заряд смесевого твёрдого топлива с внутренним каналом звездообразной формы разрабатывался НПО «Алтай»^[6]. Заряд массой 48 тонн^[6] состоит из бутилкаучукового топлива^[7] с заполнением двигателя жидкой топливной массой и её последующей полимеризацией^[7]. Заряд был создан с программируемым спадом тяги в течение приблизительно 17 секунд, что позволяло осуществлять управление ракетой перед разделением ступеней

[6].

Поворотной конструкции сопла на тот момент у КБ «Южное» не существовало (существовало у КБ «Арсенал» в 1974 г. на 1-й ступени ракеты 3М17 — сопло с двойным упругим уплотнением, аналогом которого стало сопло I ступени американской ракеты МХ), поэтому было применено управление с помощью системы вдува газа в закритическую часть сопла^[6]. На стационарном сопле размещаются восемь попарно расположенных в плоскостях стабилизации клапанов вдува, что позволяло осуществлять управление по всем каналам управления^[6]. В конструкции двигателя применен также ряд специфически решений, обусловленных его применением в составе ракеты морского базирования – герметизация для предотвращения попадания морской воды, предстартовый наддув воздухом внутренней полости двигателя с целью компенсации внешних гидродинамических нагрузок во время старта^[6]. Двигатель запускается после выхода ракеты из шахты, а в конструкции предусмотрены меры по повышению надёжности его работы в течение первых 5 секунд после запуска

[7].

В целях минимизации габаритов^[8] сопловой блок РДТТ второй ступени оснащался телескопической раскрывающейся насадкой^[10]. Сопло было частично утоплено в корпус двигателя и являлось управляющим, создавая управляющие моменты по каналам тангажа и рысканья. Управление по крену осуществлялось автономными двигателями. Топливо высокоплотное октогенное. Заряд смесевого топлива заливался в корпус двигателя и полимеризировался. Первая и вторая ступень соединялись между собой переходным отсеком^[10]. Как и для первой и второй ступени, корпус РДТТ третьей ступени выполнялся намоткой по технологии типа «кокон» с заливкой и последующей полимеризацией смесевого топлива. Но в топливе третьей ступени применялся более сильный окислитель. Двигатель оснащался центральным неподвижным соплом с раздвижной телескопической насадкой. Управление по всем каналам осуществлялось двигателем разделяющейся головной части

[10].

Разделяющаяся головная часть ракеты состоит из переднего приборного отсека, двигательной установки и боевых блоков^[7]. Приборный отсек представлял собой отдельную сборку и стыковался с помощью фланцевого стыка с корпусом ступени разведения. Отсек состоит из двух отсеков — отсека трехстепенного гиростабилизатора с астровизирующим устройством и отсека приборов системы управления. Оба отсека герметичны и разделены промежуточным днищем. Астровизирующее устройство закрывалось сбрасываемым в полете куполом. Приборы системы управления размещались на амортизированной раме. Применение инерциальной системы управления с аппаратурой астрокоррекции позволило обеспечить при стрельбе на максимальную дальность КВО точек падения боевых блоков не более 500 метров^[8].

Двигательная установка размещена вокруг двигателя третьей ступени и состоит из жидкостного двигателя и топливных баков. ЖРД двухрежимный, выполнялся по открытой схеме с однократным включением и возможностью многократного переключения с режима на режим

[7]. В кормовой части ступени разведения на платформах вокруг двигателя третьей ступени располагались десять боевых блоков 100-килотонного класса^[7].

Для Р-39 была разработана стартовая система с размещением практически всех элементов пусковой установки на специальной амортизационной ракетно-стартовой системе (АРСС), размещавщейся в носовой части ракеты^[8]. АРСС состоял из корпуса с крышкой, систем съема и увода, системы формирования каверны. Под крышкой размещался РДТТ увода, а двигатель съема являлся частью корпуса. С крышкой совмещался и пороховой газогенератор системы формирования каверны^[10]. При погрузке ракеты в шахту она устанавливалась корпусом амортизационной системы на опорное резино-металлическое кольцо, расположенное в верхней части шахты. Ракета находилась в шахте в подвешенном состоянии. В стартовую систему входили также средний опорный пояс и корпус хвостового отсека, сбрасываемый после выхода ракеты из воды

[8]. С помощью АРСС обеспечивались амортизация ракеты, герметизация шахты для обеспечения «сухого старта», защита носовой части ракеты при глубоководном погружении подводной лодки с открытой или негерметичной крышкой шахты и стыковка с корабельными системами обслуживания^[10]. Стартовая масса ракеты (вместе с АРСС и хвостовым отсеком) – 90 тонн, после отделения элементов стартовой системы – 84 тонны^[11].

Старт ракеты осуществлялся из сухой шахты с помощью порохового аккумулятора давления, расположенного на днище ракетной шахты в полости сопла двигателя первой ступени^[10]. В момент старта включался пороховой газогенератор АРСС, создавая газовую каверну, с помощью которой обеспечивалось уменьшение газодинамических нагрузок на ракету на подводном участке. Включение двигателя первой ступени производилось в момент выхода ракеты из шахты

[8]. После выхода из воды при работающем двигателе первой ступени АРСС с помощью соответствующих двигателей снималась с ракеты и уводилась в сторону^[10]. С помощью АРСС при незапуске РДТТ первой ступени осуществлялся увод ракеты в сторону от подводной лодки^[8].

Комплекс Д-19

Инфраструктура базирования комплекса

Испытания

С сентября 1977 по декабрь 1978 года производились лётно-конструкторские испытания по отработке начального участка полёта. Осуществлялись пуски с надводного и подводного положений специального погружного стенда^[7] на Черном море в Балаклаве^[6]. Специально для этих испытаний был разработан уменьшенный аналог РДТТ первой ступени ЗД65Б, который обеспечивал все расходно-тяговые характеристики штатного РДТТ ЗД65 в течение первых восьми секунд работы^[6]. Всего со стенда ПС-65 было осуществлено 9 пусков^[12]. Бросковые испытания были продолжены в декабре 1978 — сентябре 1979^[7]

с борта подводной лодки «К-153», переоборудованной из проекта 629 по проекту 619. Лодка была оборудована одной ракетной шахтой^[13][14]. Всего было выполнено 7 пусков^[12], при этом замечаний по двигательной установке не возникало^[6].

Параллельно с бросковыми испытаниями с октября 1978 по ноябрь 1979 года была осуществлена отработка боевых блоков посредством запусков экспериментальных ракет К-65М-Р^[7]. Было осуществлено 9 пусков^[12].

В январе 1980 года начались совместные лётные испытания с наземного стенда^[7] НСК-65 на Северном полигоне в Неноксе^[12]. 28 января был осуществлен первый пуск. Однако он и четыре последовавших за ним были неудачными по различным причинам — «перепут» цепей пиротехники, отказ бортовой кабельной сети, конструктивные недостатки БИМ-а второй ступени, разрушение седла клапана вдува РДТТ первой ступени^[6]. В процессе доработок, кроме прочего, была доработана клапанная система и 27 декабря 1980 года осуществлен первый удачный пуск^[6]. Всего до июня 1982 года с наземного стенда было осуществлено 17 пусков ракет — 15 на промежуточную дальность и 2 на минимальную^[7]. Более половины этих пусков были неудачными^{[8][11][15][прим. 1]}.

В декабре 1981 года начались совместные лётные испытания Р-39 с борта головного атомного ракетоносца проекта 941^[7] — «ТК-208»^[14]. Испытания завершились 12 декабря 1982 года залповым пуском четырех ракет — двух по району «Акватория» и двух по полигону «Кура»^[6]. Всего было осуществлено 13 пусков, из которых 11 признаны успешными^{[11][15][прим. 2]}.

Постановлением правительства комплекс Д-19 с ракетой Р-39 был принят на вооружение в мае 1983 года^{[7][прим. 3]}.

Модификации

Ракета Р-39У, комплекс Д-19У

В апреле 1984 года вышло постановление правительства о модернизации комплекса Д-19, а в мае 1985 – ракеты Р-39. Ракета получила новый боевой блок малого класса мощности, разработанный для ракеты Р-29РМУ. Использован новый алгоритм разведения боевых блоков на индивидуальные точки прицеливания в произвольной (свободной) зоне, что позволило снять ограничения по фиксированной зоне разведения и увеличить диапазон разведения боеголовок на дальностях меньше максимальной^[16]. Были проведены мероприятия по повышению защищенности оптических датчиков системы астрокоррекции от ослепления космическими ядерными взрывами при преодолении потенциальной системы ПРО. Под общим руководством В. П. Макеева были проведены работы по модернизации системы управления (Н. А. Семихатов), командных приборов (В. П. Арефьев) и система астрокоррекции (В. С. Кузьмин). В результате была создана система управления с системой астрокоррекции, способная восстанавливать свою работоспособность через несколько секунд после вспышки. Кроме того, ракета получила возможность получения данных от спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, что позволило повысить точность стрельбы до уровня МБР шахтного базирования^[13]. На вооружение комплекс Д-19У с ракетами Р-39У был принят в январе 1988 года^[16].

Сравнительные характеристики

ТТХ[17][18]	Р-29РМ	Синева	Р-39	Булава-М, Булава-30, Булава-45	Трайдент I	Трайдент II	M51	M51.2	Цзюйлан-2
Разработчик (головное учреждение)	ГРЦ			МИТ	Lockheed Martin		EADS		Хуан Вэйлу (黄纬禄)
Год принятия на вооружение	1986	2007	1984	2012	1979	1990	2010		2009
Максимальная дальность стрельбы, км	8 300	11 500	8 250	9 300	7 400	11 300[19]	9 000	10 000	12 000
Забрасываемый вес[20][21], кг	2 800		2 550	1 150	1 500	2 800			2 800
Мощность боевых блоков, кт	4×200, 10×100	4×500, 10×100	10×200	6×150	6×100	8×475, 12×100	6×110	6×100	1×1 000, 1×250, 4×90
КВО, м	550	250	500	350	380	90…120	250	200	300
Противодействие ПРО	Настильная траектория, РГЧ, средства РЭБ		РГЧ	Сокращённый активный участок, настильная траектория, управляемые боевые блоки	РГЧ	РГЧ	РГЧ		РГЧ
Стартовая масса, т	40,3		90,0	36,8	32,3	59,1	52,0	56,0	42,0
Длина, м	14,8		16,0	11,5	10,3	13,5	12,0		13,0
Диаметр, м	1,9		2,4	2,0	1,8	2,1	2,3		2,0
Тип старта	Мокрый (заполнение водой)		Сухой (АРСС)	Сухой (ТПК)	Сухой (мембрана)	Сухой (мембрана)

Комментарии

1. ↑ Твердотопливные ракеты имеют меньшие возможности для продления срока службы, так как происходит распад топлива.

Примечания

1. ↑ (По данным этих источников причины — недоработка двигателей первой и второй ступеней. Подвиг ссылается на Широкорада, по ИС «Ракетная техника» текст идентичен и в качестве источника указан Широкорад, поэтому есть вероятность, что источником этих сведений является только Широкорад
2. ↑ По данным СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 130. испытания производились по октябрь 1982 года и почему-то говорится о 12 пусках ракет, хотя на СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 164. уже говорится о 13 пусках с ПЛ. По данным юбилейного издания КБЮ, часть 4 было осуществлено 33 пуска, из них 8 с аварийным исходом, при этом с ПЛ все пуски были успешными
3. ↑ По данным некоторых источников комплекс принят на вооружение только в 1984 году по результатам интенсивной эксплуатации ТК-208 (например Стратегическое ядерное вооружение России. — 1998. — С. 286.)

Использованная литература и источники

1. ↑ whiteworld.nsinfo.ru, «ВМС России получают „Акулу“»,
2. ↑ «Пуск особого назначения», vz.ru, 17.12.07
3. ↑ Интерфакс — Агентство военных новостей. Россия и США ликвидировали один из классов баллистических ракет, 14.09.2012
4. ↑ СКБ-385, КБ машиностроения, ГРЦ «КБ им. Академика В. П. Макеева» / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — М.: Государственный ракетный центр «КБ им. академика В. П. Макеева»; ООО «Военный Парад», 2007. — С. 127. — ISBN 5-902975-10-7.
5. ↑ ^{1 2 3} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 128.
6. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13} История КБ «Южное» (неизв.). — Глава 4, раздел «РДТТ для морской ракеты». Проверено 12 мая 2010. Архивировано 27 февраля 2012 года.
7. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 129.
8. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7 8 9} Баллистическая ракета подводных лодок Р-39 (РСМ-52) (неизв.). — Информационная система «Ракетная техника» Балтийского государственного университета. Проверено 15 мая 2010. Архивировано 27 февраля 2012 года.
9. ↑ ^{1 2} Твердотопливные ракетные двигатели
10. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 130.
11. ↑ ^{1 2 3} Коллектив авторов. Стратегическое ядерное вооружение России / под редакцией П. Л. Подвига. — М.: ИздАТ, 1998. — С. 286.
12. ↑ ^{1 2 3 4} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 164.
13. ↑ ^{1 2} Проект 941 «Акула» • Typhoon class (неизв.). atrinaflot.narod.ru. Проверено 6 января 2011. Архивировано 27 февраля 2012 года.
14. ↑ ^{1 2} Проект 941 «Акула» (неизв.). deepstorm.ru. Проверено 6 января 2011. Архивировано 27 февраля 2012 года.
15. ↑ ^{1 2} Широкорад А. Б. Энциклопедия отечественного РО. — С. 526.
16. ↑ ^{1 2} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 131.
17. ↑ Сравнение не учитывает такие важные параметры, как живучесть ракеты (стойкость к поражающим факторам ядерного взрыва и лазерному оружию), её траекторию, продолжительность активного участка (что может сильно сказываться на забрасываемом весе). Кроме того, максимальная дальность не всегда указана для варианта с максимальной забрасываемой массой. Так у ракеты Трайдент II нагрузке 8 РГЧ W88 (2800 кг) соответствует дальность 7838 км.
18. ↑ Bob Aldridge. U.S. TRIDENT SUBMARINE & MISSILE SYSTEM: THE ULTIMATE FIRST-STRIKE WEAPON (англ.) (pdf). plrc.org с. 28. — аналитический обзор.
19. ↑ Дальность Трайдент II: 7 838 км — при максимальной нагрузке, 11 300 км — с уменьшенным числом боевых блоков
20. ↑ Согласно протоколу к СНВ-1 забрасываемый вес это: или полный вес последней маршевой ступени, также осуществляющей функции разведения, или полезная нагрузка последней маршевой ступени, если функции разведения выполняет специальный блок.
21. ↑ Протокол о забрасываемом весе МБР и БРПЛ к СНВ-1.

См. также

• Р-31 — первая советская твердотопливная ракета морского базирования.

Ссылки

ru-wiki.org

39 — это… Что такое Р-39?

Р-39 (индекс 3М65, код СНВ РСМ-52, по классификации НАТО — SS-N-20 Sturgeon) — советская твёрдотопливная баллистическая ракета подводных лодок, предназначенная для размещения на ТРПКСН «Акула» в составе ракетного комплекса Д-19.

Разработана в КБ машиностроения. Название темы — «Вариант».

На вооружение принята в 1984 году. Ракета была второй советской твердотопливной ракетой подводного базирования и первой серийной^[1]. Первые ступени изготавливались на украинском предприятии Южмаш.^[2] Всего было развёрнуто 120 ракет (6 носителей по 20 ракет).

Разработанная модификация Р-39М «Гром» отличалась повышенной точностью, планировалась установка этих комплексов на РПКСН «Борей».

Российской модификацией ракеты, не прошедшей весь комплекс испытаний, был Р-39УТТХ «Барк».

В 1999 году принято решение ракеты этого класса заменить ракетным комплексом «Булава».

В 2004 году последние носители этих ракет: ТК-17 «Архангельск» и ТК-20 «Северсталь» были выведены в резерв в связи с отсутствием годных ракет для несения службы^[3].

В сентябре 2012 года полностью завершена ликвидация этих ракет. ^[4].

История разработки

В июне 1971 года было принято решение Комиссии по военно-промышленным вопросам, согласно которому КБ Машиностроения задавалась разработка комплекса Д-19 с твердотопливной ракетой. Предполагалось оснащение ракеты тремя вариантами головных частей — моноблочной и двумя с разделяющейся головной частью — с 3-5 блоками средней мощности и 8-10 блоками малого класса мощности. В июле 1972 года была закончена разработка аванпроекта^[5].

Согласно одному из вариантов аванпроекта ракета должна была быть трехступенчатой, с массой около 75 тонн, диаметром 2,7 м и высотой 15 м. Сопло второй ступени совмещалось с передним днищем первой ступени, двигатель третьей ступени состоял из четырех блоков, размещавшихся вместе с боевым оснащением между второй ступенью и головным отсеком. В головном отсеке располагались приборы и двигатель боевой ступени. В отличие от разработанных КБ Машиностроения ракет с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), предполагался сухой метод старта. Особенностью стало применение амортизационной ракетно-стартовой системы (АРСС). Стартовый стол отсутствовал — ракета подвешивалась с помощью семитонной АРСС в шахте. Пуск ракеты осуществлялся с помощью стартового твердотопливного двигателя массой около 4-х тонн, выполнявшийся в форме кольца и расположенный вокруг сопла двигателя первой ступени. Был предложен также вариант с традиционной компоновкой — с переходным отсеком, без совмещения элементов двигателей первой и второй ступени^[6]. При обсуждении аванпроекта подробно, с проектными проработками, рассматривались вопросы целесообразности отказа от традиционного переходного отсека, применения кольцевого стартового двигателя, использования АРСС, выбора марки твердых топлив^[6].

Постановление правительства № 692—222 о создании нового ракетного комплекса Д-19 системы «Тайфун» вышло 16 сентября 1973 года. Постановлением задавалась разработка подводной лодки проекта 941, оснащаемой двадцатью твердотопливными ракетами 3М65. Головным разработчиком ракеты назначалось КБ Машиностроения (главный конструктор В. П. Макеев), а разработчиком двигателя первой ступени КБ «Южное» совместно с НПО «Алтай». Немногим ранее — 22 февраля 1973 года вышло постановление о разработке КБ «Южное» технического предложения на комплекс РТ-23 с ракетой 15Ж44 и унификацией двигателей первых ступеней ракет 15Ж44 и 3М65^[7]. В декабре 1974 года был закончен эскизный проект, в котором предлагался вариант ракет с использованием межступенчатого отсека и ростом погрузочной массы ракеты (вместе с АРСС) до 90 тонн^[6].

Эскизный проект подвергался изменениям. Так, в июне 1975 года вышло дополнение, согласно которому оставался только один тип боевого оснащения — десять боевых блоков мощностью 100 кт, применялся моноблочный двигатель третьей ступени и вместо стартового двигателя использовался пороховой аккумулятор давления. Изменения в компоновочной схеме ракеты привели к удлинению ракетной шахты с 15 до 16,5 метров и росту погрузочной массы ракеты до 90-95 тонн. В августе 1975 года вышло постановление правительства, в котором сформировался окончательный вариант ракеты Р-39, единственный вариант оснащения с десятью боевыми блоками и максимальная дальность в 10000 км (по образному выражению разработчиков формула «10 на 10»)^[8].

В декабре 1976 и феврале 1981 года вышли постановления правительства, которыми закреплялось изменение типа топлив на второй и третьей ступенях, уменьшение максимальной дальности стрельбы с 10 000 до 8 300 км и в сторону увеличения корректировались сроки создания комплекса^[8].

Конструкция ракеты

Конструктивно ракета Р-39 состоит из трех маршевых твердотопливных ступеней, разделяющейся головной части с жидкостным ракетным двигателем и амортизационной ракетно-стартовой ступени (АРСС)^[9]. Корпуса всех маршевых ступеней выполнены из композиционных материалов с намоткой нитей типа «кокон», имеют малое относительной удлинение и утопленные сопла^[9].

Двигатель первой ступени 3Д65 разрабатывался КБ «Южное» и был унифицирован с двигателем 15Д206 ракеты РТ-23. Полной унификации добиться не удалось, но многие конструктивные решения были общими. Использовалась намотка нитей высокопрочного органоволокна СВМ по технологии типа «кокон» с вымыванием полимерно-песчаной оправки. Для закладных элементов днища использовался титановый сплав ВТЗ-1. Серийным производством двигателя занимался завод «Пластмасс» (г. Сафоново). Заряд смесевого твердого топлива с внутренним каналом звездообразной формы разрабатывался НПО «Алтай»^[7]. Заряд массой 48 тонн^[7] состоит из бутилкаучукового топлива^[8] с заполнением двигателя жидкой топливной массой и ее последующей полимеризацией^[8]. Заряд был создан с программируемым спадом тяги в течение приблизительно 17 секунд, что позволяло осуществлять управление ракетой перед разделением ступеней^[7].

Поворотной конструкции сопла на тот момент не существовало, поэтому было применено управление с помощью системы вдува газа в закритическую часть сопла^[7]. На стационарном сопле размещаются восемь попарно расположенных в плоскостях стабилизации клапанов вдува, что позволяло осуществлять управление по всем каналам управления^[7]. В конструкции двигателя применен также ряд специфически решений, обусловленных его применением в составе ракеты морского базирования – герметизация для предотвращения попадания морской воды, предстартовый наддув воздухом внутренней полости двигателя с целью компенсации внешних гидродинамических нагрузок во время старта^[7]. Двигатель запускается после выхода ракеты из шахты, а в конструкции предусмотрены меры по повышению надежности его работы в течение первых 5 секунд после запуска^[8].

В целях минимизации габаритов^[9] сопловой блок РДТТ второй ступени оснащался телескопическим раскрывающимся насадком^[10]. Сопло было частично утоплено в корпус двигателя и являлось управляющим, создавая управляющие моменты по каналам тангажа и рысканья. Управление по крену осуществлялось автономными двигателями. Топливо высокоплотное октогенное. Заряд смесевого топлива заливался в корпус двигателя и полимеризовался. Первая и вторая ступень соединялись между собой переходным отсеком^[10]. Как и для первой и второй ступени, корпус РДТТ третьей ступени выполнялся намоткой по технологии типа «кокон» с заливкой и последующей полимеризацией смесевого топлива. Но в топливе третьей ступени применялся более сильный окислитель. Двигатель оснащался центральным неподвижным соплом с раздвижным телескопическим насадком. Управление по всем каналам осуществлялось двигателем разделяющейся головной части^[10].

Разделяющаяся головная часть ракеты состоит из переднего приборного отсека, двигательной установки и боевых блоков^[8]. Приборный отсек представлял собой отдельную сборку и стыковался с помощью фланцевого стыка с корпусом ступени разведения. Отсек состоит из двух отсеков – отсека трехстепенного гиростабилизатора с астровизирующим устройством и отсека приборов системы управления. Оба отсека герметичны и разделены промежуточным днищем. Астровизирующее устройство закрывалось сбрасываемым в полете куполом. Приборы системы управления размещались на амортизированной раме. Применение инерциальной системы управления с аппаратурой астрокоррекции позволило обеспечить при стрельбе на максимальную дальность КВО точек падения боевых блоков не более 500 метров^[9].

Двигательная установка размещена вокруг двигателя третьей ступени и состоит из жидкостного двигателя и топливных баков. ЖРД двухрежимный, выполнялся по открытой схеме с однократным включением и возможностью многократного переключения с режима на режим^[8]. В кормовой части ступени разведения на платформах вокруг двигателя третьей ступени располагались десять боевых блоков 100кт-го класса^[8].

Для Р-39 была разработана стартовая система с размещением практически всех элементов пусковой установки на специальной амортизационной ракетно-стартовой системы (АРСС) размещавщейся в носовой части ракеты^[9]. АРСС состоял из корпуса с крышкой, систем съема и увода, системы формирования каверны. Под крышкой размещался РДТТ увода, а двигатель съема являлся частью корпуса. С крышкой совмещался и пороховой газогенератор системы формирования каверны^[10]. При погрузке ракеты в шахту она устанавливалась корпусом амортизационной системы на опорное резино-металлическое кольцо, расположенное в верхней части шахты. Ракета находилась в шахте в подвешенном состоянии. В стартовую систему входили также средний опорный пояс и корпус хвостового отсека, сбрасываемый после выхода ракеты из воды^[9]. С помощью АРСС обеспечивались амортизация ракеты, герметизация шахты для обеспечения «сухого старта», защита носовой части ракеты при глубоководном погружении подводной лодки с открытой или негерметичной крышкой шахты и стыковка с корабельными системами обслуживания^[10]. Стартовая масса ракеты (вместе с АРСС и хвостовым отсеком) – 90 тонн, после отделения элементов стартовой системы – 84 тонны^[11].

Старт ракеты осуществлялся из сухой шахты с помощью порохового аккумулятора давления, расположенного на днище ракетной шахты в полости сопла двигателя первой ступени^[10]. В момент старта включался пороховой газогенератор АРСС, создавая газовую каверну, с помощью которой обеспечивалось уменьшение газодинамических нагрузок на ракету на подводном участке. Включение двигателя первой ступени производилось в момент выхода ракеты из шахты^[9]. После выхода из воды при работающем двигателе первой ступени АРСС с помощью соответствующих двигателей снималась с ракеты и уводилась в сторону^[10]. С помощью АРСС при незапуске РДТТ первой ступени осуществлялся увод ракеты в сторону от подводной лодки^[9].

Комплекс Д-19

Инфраструктура базирования комплекса

Испытания

С сентября 1977 по декабрь 1978 года производились летно-конструкторские испытания по отработке начального участка полета. Осуществлялись пуски с надводного и подводного положений специального погружного стенда^[8] на Черном море в Балаклаве^[7]. Специально для этих испытаний был разработан уменьшенный аналог РДТТ первой ступени ЗД65Б, который обеспечивал все расходно-тяговые характеристики штатного РДТТ ЗД65 в течение первых восьми секунд работы^[7]. Всего со стенда ПС-65 было осуществлено 9 пусков^[12]. Бросковые испытания были продолжены в декабре 1978 — сентябре 1979^[8] с борта подводной лодки «К-153», переоборудованной из проекта 629 по проекту 619. Лодка была оборудована одной ракетной шахтой^[13][14]. Всего было выполнено 7 пусков^[12], при этом замечаний по двигательной установке не возникало^[7].

Параллельно с бросковыми испытаниями с октября 1978 по ноябрь 1979 года была осуществлена отработка боевых блоков посредством запусков экспериментальных ракет К-65М-Р^[8]. Было осуществлено 9 пусков^[12].

В январе 1980 года начались совместные летные испытания с наземного стенда^[8] НСК-65 на Северном полигоне в Неноксе^[12]. 28 января был осуществлен первый пуск. Однако он и четыре последовавших за ним были неудачными по различным причинам — «перепут» цепей пиротехники, отказ бортовой кабельной сети, конструктивные недостатки БИМ-а второй ступени, разрушение седла клапана вдува РДТТ первой ступени^[7]. В процессе доработок, кроме прочего, была доработана клапанная система и 27 декабря 1980 года осуществлен первый удачный пуск^[7]. Всего до июня 1982 года с наземного стенда было осуществлено 17 пусков ракет — 15 на промежуточную дальность и 2 на минимальную^[8]. Более половины этих пусков были неудачными^{[11][15][9][прим. 1]}.

В декабре 1981 года начались совместные летные испытания Р-39 с борта головного атомного ракетоносца проекта 941^[8] — «ТК-208»^[14]. Испытания завершились 12 декабря 1982 года залповым пуском четырех ракет — двух по району «Акватория» и двух по полигону «Кура»^[7]. Всего было осуществлено 13 пусков, из которых 11 признаны успешными^{[11][15][прим. 2]}.

Постановлением правительства комплекс Д-19 с ракетой Р-39 был принят на вооружение в мае 1983 года^{[8][прим. 3]}.

Модификации

Ракета Р-39У, комплекс Д-19У

В апреле 1984 года вышло постановление правительстве о модернизации комплекса Д-19, а в мае 1985 – ракеты Р-39. Ракета получила новый боевой блок малого класса мощности, разработанный для ракеты Р-29РМУ. Использован новый алгоритм разведения боевых блоков на индивидуальные точки прицеливания в произвольной (свободной) зоне, что позволило снять ограничения по фиксированной зоне разведения и увеличить диапазон разведения боеголовок на дальностях меньше максимальной^[16]. Были проведены мероприятия по повышению защищенности оптических датчиков системы астрокоррекции от ослепления космическими ядерными взрывами при преодолении потенциальной системы ПРО. Под общим руководством В. П. Макеева были проведены работы по модернизации системы управления (Н. А. Семихатов), командных приборов (В. П. Арефьев) и система астрокоррекции (В. С. Кузьмин). В результате была создана система управления с системой астрокоррекции, способная восстанавливать свою работоспособность через несколько секунд после вспышки. Кроме того, ракета получила возможность получение данных от спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, что позволило повысить точность стрельбы до уровня МБР шахтного базирования^[13]. На вооружение комплекс Д-19У с ракетами Р-39У был принят в январе 1988 года^[16].

Сравнительные характеристики

ТТХ[сн 1]	Р-29РМ, Синева	Р-39	Булава	Трайдент I	Трайдент II	M51	Цзюйлан-2
Разработчик	ГРЦ		МИТ	Lockheed Martin		EADS	CASTC
Принята на вооружение	1986, 2007	1984	2012[сн 2]	1979	1990	2010[сн 2]	2009[сн 2]
Максимальная дальность, км	8300…11547	8250	9300	7400	7838…11300[сн 3]	9000	8600
Забрасываемый вес[сн 4], кг	2300 2800[сн 5]	2550	1150	1360	2800	?	?
Мощность боевых блоков, кт	4×200, 10×100[сн 5]	10×200	6×150	8×100	8×475, 14×100	6×100	3…4×250
КВО, м	550, 250	500	350	380	90-120	200-250	?
Противодействие ПРО	настильная траектория, РГЧ, средства РЭБ	РГЧ, ?	сокращённый активный участок, настильная траектория, маневрирующие РГЧ	РГЧ, ?	РГЧ	РГЧ, ?	РГЧ, ?
Стартовая масса, т	40,3	90,0	36,8	32,3	59,1	52,0	>23
Длина, м	14,8	16,0	11,5	10,3	13,5	12,0	13,0
Диаметр, м	1,9	2,4	2,0	1,8	2,1	2,3	2,0
Тип старта	заполнение водой	сухой (АРСС)	сухой (ТПК)	сухой (мембрана)	сухой (мембрана)	?	?

Примечания:

1. ↑ Сравнение не учитывает такие важные параметры, как живучесть ракеты (стойкость к поражающим факторам ядерного взрыва и лазерному оружию), её траекторию, продолжительность активного участка (что может сильно сказываться на забрасываемом весе). Кроме того, максимальная дальность не всегда указана для варианта с максимальной забрасываемой массой. Так у ракеты Трайдент II нагрузке 8 РГЧ W88 (2800 кг) соответствует дальность 7838 км. Bob Aldridge U.S. TRIDENT SUBMARINE & MISSILE SYSTEM: THE ULTIMATE FIRST-STRIKE WEAPON  (англ.) (pdf). plrc.org стр. 28. — аналитический обзор.
2. ↑ ^{1 2 3} План.
3. ↑ Дальность Трайдент II: 7838 км — при максимальной нагрузке, 11300 км — с уменьшенным числом боевых блоков
4. ↑ Согласно протоколу к СНВ-1 забрасываемый вес это: или полный вес последней маршевой ступени, также осуществляющей функции разведения, или полезная нагрузка последней маршевой ступени, если функции разведения выполняет специальный блок. См. подробнее Протокол о забрасываемом весе МБР и БРПЛ к СНВ-1.
5. ↑ ^{1 2} Для снятой с вооружения конфигурации.

Примечания

1. ↑ (По данным этих источников причины — недоработка двигателей первой и второй ступеней. Подвиг ссылается на Широкорада, по ИС «Ракетная техника» текст идентичен и в качестве источника указан Широкорад, поэтому есть вероятность, что источником этих сведений является только Широкорад
2. ↑ По данным СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 130. испытания производились по октябрь 1982 года и почему-то говорится о 12 пусках ракет, хотя на СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 164. уже говорится о 13 пусках с ПЛ. По данным юбилейного издания КБЮ, часть 4 было осуществлено 33 пуска, из них 8 с аварийным исходом, при этом с ПЛ все пуски были успешными
3. ↑ По данным некоторых источников комплекс принят на вооружение только в 1984 году по результатам интенсивной эксплуатации ТК-208 (например Стратегическое ядерное вооружение России. — 1998. — С. 286.)

Использованная литература и источники

1. ↑ whiteworld.nsinfo.ru, «ВМС России получают „Акулу“»,
2. ↑ «Пуск особого назначения», vz.ru, 17.12.07
3. ↑ Твердотопливные ракеты имеют меньшие возможности для продления срока службы, так как происходит распад топлива.
4. ↑ Интерфакс — Агентство военных новостей. Россия и США ликвидировали один из классов баллистических ракет, 14.09.2012
5. ↑ СКБ-385, КБ машиностроения, ГРЦ «КБ им. Академика В. П. Макеева» / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — М.: Государственный ракетный центр «КБ им. академика В. П. Макеева»; ООО «Военный Парад», 2007. — С. 127. — ISBN 5-902975-10-7
6. ↑ ^{1 2 3} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 128.
7. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13} История КБ «Южное». — Глава 4, раздел «РДТТ для морской ракеты». Архивировано из первоисточника 27 февраля 2012. Проверено 12 мая 2010.
8. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 129.
9. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7 8 9} Баллистическая ракета подводных лодок Р-39 (РСМ-52). — Информационная система «Ракетная техника» Балтийского государственного университета. Архивировано из первоисточника 27 февраля 2012. Проверено 15 мая 2010.
10. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 130.
11. ↑ ^{1 2 3} Коллектив авторов. Стратегическое ядерное вооружение России / под редакцией П. Л. Подвига. — М.: ИздАТ, 1998. — С. 286.
12. ↑ ^{1 2 3 4} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 164.
13. ↑ ^{1 2} Проект 941 «Акула» • Typhoon class. atrinaflot.narod.ru. Архивировано из первоисточника 27 февраля 2012. Проверено 6 января 2011.
14. ↑ ^{1 2} Проект 941 «Акула». deepstorm.ru. Архивировано из первоисточника 27 февраля 2012. Проверено 6 января 2011.
15. ↑ ^{1 2} А. Б. Широкорад. Энциклопедия отечественного РО. — С. 526.
16. ↑ ^{1 2} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 131.

См. также

• Р-31 — первая советская твердотопливная ракета морского базирования.

Ссылки

dic.academic.ru

Баллистическая ракета подводных лодок Р-39 (РСМ-52) 1984

Стратегический ракетный комплекс Д-19 «Тайфун», включающий 20 твердотопливных трехступенчатых межконтинентальных баллистических ракет Р-39 (3М65, РСМ-52) с разделяющимися головными частями, был разработан в КБ «Машиностроение» (ныне Государственный ракетный центр (ГРЦ) им. академика В.П. Макеева) в период с 1971 года по 1983 год и принят на вооружение тяжелых атомных крейсеров типа «Акула» проекта 941) .

Отработка ракеты началась с бросковых испытаний полномасштабных макетов пусками с плавстенда и экспериментальной подводной лодки К-153 проекта 629, переоборудованной по проекту 619 с одной шахтой. Всего запущено 9 ракет с плавстенда и 7 с подводной лодки. Эти испытания позволили отработать подводный и надводный старт из «сухой» шахты под пороховым аккумулятором давления. На совместных летных испытаниях с наземного стенда были запущены 17 ракет. Больше половины пусков были неудачными из-за недоработки двигателей первой и второй ступеней. После устранения недостатков начались пуски ракет с головной подводной лодки типа «Акула»: из тринадцати пусков одиннадцать были признаны успешными.

После окончания совместных летных испытаний комплекс Д-19 с ракетой Р-39 и головной крейсер ТК-208 проекта 941 подвергли интенсивной эксплуатации, но положительным результатам которой комплекс Д-19 был в 1984 году принят на вооружение.

Параллельно с созданием РК Д-19 и строительством ракетоносцев шла подготовка на Северном флоте пункта базирования кораблей и технической базы (ТРБ) хранения ракет, которые с завода на флот поставлялись полностью собранными. В связи со значительными массогабаритными характеристиками ракеты на ТРБ хранились и подавались на погрузочный причал на железнодорожном ходу. Для погрузки ракет на корабли спроектирован специальный кран грузоподъемностью более 100 тонн. Изготовлено было два крана, смонтированных соответственно на причалах Северодвинска и пункта базирования ракетоносцев. Для транспортировки морем и погрузки ракет Р-39 был построен специальный ракетовоз-погрузчик («Александр Брыкин» — проект 11570) с полным водоизмещением 11,440 т, имеющий 16 контейнеров для ракет Р-39 и снабженный 125-тонным краном. Серьезные работы были проведены по совершенствованию системы боевого управления и связи.

Испытания, прошедшие на Северном флоте в 1998 году, подтвердили высокую надежность комплекса Д-19, когда АПЛ «Тайфун» произвела одновременный успешный пуск всех своих 20 ракет РСМ-52.

Система «Тайфун» является самой мощной в ВМФ, но и самой дорогой. Достаточно сказать, что разработка РК Д-19 с РСМ-52 обошлась в три раза дороже, чем стоимость РК Д-9РМ с РСМ-54. Аналогичные соотношения имели место и по другим составляющим системы.

Система «Тайфун» по боевым характеристикам не уступала американской стратегической системе «Trident-1». Однако она уступала «Trident-2», прежде всего по ракете: по массе в полтора, мощности боевого оснащения в три и точности поражения цели в два раза. Поэтому после принятии РК Д-19 на вооружение сразу же была задана работа по его дальнейшему совершенствованию, с разработкой улучшенного варианта РК Д-19УТТХ (в дальнейшем — «Барк»). При этом предусматривалось размещение этого комплекса на шести РПКСН и переоборудование их в ходе очередных ремонтов. В процессе формирования облика этого комплекса была определена дальнейшая перспектива развития морских БР. Головной разработчик — КБ «Машиностроения» и Институт вооружения ВМФ предложили создание к концу ХХ в. двух твердотопливных ракет, одна из которых оснащалась РГЧИН (шифр «Ост»), вторая — моноблочной, управляемой в полете головной частью (шифр «Вест»). Эти намерения нашли отражения в проекте Программы вооружения (ПВ) флота на 1991–2000 гг., в которой предусматривалось также проектирование и строительство новых ракетоносцев. «Барк» имеет дальность полета более 10 тысяч километров и несет на себе 10 средних ядерных блоков. В конструкции ракеты предусматривалась специальная система прохода через лед, обеспечивающая пуск из под ледяного панциря северных широт. Также «Барк» мог использоваться как по обычной траектории, так и по настильной. В первом случае ракета летит из акватории Баренцева моря на Камчатку за 30 минут, а во втором — за 17 минут.

Уход в 1985 г. из жизни генерального конструктора В. П. Макеева серьезно повлиял на сроки и качество работ по этому комплексу. С развалом Советского Союза и последовавшим резким обвалом финансирования оборонных заказов работы по комплексу затормозились, что, вполне естественно, привело к снижению полноты отработки и неудачам при испытаниях. В 1998 г. решением правительства создание РК Д-19УТТХ было прекращено, переоборудование одного ракетоносца приостановлено. В 1994 г. было объявлено о закладке на стапеле СМП ракетоносца четвертого поколения пр. 955 «Юрий Долгорукий», на котором первоначально планировалось разместить РК Д-19УТТХ, и построить серию таких кораблей. После прекращения работ по комплексу Д-19УТТХ этот ракетоносец был переориентирован на вооружение новым комплексом с твердотопливной ракетой «Булава».

На западе комплекс Д-19 получил обозначение SS-N-20 «Sturgeon».

Ракета Р-39 включает трехступенчатый носитель на твердом топливе, амортизационную ракетно-стартовую систему (АРСС) и разделяющуюся головную часть (РГЧ).

Приборный отсек расположен в носовой части ракеты и стыкуется с корпусом ступени разведения с помощью фланцевого стыка, вместе они образуют разделяющуюся головную часть. Приборный отсек состоит из двух герметичных, разделенных промежуточным днищем отсеков: отсек трехстепенного гиростабилизатора с астровизирующим устройством, закрытым сбрасываемым в полете куполом, и отсек приборов системы управления, размещенных на амортизированной раме. Ступень разведения вмещает 10 боевых блоков мощностью по 100кт каждый. На ее корпусе смонтирована двухрежимная жидкостная двигательная установка разведения, обеспечивающая индивидуальное наведение боевых блоков на цели, и отделяемый двигатель третьей ступени. Система управления — инерциальная, оснащена аппаратурой астрокоррекции, что обеспечивает КВО точек падения не хуже 500м при стрельбе на максимальную дальность (см.схему траектории).

Маршевые двигатели ракеты имеют малое относительное удлинение с минимальными объемами межступенчатых отсеков. Корпуса двигателей изготовлены из композиционного материала методом намотки нитей типа «кокон», снаряжены прочно скрепленными зарядами твердого топлива. Силовая оболочка корпуса ДУ 1 ступени — 3Д65 изготавливалась из высокопрочного органоволокна СВМ, для закладных элементов днища использовался титановый сплав ВТВ-1. В конструкции двигателя первой ступени было применено стационарное сопло с восемью попарно расположенными в плоскостях стабилизации клапанами вдува, обеспечивающими управляемость по всем каналам управления. Система «вдува» обеспечила высокие динамические характеристики ракеты. Заряд смесевого топлива с внутренним каналом звездообразной формы разработки НПО «Алтай» обеспечивал программированный спад тяги в течении 17с, что позволяло успешно решить проблему управляемости ракеты перед разделением ступеней. В ДУ 3Д65 были применены и другие конструкторские решения обусловленные спецификой ее применения в составе ракеты морского базирования — полная герметизация ДУ для предотвращения попадания в нее морской воды, предстартовый наддув воздухом внутренней полости двигателя с целью компенсации действующих на наружную поверхность корпуса внешних гидродинамических нагрузок во время старта. Для минимизации габаритов ракеты Р-39 впервые в практике отечественного и мирового ракетостроения для двигателей второй и третьей ступеней использованы сопловые блоки с раздвижными телескопическими раструбами, а также ряд прогрессивных технических решений по системе управления вектором тяги.

Проблема создания минимальной по массе системы управления вектором тяги, в частности, рулевого привода для органов управления занимает важное место в разработке твердотопливных ракет. Для питания рулевого привода у твердотопливных ракет требуется, как правило, автономный источник питания (энергии), поэтому рулевой привод для твердотопливной ракеты тяжелее примерно в 2 раза по сравнению с аналогичным для жидкостной ракеты. Кроме значительной массы и габаритов, усложняющих размещение привода в ограниченных габаритах отсеков ракеты, в системах с традиционными рулевыми машинами существует проблема обеспечения требуемых динамических характеристик звена рулевая машина — сопло, связанная с существенным влиянием на них жесткости элементов конструкции двигателя, самой рулевой машины и рабочего тела, участвующих в кинематической цепи передачи усилия. Проектно-поисковые исследования по совершенствованию системы управления вектором тяги ракеты Р-39 выявили, что наиболее эффективным путем достижения высокого массового совершенства и повышения надежности таких систем является использование многофункциональных энергетических систем, имеющих объединенный источник питания, на базе газогидравлических рулевых машин.

Для комплекса Д-19 создана оригинальная стартовая система с размещением практически всех элементов пусковой установки на самой ракете. В шахте Р-39 находится в подвешенном состоянии, опираясь специальной амортизационной ракетно-стартовой системой (АРСС) на опорное кольцо, расположенное в верхней части шахты. АРСС обеспечивает амортизацию ракеты, герметизацию полости шахты и безопасность ракеты для подводной лодки, позволяет погружение ракетоносца с открытой крышкой шахты на значительную глубину. Все силовые элементы ракеты, необходимые при ее эксплуатации на наземных средствах и на корабле, за исключением среднего опорного пояса, размещены на АРСС и корпусе хвостового отсека, сбрасываемых на начальном участке полета после выхода ракеты из воды. Старт ракеты осуществляется из «сухой» шахты с помощью порохового аккумулятора давления, размещенного на днище шахты в сопле двигателя первой ступени. В момент старта специальные пороховые заряды, расположенные на АРСС, создают вокруг ракеты газовую каверну, значительно уменьшающую гидродинамические нагрузки на подводном участке движения. После выхода из воды АРСС отделяется от ракеты при помощи специального двигателя и уводится в сторону на безопасное расстояние от подводной лодки. Команда на запуск двигателя первой ступени подается в момент выхода ракеты из шахты. При незапуске двигателя первой ступени после выхода из воды ракета с целью обеспечения безопасности подводной лодки уводится в сторону.

Старт всего боекомплекта осуществляется двумя залпами, с минимальными интервалами между пусками ракет. Ракеты могут запускаться с глубины до 55м (без ограничений по погодным условиям на поверхности моря), а также из надводного положения.

Новые технические решения, реализованные в ракете:

ракетные двигатели на высокоэнергетическом твердом топливе с использованием новых конструкционных материалов;

система управления, использующая принцип обобщенной астрокоррекции;

высокоскоростные малогабаритные боевые блоки повышенной удельной мощности;

амортизационная ракетно-стартовая система, обеспечивающая хранение, транспортировку и пуск ракеты;

агрегаты наземного технологического оборудования на железнодорожном ходу (с бескрановой перегрузкой ракет) и комплекс средств их погрузки, обеспечивающие безопасность эксплуатации ракет.

za-cccp.narod.ru

Р-39 Википедия

Р-39 (индекс 3М65, код СНВ РСМ-52, по классификации НАТО — SS-N-20 Sturgeon) — советская твердотопливная баллистическая ракета подводных лодок, предназначенная для размещения на ТРПКСН «Акула» в составе ракетного комплекса Д-19.

Разработана в КБ машиностроения. Название темы — «Вариант».

На вооружение принята в 1984 году. Ракета была второй советской твердотопливной ракетой подводного базирования и первой серийной^[1]. Первые ступени изготавливались на «Южмаше» (Днепропетровск)^[2]. Всего было развёрнуто 120 ракет (6 носителей по 20 ракет).

Разработанная модификация Р-39М «Гром» отличалась повышенной точностью, планировалась установка этих комплексов на РПКСН «Борей».

Российской модификацией ракеты, не прошедшей весь комплекс испытаний, был Р-39УТТХ «Барк».

В 1999 году принято решение ракеты этого класса заменить ракетным комплексом «Булава».

В 2004 году последние носители этих ракет — ТК-17 «Архангельск» и ТК-20 «Северсталь» — были выведены в резерв в связи с отсутствием годных ракет для несения службы^{[комм. 1]}.

В сентябре 2012 года полностью завершена ликвидация этих ракет.^[3].

История разработки

В июне 1971 года было принято решение Комиссии по военно-промышленным вопросам, согласно которому КБ машиностроения задавалась разработка комплекса Д-19 с твердотопливной ракетой. Предполагалось оснащение ракеты тремя вариантами головных частей — моноблочной и двумя с разделяющейся головной частью — с 3-5 блоками средней мощности и 8-10 блоками малого класса мощности. В июле 1972 года была закончена разработка аванпроекта^[4].

Согласно одному из вариантов аванпроекта ракета должна была быть трёхступенчатой, с массой около 75 тонн, диаметром 2,7 м и высотой 15 м. Сопло второй ступени совмещалось с передним днищем первой ступени, двигатель третьей ступени состоял из четырех блоков, размещавшихся вместе с боевым оснащением между второй ступенью и головным отсеком. В головном отсеке располагались приборы и двигатель боевой ступени. В отличие от разработанных КБ Машиностроения ракет с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), предполагался сухой метод старта. Особенностью стало применение амортизационной ракетно-стартовой системы (АРСС). Стартовый стол отсутствовал — ракета подвешивалась с помощью семитонной АРСС в шахте. Пуск ракеты осуществлялся с помощью стартового твердотопливного двигателя массой около 4-х тонн, выполнявшегося в форме кольца и расположенного вокруг сопла двигателя первой ступени. Был предложен также вариант с традиционной компоновкой — с переходным отсеком, без совмещения элементов двигателей первой и второй ступени^[5]. При обсуждении аванпроекта подробно, с проектными проработками, рассматривались вопросы целесообразности отказа от традиционного переходного отсека, применения кольцевого стартового двигателя, использования АРСС, выбора марки твердых топлив^[5].

Постановление правительства № 692/222 о создании нового ракетного комплекса Д-19 системы «Тайфун» вышло 16 сентября 1973 года. Постановлением задавалась разработка подводной лодки проекта 941, оснащаемой двадцатью твердотопливными ракетами 3М65. Головным разработчиком ракеты назначалось КБ Машиностроения (главный конструктор В. П. Макеев), разработчиком двигателя первой ступени КБ «Южное» совместно с НПО «Алтай». Ранее, 22 февраля 1973 года, вышло постановление о разработке КБ «Южное» технического предложения на комплекс РТ-23 с ракетой 15Ж44 и унификацией двигателей первых ступеней ракет 15Ж44 и 3М65^[6]. В декабре 1974 года был закончен эскизный проект, в котором предлагался вариант ракет с использованием межступенчатого отсека и ростом погрузочной массы ракеты (вместе с АРСС) до 90 тонн^[5].

Эскизный проект подвергался изменениям. Так, в июне 1975 года вышло дополнение, согласно которому оставался только один тип боевого оснащения — десять боевых блоков мощностью 100 кт, применялся моноблочный двигатель третьей ступени и вместо стартового двигателя использовался пороховой аккумулятор давления. Изменения в компоновочной схеме ракеты привели к удлинению ракетной шахты с 15 до 16,5 метров и росту погрузочной массы ракеты до 90-95 тонн. В августе 1975 года вышло постановление правительства, в котором сформировался окончательный вариант ракеты Р-39, единственный вариант оснащения с десятью боевыми блоками и максимальная дальность в 10000 км (по образному выражению разработчиков формула «10 на 10»)^[7].

В декабре 1976 и феврале 1981 года вышли постановления правительства, которыми закреплялось изменение типа топлив на второй и третьей ступенях, уменьшение максимальной дальности стрельбы с 10 000 до 8 300 км и в сторону увеличения корректировались сроки создания комплекса^[7].

Конструкция ракеты

Конструктивно ракета Р-39 состоит из трёх маршевых твердотопливных ступеней, разделяющейся головной части с жидкостным ракетным двигателем и амортизационной ракетно-стартовой ступени (АРСС)^[8]. Корпуса всех маршевых ступеней выполнены из композиционных материалов с намоткой нитей типа «кокон», имеют малое относительное удлинение и утопленные сопла^[8].

Двигатель первой ступени 3Д65 разрабатывался КБ «Южное» и был унифицирован с двигателем 15Д206 ракеты РТ-23.^[9] Полной унификации добиться не удалось (благодаря большим давлению в камере сгорания и критическому сечению сопла тяга «сухопутного» двигателя достигала 310,8 тс в пустоте^[9]), но многие конструктивные решения были общими. Использовалась намотка нитей высокопрочного органоволокна СВМ по технологии типа «кокон» с вымыванием полимерно-песчаной оправки. Для закладных элементов днища использовался титановый сплав ВТЗ-1. Серийным производством двигателя занимался Сафоновский завод пластмасс. Заряд смесевого твёрдого топлива с внутренним каналом звездообразной формы разрабатывался НПО «Алтай»^[6]. Заряд массой 48 тонн^[6] состоит из бутилкаучукового топлива^[7] с заполнением двигателя жидкой топливной массой и её последующей полимеризацией^[7]. Заряд был создан с программируемым спадом тяги в течение приблизительно 17 секунд, что позволяло осуществлять управление ракетой перед разделением ступеней^[6].

Поворотной конструкции сопла на тот момент у КБ «Южное» не существовало (существовало у КБ «Арсенал» в 1974 г. на 1-й ступени ракеты 3М17 — сопло с двойным упругим уплотнением, аналогом которого стало сопло I ступени американской ракеты МХ), поэтому было применено управление с помощью системы вдува газа в закритическую часть сопла^[6]. На стационарном сопле размещаются восемь попарно расположенных в плоскостях стабилизации клапанов вдува, что позволяло осуществлять управление по всем каналам управления^[6]. В конструкции двигателя применен также ряд специфически решений, обусловленных его применением в составе ракеты морского базирования – герметизация для предотвращения попадания морской воды, предстартовый наддув воздухом внутренней полости двигателя с целью компенсации внешних гидродинамических нагрузок во время старта^[6]. Двигатель запускается после выхода ракеты из шахты, а в конструкции предусмотрены меры по повышению надёжности его работы в течение первых 5 секунд после запуска^[7].

В целях минимизации габаритов^[8] сопловой блок РДТТ второй ступени оснащался телескопической раскрывающейся насадкой^[10]. Сопло было частично утоплено в корпус двигателя и являлось управляющим, создавая управляющие моменты по каналам тангажа и рысканья. Управление по крену осуществлялось автономными двигателями. Топливо высокоплотное октогенное. Заряд смесевого топлива заливался в корпус двигателя и полимеризировался. Первая и вторая ступень соединялись между собой переходным отсеком^[10]. Как и для первой и второй ступени, корпус РДТТ третьей ступени выполнялся намоткой по технологии типа «кокон» с заливкой и последующей полимеризацией смесевого топлива. Но в топливе третьей ступени применялся более сильный окислитель. Двигатель оснащался центральным неподвижным соплом с раздвижной телескопической насадкой. Управление по всем каналам осуществлялось двигателем разделяющейся головной части^[10].

Разделяющаяся головная часть ракеты состоит из переднего приборного отсека, двигательной установки и боевых блоков^[7]. Приборный отсек представлял собой отдельную сборку и стыковался с помощью фланцевого стыка с корпусом ступени разведения. Отсек состоит из двух отсеков — отсека трехстепенного гиростабилизатора с астровизирующим устройством и отсека приборов системы управления. Оба отсека герметичны и разделены промежуточным днищем. Астровизирующее устройство закрывалось сбрасываемым в полете куполом. Приборы системы управления размещались на амортизированной раме. Применение инерциальной системы управления с аппаратурой астрокоррекции позволило обеспечить при стрельбе на максимальную дальность КВО точек падения боевых блоков не более 500 метров^[8].

Двигательная установка размещена вокруг двигателя третьей ступени и состоит из жидкостного двигателя и топливных баков. ЖРД двухрежимный, выполнялся по открытой схеме с однократным включением и возможностью многократного переключения с режима на режим^[7]. В кормовой части ступени разведения на платформах вокруг двигателя третьей ступени располагались десять боевых блоков 100-килотонного класса^[7].

Для Р-39 была разработана стартовая система с размещением практически всех элементов пусковой установки на специальной амортизационной ракетно-стартовой системе (АРСС), размещавщейся в носовой части ракеты^[8]. АРСС состоял из корпуса с крышкой, систем съема и увода, системы формирования каверны. Под крышкой размещался РДТТ увода, а двигатель съема являлся частью корпуса. С крышкой совмещался и пороховой газогенератор системы формирования каверны^[10]. При погрузке ракеты в шахту она устанавливалась корпусом амортизационной системы на опорное резино-металлическое кольцо, расположенное в верхней части шахты. Ракета находилась в шахте в подвешенном состоянии. В стартовую систему входили также средний опорный пояс и корпус хвостового отсека, сбрасываемый после выхода ракеты из воды^[8]. С помощью АРСС обеспечивались амортизация ракеты, герметизация шахты для обеспечения «сухого старта», защита носовой части ракеты при глубоководном погружении подводной лодки с открытой или негерметичной крышкой шахты и стыковка с корабельными системами обслуживания^[10]. Стартовая масса ракеты (вместе с АРСС и хвостовым отсеком) – 90 тонн, после отделения элементов стартовой системы – 84 тонны^[11].

Старт ракеты осуществлялся из сухой шахты с помощью порохового аккумулятора давления, расположенного на днище ракетной шахты в полости сопла двигателя первой ступени^[10]. В момент старта включался пороховой газогенератор АРСС, создавая газовую каверну, с помощью которой обеспечивалось уменьшение газодинамических нагрузок на ракету на подводном участке. Включение двигателя первой ступени производилось в момент выхода ракеты из шахты^[8]. После выхода из воды при работающем двигателе первой ступени АРСС с помощью соответствующих двигателей снималась с ракеты и уводилась в сторону^[10]. С помощью АРСС при незапуске РДТТ первой ступени осуществлялся увод ракеты в сторону от подводной лодки^[8].

Комплекс Д-19

Инфраструктура базирования комплекса

Испытания

С сентября 1977 по декабрь 1978 года производились лётно-конструкторские испытания по отработке начального участка полёта. Осуществлялись пуски с надводного и подводного положений специального погружного стенда^[7] на Черном море в Балаклаве^[6]. Специально для этих испытаний был разработан уменьшенный аналог РДТТ первой ступени ЗД65Б, который обеспечивал все расходно-тяговые характеристики штатного РДТТ ЗД65 в течение первых восьми секунд работы^[6]. Всего со стенда ПС-65 было осуществлено 9 пусков^[12]. Бросковые испытания были продолжены в декабре 1978 — сентябре 1979^[7] с борта подводной лодки «К-153», переоборудованной из проекта 629 по проекту 619. Лодка была оборудована одной ракетной шахтой^[13][14]. Всего было выполнено 7 пусков^[12], при этом замечаний по двигательной установке не возникало^[6].

Параллельно с бросковыми испытаниями с октября 1978 по ноябрь 1979 года была осуществлена отработка боевых блоков посредством запусков экспериментальных ракет К-65М-Р^[7]. Было осуществлено 9 пусков^[12].

В январе 1980 года начались совместные лётные испытания с наземного стенда^[7] НСК-65 на Северном полигоне в Неноксе^[12]. 28 января был осуществлен первый пуск. Однако он и четыре последовавших за ним были неудачными по различным причинам — «перепут» цепей пиротехники, отказ бортовой кабельной сети, конструктивные недостатки БИМ-а второй ступени, разрушение седла клапана вдува РДТТ первой ступени^[6]. В процессе доработок, кроме прочего, была доработана клапанная система и 27 декабря 1980 года осуществлен первый удачный пуск^[6]. Всего до июня 1982 года с наземного стенда было осуществлено 17 пусков ракет — 15 на промежуточную дальность и 2 на минимальную^[7]. Более половины этих пусков были неудачными^{[8][11][15][прим. 1]}.

В декабре 1981 года начались совместные лётные испытания Р-39 с борта головного атомного ракетоносца проекта 941^[7] — «ТК-208»^[14]. Испытания завершились 12 декабря 1982 года залповым пуском четырех ракет — двух по району «Акватория» и двух по полигону «Кура»^[6]. Всего было осуществлено 13 пусков, из которых 11 признаны успешными^{[11][15][прим. 2]}.

Постановлением правительства комплекс Д-19 с ракетой Р-39 был принят на вооружение в мае 1983 года^{[7][прим. 3]}.

Модификации

Ракета Р-39У, комплекс Д-19У

В апреле 1984 года вышло постановление правительства о модернизации комплекса Д-19, а в мае 1985 – ракеты Р-39. Ракета получила новый боевой блок малого класса мощности, разработанный для ракеты Р-29РМУ. Использован новый алгоритм разведения боевых блоков на индивидуальные точки прицеливания в произвольной (свободной) зоне, что позволило снять ограничения по фиксированной зоне разведения и увеличить диапазон разведения боеголовок на дальностях меньше максимальной^[16]. Были проведены мероприятия по повышению защищенности оптических датчиков системы астрокоррекции от ослепления космическими ядерными взрывами при преодолении потенциальной системы ПРО. Под общим руководством В. П. Макеева были проведены работы по модернизации системы управления (Н. А. Семихатов), командных приборов (В. П. Арефьев) и система астрокоррекции (В. С. Кузьмин). В результате была создана система управления с системой астрокоррекции, способная восстанавливать свою работоспособность через несколько секунд после вспышки. Кроме того, ракета получила возможность получения данных от спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, что позволило повысить точность стрельбы до уровня МБР шахтного базирования^[13]. На вооружение комплекс Д-19У с ракетами Р-39У был принят в январе 1988 года^[16].

Сравнительные характеристики

ТТХ[17][18]	Р-29РМ	Синева	Р-39	Булава-М, Булава-30, Булава-45	Трайдент I	Трайдент II	M51	M51.2	Цзюйлан-2
Разработчик (головное учреждение)	ГРЦ			МИТ	Lockheed Martin		EADS		Хуан Вэйлу (黄纬禄)
Год принятия на вооружение	1986	2007	1984	2012	1979	1990	2010		2009
Максимальная дальность стрельбы, км	8 300	11 500	8 250	9 300	7 400	11 300[19]	9 000	10 000	12 000
Забрасываемый вес[20][21], кг	2 800		2 550	1 150	1 500	2 800			2 800
Мощность боевых блоков, кт	4×200, 10×100	4×500, 10×100	10×200	6×150	6×100	8×475, 12×100	6×110	6×100	1×1 000, 1×250, 4×90
КВО, м	550	250	500	350	380	90…120	250	200	300
Противодействие ПРО	Настильная траектория, РГЧ, средства РЭБ		РГЧ	Сокращённый активный участок, настильная траектория, управляемые боевые блоки	РГЧ	РГЧ	РГЧ		РГЧ
Стартовая масса, т	40,3		90,0	36,8	32,3	59,1	52,0	56,0	42,0
Длина, м	14,8		16,0	11,5	10,3	13,5	12,0		13,0
Диаметр, м	1,9		2,4	2,0	1,8	2,1	2,3		2,0
Тип старта	Мокрый (заполнение водой)		Сухой (АРСС)	Сухой (ТПК)	Сухой (мембрана)	Сухой (мембрана)

Комментарии

1. ↑ Твердотопливные ракеты имеют меньшие возможности для продления срока службы, так как происходит распад топлива.

Примечания

1. ↑ (По данным этих источников причины — недоработка двигателей первой и второй ступеней. Подвиг ссылается на Широкорада, по ИС «Ракетная техника» текст идентичен и в качестве источника указан Широкорад, поэтому есть вероятность, что источником этих сведений является только Широкорад
2. ↑ По данным СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 130. испытания производились по октябрь 1982 года и почему-то говорится о 12 пусках ракет, хотя на СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 164. уже говорится о 13 пусках с ПЛ. По данным юбилейного издания КБЮ, часть 4 было осуществлено 33 пуска, из них 8 с аварийным исходом, при этом с ПЛ все пуски были успешными
3. ↑ По данным некоторых источников комплекс принят на вооружение только в 1984 году по результатам интенсивной эксплуатации ТК-208 (например Стратегическое ядерное вооружение России. — 1998. — С. 286.)

Использованная литература и источники

1. ↑ whiteworld.nsinfo.ru, «ВМС России получают „Акулу“»,
2. ↑ «Пуск особого назначения», vz.ru, 17.12.07
3. ↑ Интерфакс — Агентство военных новостей. Россия и США ликвидировали один из классов баллистических ракет, 14.09.2012
4. ↑ СКБ-385, КБ машиностроения, ГРЦ «КБ им. Академика В. П. Макеева» / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — М.: Государственный ракетный центр «КБ им. академика В. П. Макеева»; ООО «Военный Парад», 2007. — С. 127. — ISBN 5-902975-10-7.
5. ↑ ^{1 2 3} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 128.
6. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13} История КБ «Южное» (неизв.). — Глава 4, раздел «РДТТ для морской ракеты». Проверено 12 мая 2010. Архивировано 27 февраля 2012 года.
7. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 129.
8. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7 8 9} Баллистическая ракета подводных лодок Р-39 (РСМ-52) (неизв.). — Информационная система «Ракетная техника» Балтийского государственного университета. Проверено 15 мая 2010. Архивировано 27 февраля 2012 года.
9. ↑ ^{1 2} Твердотопливные ракетные двигатели
10. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 130.
11. ↑ ^{1 2 3} Коллектив авторов. Стратегическое ядерное вооружение России / под редакцией П. Л. Подвига. — М.: ИздАТ, 1998. — С. 286.
12. ↑ ^{1 2 3 4} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 164.
13. ↑ ^{1 2} Проект 941 «Акула» • Typhoon class (неизв.). atrinaflot.narod.ru. Проверено 6 января 2011. Архивировано 27 февраля 2012 года.
14. ↑ ^{1 2} Проект 941 «Акула» (неизв.). deepstorm.ru. Проверено 6 января 2011. Архивировано 27 февраля 2012 года.
15. ↑ ^{1 2} Широкорад А. Б. Энциклопедия отечественного РО. — С. 526.
16. ↑ ^{1 2} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 131.
17. ↑ Сравнение не учитывает такие важные параметры, как живучесть ракеты (стойкость к поражающим факторам ядерного взрыва и лазерному оружию), её траекторию, продолжительность активного участка (что может сильно сказываться на забрасываемом весе). Кроме того, максимальная дальность не всегда указана для варианта с максимальной забрасываемой массой. Так у ракеты Трайдент II нагрузке 8 РГЧ W88 (2800 кг) соответствует дальность 7838 км.
18. ↑ Bob Aldridge. U.S. TRIDENT SUBMARINE & MISSILE SYSTEM: THE ULTIMATE FIRST-STRIKE WEAPON (англ.) (pdf). plrc.org с. 28. — аналитический обзор.
19. ↑ Дальность Трайдент II: 7 838 км — при максимальной нагрузке, 11 300 км — с уменьшенным числом боевых блоков
20. ↑ Согласно протоколу к СНВ-1 забрасываемый вес это: или полный вес последней маршевой ступени, также осуществляющей функции разведения, или полезная нагрузка последней маршевой ступени, если функции разведения выполняет специальный блок.
21. ↑ Протокол о забрасываемом весе МБР и БРПЛ к СНВ-1.

См. также

• Р-31 — первая советская твердотопливная ракета морского базирования.

Ссылки

wikiredia.ru

Р-39 (танк) — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 30 августа 2016; проверки требуют 6 правок. Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 30 августа 2016; проверки требуют 6 правок. Перейти к навигации Перейти к поиску

Р-39
Р-39 или Объект 101 в заводском цеху.
Р-39 в 1949 году
Классификация	Плавающий танк
Компоновочная схема	классическая
Экипаж, чел.	неизвестно
История
Годы производства	1949
Годы эксплуатации	не эксплуатировался
Количество выпущенных, шт.	2
Вооружение
Калибр и марка пушки	76,2-мм ЛБ-76Т
Подвижность
Тип двигателя
Мощность двигателя, л. с.	300
Мощность двигателя, кВт	211 кВт
Скорость по шоссе, км/ч	50 (проектные)
Скорость по пересечённой местности, км/ч	7 (на плаву)

ru.wikipedia.org

Белл Р-39 «Аэрокобра» | Красные соколы нашей Родины

Истребитель Р-39 «Аэрокобра» — яркий пример тех самолетов, что на бумаге выглядят как мировой прорыв, а на практике оказываются неудачниками. Имевший необычную компоновку, самолет обладал некоторыми выдающимися качествами и, в конечном счете, превратился в первоклассный истребитель-штурмовик, воевавший во многих частях света.

Фирма «Белл Эркрафт» была образована в 1935 г. тремя ведущими специалистами компании «Консолитейтед», оставшимися в Буффало после перемещения фирмы в Сан-Диего. В июне 1936 г. они начали проектировать революционно новый истребитель, который назвали «Аэрокобра». Двумя наиболее необычными (но не уникальными) особенностями проекта были размещение двигателя в центре масс (над крылом и позади пилота) и новое шасси с носовым колесом. Ожидалось, что необычное расположение двигателя даст несколько преимуществ. Первой очевидной выгодой было улучшение маневренности: тяжелый двигатель находился в центре масс, а не на оконечности фюзеляжа. Обзор пилота был значительно улучшен, особенно при взлете и посадке; обычные истребители имели длинную носовую часть, которая затрудняла обзор вперед и вниз. От использования нового типа шасси ожидалось много преимуществ, включая намного более легкое управление при взлете и посадке, устранение возможности капотирования, которая все более и более становилась проблемой для мощных истребителей с большими пропеллерами. Это также облегчило размещение мощного вооружения в носовой части, включая крупнокалиберную пушку, стреляющую через втулку воздушного винта.

Летающая пушка

Фирма «Белл» сформулировала детальное предложение Авиакорпусу Армии США. Список преимуществ выглядел внушительно, и армия весьма заинтересовалась истребителем, который мог бы нести мощное орудие Т-9 калибра 37 мм, разработанное «Американской оружейной корпорацией» (ААС). Такая пушка могла быть размещена в носовой части «Локхид» Р-38, но это был большой двухмоторный самолет. Фирма «Белл» предложила установить тяжелую пушку на небольшой маневренной машине. 7 октября 1937 г. армия заказала прототип «Аэрокобры» под обозначением ХР-39- Имеется много разночтений при определении даты первого полета, но в действительности ХР-39 взлетел б апреля 1938 г.

Это был прекрасный самолет со сверкающей металлической обшивкой и почти совершенной обтекаемой формой. Двенадцатицилиндровый V-образный двигатель жидкостного охлаждения «Аллисон» V-1710-17 мощностью 1150 л.с. был установлен непосредственно позади пилотской кабины, обеспечивая защиту от нападения из задней полусферы. Слева был большой воздухозаборник и обтекатель, закрывающий турбокомпрессор В-5 фирмы «Дженерал Электрик». На правой стороне был меньший по размеру воздухозаборник водяного радиатора и маслорадиатора. Просторная кабина обеспечивала почти полный круговой обзор, ее наиболее необычная особенность (кроме горизонтального положения на стоянке) состояла в том, что на каждой стороне находилась дверь автомобильного типа с опускаемым стеклом. Шасси и посадочные щитки имели электрический привод, все управляющие поверхности были обтянуты полотном.

ХР-39 не нес вооружения и брони и имел взлетную массу всего 2517 кг. Вместе с турбонаддувом двигателя это привело к замечательным результатам: максимальная скорость 628 км/ч на высоте 6100 м; эту высоту самолет набирал всего за пять минут. Неудивительно, что 27 апреля 1939 г. армия заказала 12 самолетов YP-39A для эксплуатационных испытаний и один YP-39A без турбонагнетателя. Однако, когда ХР-39 был предоставлен для исследований в НАКА (Национальный консультативный комитет по аэронавтике в Лэнгли, предшественник НАСА), последний рекомендовал более чем 60 доработок. Наиболее существенным предложением было убрать турбокомпрессор. Соединенные Штаты полагали, что географическое положение страны делает невозможным атаку высотных бомбардировщиков. Единственным назначением американских истребителей должны были стать непосредственная авиационная поддержка наземных войск и атаки наземных или надводных целей. Соответственно двигатель был заменен на V-1710-39, рассчитанный на высоту 4054 м.

Другими важными изменениями стали: перемещение радиаторов водяного охлаждения в основания консолей крыла с воздухозаборниками на передней кромке крыла, а воздухозаборника карбюратора — на верхнюю часть фюзеляжа; уменьшение размаха крыла и увеличение длины фюзеляжа; переделка фонаря с увеличением длины и уменьшением высоты; на нишах основных колес появились створки. В целом, рекомендации НАКА привели к существенному снижению сопротивления, но снятие турбокомпрессора заметно ухудшило все высотные характеристики. Время набора высоты 6100 м увеличилось до 7,5 минут. На малых высотах характеристики изменились слабо, а маневренность повысилась. Таким образом, все 13 прототипов для войсковых испытаний были построены с рекомендованными изменениями под обозначением YP-39B.

Броня и вооружение

Когда первый YP-39B (40-27) взлетел 13 сентября 1940 г., у него был существенно более широкий киль. На самолете установили двигатель ¥-1710-37, развивавший мощность 1090 л.с. на высоте 4054 м, вооружение и броню кабины. В состав вооружения входила 37-мм пушка Т-9 С 15 снарядами, два 12.7-мм пулемета с боезапасом по 200 патронов и два 7.62-мм пулемета с боезапасом по 500 патронов. Четыре пулемета были установлены в верхней части носового отсека. Все доработки привели к увеличению общей массы до 3282 кг и к сокращению максимальной скорости до 592 км/ч. Это не очень беспокоило армию, выдавшую 10 августа 1939 г. заказ на 80 серийных самолетов. Первоначально планировалось использовать обозначение Р-45, но. по политическим причинам, чтобы это не было похожим на создание совершенно нового самолета, обозначение было изменено на Р-39С.

Первый Р-39С (40-2971) взлетел в январе 1941 г. К этому времени, однако. после изучения боевых донесений из Европы, армия решила, что «Аэрокобра» недостаточно защищена. Поэтому только 20 из первых 80 были выпущены как Р-39С. 13 сентября 1940 г.. в день первого полета YP-39B. армия заказала 344 P-39D. На следующий день были заказаны оставшиеся 60 самолетов типа С в комплектации D. Среди изменений были: установка улучшенной брони и пуленепробиваемого лобового стекла, протестированные топливные баки уменьшенного объема (454 вместо 645 л). Подвергся пересмотру и состав вооружения: 7,62-мм пулеметы из носовой части убрали, но четыре подобных, каждый с боезапасом 1000 патронов, установили в крыле. Емкость патронного ящика для 37-мм пушки была удвоена и достигла 30 снарядов. Взлетная масса возросла на 111 кг. и летные характеристики еще снизились.

Ранее (13 апреля 1940 г.), по результатам испытаний прототипа, англичане заказали не менее чем 675 самолетов (будучи уверенными, что характеристики серийных самолетов не хуже ХР-39). Первоначально названная Белл «Карибу I», «Аэрокобра I» Королевских ВВС была подобна P-39D, кроме орудия — длинноствольной 20-мм пушки фирмы «Испапо» с боезапасом 60 снарядов и шести пулеметов «Браунинг» калибра 7,7 мм. Первый самолет был облетан в Англии 6 ища 1941 г., и в сентябре 601-я эскадрилья была перевооружена на этот необычный американский истребитель. Но к этому времени стало ясно, что как истребитель он бесполезен для RAF. Максимальная скорость оказалась на 53 км/ч ниже заявленной, и все высотно-скоростные характеристики этого самолета выглядели неприемлемыми. 10 октября 1941 г. четыре «Аэрокобры» 601-й эскадрильи вылетели для нанесения штурмового удара по десантным баржам у северного побережья Франции. При этом было выявлено 19 недостатков, включая высокий уровень окиси углерода в кабине после стрельбы из пулеметов, ошибки компаса после стрельбы из пушки и неприемлемо длинную взлетную дистанцию (686 м).  « Аэрокобры» были выведены из эксплуатации, 212 самолетов из английского заказа были переданы Советскому Союзу, 54 были потеряны в море и 179 приняты на вооружение США под обозначением Р-400, большинство которых было переброшено для усиления обороны Северной Австралии и Новой Гвинеи. Все оставшиеся самолеты, около 200 единиц, в 1942 г. были переданы в состав 8-й Воздушной армии США в Англии.

В 1941-1942 гг. производство было сосредоточено на вариантах P-39D-1. D-2, D-3 и D-4. Все они могли нести под фюзеляжем подвесной бензобак вместимостью 284 л или бомбу калибра 227 кг. На них были установлены соответственно — форкиль и 20-мм пушка М-1, двигатель V-1710-63 (мощностью 1325 л.с), бронированные водяные и маслорадиаторы (как и на первых самолетах серии D), две фотокамеры в хвостовой части фюзеляжа. Остались такие недостатки, как отсутствие обогрева пулеметов на большой высоте и выброс масла из редуктора пропеллера на фонарь кабины.

В варианте P-39D «Аэрокобра» поступила на вооружение ВВС США в начале 1941 г. Самолеты начали боевые действия в составе 8-й истребительной группы в Новой Гвинее годом позже. Потенциальные возможности этого оригинального истребителя фирмы «Белл» при боевом использовании полностью никогда не были реализованы.

На Р-39Е испытывалось крыло с ламинарным обтеканием, которое затем было использовано на Р-6З «Кингкобра». Вариант P-39F, построенный в 229 экземплярах, имел пропеллер «Аэропродактс» (вместо «Кертисс») и выхлопное устройство с 12 патрубками, впервые введенное на Р-400. Варианты G/H/I не строились, однако существовало 25 экземпляров модификации P-39J, в основном подобной варианту F, но с автоматическим регулированием давления наддува двигателя. Было поставлено 210 Р-39К и 250 P-39L, заказанных как модификация G, но с небольшими отличиями и с двигателем Dash-63 мощностью 1325 л.с. (988 кВт). Следующие 240 экземпляров заказанной серии G строились как Р-39М с двигателем, обеспечивающим лучшие высотные характеристики, но с худшими характеристиками на малых высотах.

Первой по-настоящему массовой модификацией стала P-39N (выпущено 2095 машин). Почти все они были направлены в Советский Союз, где пользовались популярностью вследствие надежности конструкции и способности возвращаться после получения множественных боевых повреждений. Большинство машин имело четыре крыльевых топливных бака, поставляемых в качестве дополнительного набора. Если большая дальность полета не требовалась, можно было соответственно улучшить летные характеристики на малой высоте. Задняя бронеплита была заменена гнутым бронестеклом, и в целом взлетная масса самолета была снижена с 4128 кг до 3969 кг.

Основным серийным вариантом стал P-39Q (выпущено 4095 машин). При этом общий выпуск «Аэрокобр» достиг 9558 самолетов. На первом подварианте (Q-1) вместо четырех крыльевых пулеметов были установлены два 12,7-мм пулемета в подкрыльевых гондолах. Запас топлива и вес бронирования оставались в прежних пределах, но некоторые подварианты имели четырехлопастные винты. Начиная с подварианта Q-20, под-крыльевые пулеметы зачастую не устанавливались: советские специалисты считали наличие одной 37-мм пушки и двух 12,7-мм пулеметов достаточным и больше ценили некоторый прирост летных характеристик и маневренности.

Использование Р-39 «Аэрокобра» в ВВС стран-союзников

В течение 1943 г. Р-39 быстро заменялся в частях ВВС США, но продолжал поступать в ВВС многих стран-союзников. Долгое время наиболее важным оставалось оснащение истребительных полков Советских ВВС, включая элитные Гвардейские части. P-39Q использовался на многих участках Восточного фронта вплоть до завершающей битвы за Берлин.

В ВВС «Свободной Франции» использовались почти только P-39Q, общим количеством 1б5 экземпляров; они действовали в 1944-45 гг. в Италии и на юге Франции. Последней частью ВВС США, вооруженной Р-39, была 332-я истребительная группа в составе 15-й ВА в Италии в феврале 1944 г., вооруженная 75-ю P-39Q. Свыше 220 N и Q были поставлены в 1944 г. в части Итальянских союзнических ВВС, действующих в Северной Италии и над Балканами.

Фирма «Белл» проводила важную работу по созданию истребителя Р-76 с ламинарным крылом, испытанном на ХР-39Е, и «перевернутым» двигателем «Континентал» W-1430, но эта работа была прекращена. Много раньше, в 1938 г., был создан истребитель XFL-1 «Аэробонита» для ВМС США, с укороченным фюзеляжем, шасси с хвостовым колесом, оборудованием для полетов с авианосца и многими другими изменениями. Испытания на авианосце, оказавшиеся неудачными, состоялись в феврале 1941 г. В ходе войны, однако, ВМС США получили семь «Аэрокобр» серии F2L и P-39Q-10, модифицированных как XTDL-1. Все они были воздушными радиоуправляемыми мишенями, хотя многие испытательные полеты были пилотируемыми. Серийными радиоуправляемыми мишенями должны были стать машины с обозначением А-7, но ни одной построено не было.

Последними модификациями были двухместные. Почти все они были получены переделкой в частях. В основном это были TP-39F и RP-39Q, последняя — с двойным управлением. В каждом случае дополнительная кабина располагалась впереди основной, вооружение отсутствовало, а фонарь откидывался в сторону. Для сохранения путевой устойчивости форкиль был удлинен и добавлен длинный невысокий подфюзеляжный гребень.

Технические данные P-39Q «Аэрокобра»

• Тип: одноместный истребитель.
• Силовая установка: один поршневой V-образный 12-цилиндровый двигатель жидкостного охлаждения «Аллисон» V-1 710-83 мощностью 1200 л.с. (895 кВт) с трехлопастным винтом фирмы «Кертисс».
• Летные характеристики:
• максимальная скорость: 621 км/ч на высоте 2895 м,
• крейсерская скорость: 322 км/ч.
• рабочий потолок: 10 973 м.
• дальность полета: 1045 км (650 миль).
• масса пустого: 2545 кг,
• максимальная взлетная: 3810 кг.
• размах: 10.36 м. длина 9.19 м, высота 3,61 м,
• площадь крыла: 19,79 м².
• Вооружение: одна 37-мм пушка. стреляющая через вал винта, и два 12.7-мм пулемета в верхней части носового отсека фюзеляжа, два дополнительных пулемета в подкрыльевых контейнерах (на советских самолетах обычно не ставились), одна бомба калибра 227 кг под фюзеляжем.

Последним серийным вариантом «Аэрокобры» был P-39Q с пулеметами калибра 12,7 мм в подкрыльевых обтекателях.

www.airaces.ru

Р-39 — Википедия РУ

История разработки

В июне 1971 года было принято решение Комиссии по военно-промышленным вопросам, согласно которому КБ машиностроения задавалась разработка комплекса Д-19 с твердотопливной ракетой. Предполагалось оснащение ракеты тремя вариантами головных частей — моноблочной и двумя с разделяющейся головной частью — с 3-5 блоками средней мощности и 8-10 блоками малого класса мощности. В июле 1972 года была закончена разработка аванпроекта^[4].

Согласно одному из вариантов аванпроекта ракета должна была быть трёхступенчатой, с массой около 75 тонн, диаметром 2,7 м и высотой 15 м. Сопло второй ступени совмещалось с передним днищем первой ступени, двигатель третьей ступени состоял из четырех блоков, размещавшихся вместе с боевым оснащением между второй ступенью и головным отсеком. В головном отсеке располагались приборы и двигатель боевой ступени. В отличие от разработанных КБ Машиностроения ракет с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), предполагался сухой метод старта. Особенностью стало применение амортизационной ракетно-стартовой системы (АРСС). Стартовый стол отсутствовал — ракета подвешивалась с помощью семитонной АРСС в шахте. Пуск ракеты осуществлялся с помощью стартового твердотопливного двигателя массой около 4-х тонн, выполнявшегося в форме кольца и расположенного вокруг сопла двигателя первой ступени. Был предложен также вариант с традиционной компоновкой — с переходным отсеком, без совмещения элементов двигателей первой и второй ступени^[5]. При обсуждении аванпроекта подробно, с проектными проработками, рассматривались вопросы целесообразности отказа от традиционного переходного отсека, применения кольцевого стартового двигателя, использования АРСС, выбора марки твердых топлив^[5].

Постановление правительства № 692/222 о создании нового ракетного комплекса Д-19 системы «Тайфун» вышло 16 сентября 1973 года. Постановлением задавалась разработка подводной лодки проекта 941, оснащаемой двадцатью твердотопливными ракетами 3М65. Головным разработчиком ракеты назначалось КБ Машиностроения (главный конструктор В. П. Макеев), разработчиком двигателя первой ступени КБ «Южное» совместно с НПО «Алтай». Ранее, 22 февраля 1973 года, вышло постановление о разработке КБ «Южное» технического предложения на комплекс РТ-23 с ракетой 15Ж44 и унификацией двигателей первых ступеней ракет 15Ж44 и 3М65^[6]. В декабре 1974 года был закончен эскизный проект, в котором предлагался вариант ракет с использованием межступенчатого отсека и ростом погрузочной массы ракеты (вместе с АРСС) до 90 тонн^[5].

Эскизный проект подвергался изменениям. Так, в июне 1975 года вышло дополнение, согласно которому оставался только один тип боевого оснащения — десять боевых блоков мощностью 100 кт, применялся моноблочный двигатель третьей ступени и вместо стартового двигателя использовался пороховой аккумулятор давления. Изменения в компоновочной схеме ракеты привели к удлинению ракетной шахты с 15 до 16,5 метров и росту погрузочной массы ракеты до 90-95 тонн. В августе 1975 года вышло постановление правительства, в котором сформировался окончательный вариант ракеты Р-39, единственный вариант оснащения с десятью боевыми блоками и максимальная дальность в 10000 км (по образному выражению разработчиков формула «10 на 10»)^[7].

В декабре 1976 и феврале 1981 года вышли постановления правительства, которыми закреплялось изменение типа топлив на второй и третьей ступенях, уменьшение максимальной дальности стрельбы с 10 000 до 8 300 км и в сторону увеличения корректировались сроки создания комплекса^[7].

Конструкция ракеты

Конструктивно ракета Р-39 состоит из трёх маршевых твердотопливных ступеней, разделяющейся головной части с жидкостным ракетным двигателем и амортизационной ракетно-стартовой ступени (АРСС)^[8]. Корпуса всех маршевых ступеней выполнены из композиционных материалов с намоткой нитей типа «кокон», имеют малое относительное удлинение и утопленные сопла^[8].

Двигатель первой ступени 3Д65 разрабатывался КБ «Южное» и был унифицирован с двигателем 15Д206 ракеты РТ-23.^[9] Полной унификации добиться не удалось (благодаря большим давлению в камере сгорания и критическому сечению сопла тяга «сухопутного» двигателя достигала 310,8 тс в пустоте^[9]), но многие конструктивные решения были общими. Использовалась намотка нитей высокопрочного органоволокна СВМ по технологии типа «кокон» с вымыванием полимерно-песчаной оправки. Для закладных элементов днища использовался титановый сплав ВТЗ-1. Серийным производством двигателя занимался Сафоновский завод пластмасс. Заряд смесевого твёрдого топлива с внутренним каналом звездообразной формы разрабатывался НПО «Алтай»^[6]. Заряд массой 48 тонн^[6] состоит из бутилкаучукового топлива^[7] с заполнением двигателя жидкой топливной массой и её последующей полимеризацией^[7]. Заряд был создан с программируемым спадом тяги в течение приблизительно 17 секунд, что позволяло осуществлять управление ракетой перед разделением ступеней^[6].

Поворотной конструкции сопла на тот момент у КБ «Южное» не существовало (существовало у КБ «Арсенал» в 1974 г. на 1-й ступени ракеты 3М17 — сопло с двойным упругим уплотнением, аналогом которого стало сопло I ступени американской ракеты МХ), поэтому было применено управление с помощью системы вдува газа в закритическую часть сопла^[6]. На стационарном сопле размещаются восемь попарно расположенных в плоскостях стабилизации клапанов вдува, что позволяло осуществлять управление по всем каналам управления^[6]. В конструкции двигателя применен также ряд специфически решений, обусловленных его применением в составе ракеты морского базирования – герметизация для предотвращения попадания морской воды, предстартовый наддув воздухом внутренней полости двигателя с целью компенсации внешних гидродинамических нагрузок во время старта^[6]. Двигатель запускается после выхода ракеты из шахты, а в конструкции предусмотрены меры по повышению надёжности его работы в течение первых 5 секунд после запуска^[7].

В целях минимизации габаритов^[8] сопловой блок РДТТ второй ступени оснащался телескопической раскрывающейся насадкой^[10]. Сопло было частично утоплено в корпус двигателя и являлось управляющим, создавая управляющие моменты по каналам тангажа и рысканья. Управление по крену осуществлялось автономными двигателями. Топливо высокоплотное октогенное. Заряд смесевого топлива заливался в корпус двигателя и полимеризировался. Первая и вторая ступень соединялись между собой переходным отсеком^[10]. Как и для первой и второй ступени, корпус РДТТ третьей ступени выполнялся намоткой по технологии типа «кокон» с заливкой и последующей полимеризацией смесевого топлива. Но в топливе третьей ступени применялся более сильный окислитель. Двигатель оснащался центральным неподвижным соплом с раздвижной телескопической насадкой. Управление по всем каналам осуществлялось двигателем разделяющейся головной части^[10].

Разделяющаяся головная часть ракеты состоит из переднего приборного отсека, двигательной установки и боевых блоков^[7]. Приборный отсек представлял собой отдельную сборку и стыковался с помощью фланцевого стыка с корпусом ступени разведения. Отсек состоит из двух отсеков — отсека трехстепенного гиростабилизатора с астровизирующим устройством и отсека приборов системы управления. Оба отсека герметичны и разделены промежуточным днищем. Астровизирующее устройство закрывалось сбрасываемым в полете куполом. Приборы системы управления размещались на амортизированной раме. Применение инерциальной системы управления с аппаратурой астрокоррекции позволило обеспечить при стрельбе на максимальную дальность КВО точек падения боевых блоков не более 500 метров^[8].

Двигательная установка размещена вокруг двигателя третьей ступени и состоит из жидкостного двигателя и топливных баков. ЖРД двухрежимный, выполнялся по открытой схеме с однократным включением и возможностью многократного переключения с режима на режим^[7]. В кормовой части ступени разведения на платформах вокруг двигателя третьей ступени располагались десять боевых блоков 100-килотонного класса^[7].

Для Р-39 была разработана стартовая система с размещением практически всех элементов пусковой установки на специальной амортизационной ракетно-стартовой системе (АРСС), размещавщейся в носовой части ракеты^[8]. АРСС состоял из корпуса с крышкой, систем съема и увода, системы формирования каверны. Под крышкой размещался РДТТ увода, а двигатель съема являлся частью корпуса. С крышкой совмещался и пороховой газогенератор системы формирования каверны^[10]. При погрузке ракеты в шахту она устанавливалась корпусом амортизационной системы на опорное резино-металлическое кольцо, расположенное в верхней части шахты. Ракета находилась в шахте в подвешенном состоянии. В стартовую систему входили также средний опорный пояс и корпус хвостового отсека, сбрасываемый после выхода ракеты из воды^[8]. С помощью АРСС обеспечивались амортизация ракеты, герметизация шахты для обеспечения «сухого старта», защита носовой части ракеты при глубоководном погружении подводной лодки с открытой или негерметичной крышкой шахты и стыковка с корабельными системами обслуживания^[10]. Стартовая масса ракеты (вместе с АРСС и хвостовым отсеком) – 90 тонн, после отделения элементов стартовой системы – 84 тонны^[11].

Старт ракеты осуществлялся из сухой шахты с помощью порохового аккумулятора давления, расположенного на днище ракетной шахты в полости сопла двигателя первой ступени^[10]. В момент старта включался пороховой газогенератор АРСС, создавая газовую каверну, с помощью которой обеспечивалось уменьшение газодинамических нагрузок на ракету на подводном участке. Включение двигателя первой ступени производилось в момент выхода ракеты из шахты^[8]. После выхода из воды при работающем двигателе первой ступени АРСС с помощью соответствующих двигателей снималась с ракеты и уводилась в сторону^[10]. С помощью АРСС при незапуске РДТТ первой ступени осуществлялся увод ракеты в сторону от подводной лодки^[8].

Комплекс Д-19

Инфраструктура базирования комплекса

Испытания

С сентября 1977 по декабрь 1978 года производились лётно-конструкторские испытания по отработке начального участка полёта. Осуществлялись пуски с надводного и подводного положений специального погружного стенда^[7] на Черном море в Балаклаве^[6]. Специально для этих испытаний был разработан уменьшенный аналог РДТТ первой ступени ЗД65Б, который обеспечивал все расходно-тяговые характеристики штатного РДТТ ЗД65 в течение первых восьми секунд работы^[6]. Всего со стенда ПС-65 было осуществлено 9 пусков^[12]. Бросковые испытания были продолжены в декабре 1978 — сентябре 1979^[7] с борта подводной лодки «К-153», переоборудованной из проекта 629 по проекту 619. Лодка была оборудована одной ракетной шахтой^[13][14]. Всего было выполнено 7 пусков^[12], при этом замечаний по двигательной установке не возникало^[6].

Параллельно с бросковыми испытаниями с октября 1978 по ноябрь 1979 года была осуществлена отработка боевых блоков посредством запусков экспериментальных ракет К-65М-Р^[7]. Было осуществлено 9 пусков^[12].

В январе 1980 года начались совместные лётные испытания с наземного стенда^[7] НСК-65 на Северном полигоне в Неноксе^[12]. 28 января был осуществлен первый пуск. Однако он и четыре последовавших за ним были неудачными по различным причинам — «перепут» цепей пиротехники, отказ бортовой кабельной сети, конструктивные недостатки БИМ-а второй ступени, разрушение седла клапана вдува РДТТ первой ступени^[6]. В процессе доработок, кроме прочего, была доработана клапанная система и 27 декабря 1980 года осуществлен первый удачный пуск^[6]. Всего до июня 1982 года с наземного стенда было осуществлено 17 пусков ракет — 15 на промежуточную дальность и 2 на минимальную^[7]. Более половины этих пусков были неудачными^{[8][11][15][прим. 1]}.

В декабре 1981 года начались совместные лётные испытания Р-39 с борта головного атомного ракетоносца проекта 941^[7] — «ТК-208»^[14]. Испытания завершились 12 декабря 1982 года залповым пуском четырех ракет — двух по району «Акватория» и двух по полигону «Кура»^[6]. Всего было осуществлено 13 пусков, из которых 11 признаны успешными^{[11][15][прим. 2]}.

Постановлением правительства комплекс Д-19 с ракетой Р-39 был принят на вооружение в мае 1983 года^{[7][прим. 3]}.

Модификации

Ракета Р-39У, комплекс Д-19У

В апреле 1984 года вышло постановление правительства о модернизации комплекса Д-19, а в мае 1985 – ракеты Р-39. Ракета получила новый боевой блок малого класса мощности, разработанный для ракеты Р-29РМУ. Использован новый алгоритм разведения боевых блоков на индивидуальные точки прицеливания в произвольной (свободной) зоне, что позволило снять ограничения по фиксированной зоне разведения и увеличить диапазон разведения боеголовок на дальностях меньше максимальной^[16]. Были проведены мероприятия по повышению защищенности оптических датчиков системы астрокоррекции от ослепления космическими ядерными взрывами при преодолении потенциальной системы ПРО. Под общим руководством В. П. Макеева были проведены работы по модернизации системы управления (Н. А. Семихатов), командных приборов (В. П. Арефьев) и система астрокоррекции (В. С. Кузьмин). В результате была создана система управления с системой астрокоррекции, способная восстанавливать свою работоспособность через несколько секунд после вспышки. Кроме того, ракета получила возможность получения данных от спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС, что позволило повысить точность стрельбы до уровня МБР шахтного базирования^[13]. На вооружение комплекс Д-19У с ракетами Р-39У был принят в январе 1988 года^[16].

Сравнительные характеристики

ТТХ[17][18]	Р-29РМ	Синева	Р-39	Булава-М, Булава-30, Булава-45	Трайдент I	Трайдент II	M51	M51.2	Цзюйлан-2
Разработчик (головное учреждение)	ГРЦ			МИТ	Lockheed Martin		EADS		Хуан Вэйлу (黄纬禄)
Год принятия на вооружение	1986	2007	1984	2012	1979	1990	2010		2009
Максимальная дальность стрельбы, км	8 300	11 500	8 250	9 300	7 400	11 300[19]	9 000	10 000	12 000
Забрасываемый вес[20][21], кг	2 800		2 550	1 150	1 500	2 800			2 800
Мощность боевых блоков, кт	4×200, 10×100	4×500, 10×100	10×200	6×150	6×100	8×475, 12×100	6×110	6×100	1×1 000, 1×250, 4×90
КВО, м	550	250	500	350	380	90…120	250	200	300
Противодействие ПРО	Настильная траектория, РГЧ, средства РЭБ		РГЧ	Сокращённый активный участок, настильная траектория, управляемые боевые блоки	РГЧ	РГЧ	РГЧ		РГЧ
Стартовая масса, т	40,3		90,0	36,8	32,3	59,1	52,0	56,0	42,0
Длина, м	14,8		16,0	11,5	10,3	13,5	12,0		13,0
Диаметр, м	1,9		2,4	2,0	1,8	2,1	2,3		2,0
Тип старта	Мокрый (заполнение водой)		Сухой (АРСС)	Сухой (ТПК)	Сухой (мембрана)	Сухой (мембрана)

Комментарии

1. ↑ Твердотопливные ракеты имеют меньшие возможности для продления срока службы, так как происходит распад топлива.

Примечания

1. ↑ (По данным этих источников причины — недоработка двигателей первой и второй ступеней. Подвиг ссылается на Широкорада, по ИС «Ракетная техника» текст идентичен и в качестве источника указан Широкорад, поэтому есть вероятность, что источником этих сведений является только Широкорад
2. ↑ По данным СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 130. испытания производились по октябрь 1982 года и почему-то говорится о 12 пусках ракет, хотя на СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 164. уже говорится о 13 пусках с ПЛ. По данным юбилейного издания КБЮ, часть 4 было осуществлено 33 пуска, из них 8 с аварийным исходом, при этом с ПЛ все пуски были успешными
3. ↑ По данным некоторых источников комплекс принят на вооружение только в 1984 году по результатам интенсивной эксплуатации ТК-208 (например Стратегическое ядерное вооружение России. — 1998. — С. 286.)

Использованная литература и источники

1. ↑ whiteworld.nsinfo.ru, «ВМС России получают „Акулу“»,
2. ↑ «Пуск особого назначения», vz.ru, 17.12.07
3. ↑ Интерфакс — Агентство военных новостей. Россия и США ликвидировали один из классов баллистических ракет, 14.09.2012
4. ↑ СКБ-385, КБ машиностроения, ГРЦ «КБ им. Академика В. П. Макеева» / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — М.: Государственный ракетный центр «КБ им. академика В. П. Макеева»; ООО «Военный Парад», 2007. — С. 127. — ISBN 5-902975-10-7.
5. ↑ ^{1 2 3} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 128.
6. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13} История КБ «Южное» (неизв.). — Глава 4, раздел «РДТТ для морской ракеты». Проверено 12 мая 2010. Архивировано 27 февраля 2012 года.
7. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 129.
8. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7 8 9} Баллистическая ракета подводных лодок Р-39 (РСМ-52) (неизв.). — Информационная система «Ракетная техника» Балтийского государственного университета. Проверено 15 мая 2010. Архивировано 27 февраля 2012 года.
9. ↑ ^{1 2} Твердотопливные ракетные двигатели
10. ↑ ^{1 2 3 4 5 6 7} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 130.
11. ↑ ^{1 2 3} Коллектив авторов. Стратегическое ядерное вооружение России / под редакцией П. Л. Подвига. — М.: ИздАТ, 1998. — С. 286.
12. ↑ ^{1 2 3 4} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 164.
13. ↑ ^{1 2} Проект 941 «Акула» • Typhoon class (неизв.). atrinaflot.narod.ru. Проверено 6 января 2011. Архивировано 27 февраля 2012 года.
14. ↑ ^{1 2} Проект 941 «Акула» (неизв.). deepstorm.ru. Проверено 6 января 2011. Архивировано 27 февраля 2012 года.
15. ↑ ^{1 2} Широкорад А. Б. Энциклопедия отечественного РО. — С. 526.
16. ↑ ^{1 2} СКБ-385 / под общ. ред. В. Г. Дегтяря. — 2007. — С. 131.
17. ↑ Сравнение не учитывает такие важные параметры, как живучесть ракеты (стойкость к поражающим факторам ядерного взрыва и лазерному оружию), её траекторию, продолжительность активного участка (что может сильно сказываться на забрасываемом весе). Кроме того, максимальная дальность не всегда указана для варианта с максимальной забрасываемой массой. Так у ракеты Трайдент II нагрузке 8 РГЧ W88 (2800 кг) соответствует дальность 7838 км.
18. ↑ Bob Aldridge. U.S. TRIDENT SUBMARINE & MISSILE SYSTEM: THE ULTIMATE FIRST-STRIKE WEAPON (англ.) (pdf). plrc.org с. 28. — аналитический обзор.
19. ↑ Дальность Трайдент II: 7 838 км — при максимальной нагрузке, 11 300 км — с уменьшенным числом боевых блоков
20. ↑ Согласно протоколу к СНВ-1 забрасываемый вес это: или полный вес последней маршевой ступени, также осуществляющей функции разведения, или полезная нагрузка последней маршевой ступени, если функции разведения выполняет специальный блок.
21. ↑ Протокол о забрасываемом весе МБР и БРПЛ к СНВ-1.

См. также

• Р-31 — первая советская твердотопливная ракета морского базирования.

Ссылки

http-wikipediya.ru