Оружие массового поражения. Двигатель рд 216


Ракетный комплекс средней дальности Р-14 с ракетой 8К65 (Р-14У/8К65У)

В состав ракетного комплекса Р-14 входят следующие боевые средства:

  • Ракета ]]>8К65]]>
  • Пусковая установка 8У235
  • Установщик ракет 8У224 (8У224М)

Ракета 8К65 - одноступенчатая с несущими топливными баками. Топливные баки ракеты выполнены из прессованных оребренных панелей. Наддув бака "О" осуществляется воздухом, бака "Г" - азотом. В качестве компонентов ракетного топлива впервые были использованы азотная кислота (окислитель) и несимметричный диметилгидразин (горючее), которые воспламенялись при взаимном контакте. В магистралях каждого из компонентов ракетного топлива также впервые были установлены мембранные клапаны, отделяющие ракетный двигатель от топливных баков, что позволяло длительное время держать ракету в заправленном состоянии.

8К65 имела автономную инерциальную систему управления. Впервые была применена гиростабилизированная платформа с воздушным подвесом гироскопов, а также генератор программных импульсов. Разработчик ГСП-НИИ-49.В качестве органов управления использовались газоструйные рули.

Ракета оснащалась моноблочной ядерной головной частью мощностью 1 Мт, которая отделялась в полете. Для того чтобы исключить соударение корпуса ракеты о головную часть в первые секунды после отделения, использовались три пороховых тормозных ракетных двигателя, включавшиеся в момент окончания работы маршевого ЖРД. Ракета имела системы аварийного подрыва ГЧ и выключения ДУ в случае значительного отклонения ракеты от заданной траектории полета.

Ракета 8К65У унифицирована для наземного и шахтного стартов. Способ старта из шахты - свободный, газодинамический, из пускового стакана, на собственных двигателях. Шахтный боевой стартовый комплекс состоит из трех ШПУ и командного пункта. Дивизион с наземными боевыми стартами состоит из трех батарей и имеет по одной пусковой установке в каждой батарее.

]]>]]>

На ракете устанавливался маршевый двигатель РД-216, который состоял из двух идентичных двигательных блоков 8Д513, объединенных рамой крепления с корпусом и имеющих общую систему запуска, каждый из которых имел две камеры сгорания, турбонасосный агрегат (ТНА), газогенератор, работающий на основных компонентах топлива и систему автоматики.

Камеры сгорания ЖРД паяносварной конструкции с внутренним и регенеративным охлаждением. Корпус камеры образован двумя оболочками - огневой бронзовой стенкой и стальной рубашкой, которые соединены через гофрированные проставки.

Впервые ТНА работал на основных компонентах топлива, что позволило отказаться от использования перекиси водорода и упростить эксплуатацию ракеты. ТНА содержал два топливных шнекоцентробежных насоса с двусторонними входами и осевую двухступенчатую активную турбину, расположенных на двух валах. Газ для привода ТНА вырабатывался в газогенераторе за счет сжигания небольшой части топлива с избытком горючего. Отработанный газ турбонасосным агрегатом выбрасывался через специальное сопло.

Агрегаты автоматики срабатывали от электро- и пирокоманд, а также управляющего давления азота, который поступал к редуктору из бортовых баллонов. ЖРД регулировался по тяге изменением расхода топлива через газогенератор, по соотношению компонентов топлива - изменением расхода окислителя. Управление вектором тяги производилось при помощи газовых рулей.

Запуск ЖРД - одноступенчатый, с первоначальной подачей компонентов в газогенераторы блоков из двух пусковых бачков путем их вытеснения азотом через наземный стартовый пневмощиток.

Регулирование тяги в полете осуществлялось одновременным изменением подачи в газогенераторы обоих компонентов при сохранении их соотношения и стабилизации температуры генераторного газа. Оно проводилось гидроредукторами окислителя и горючего, управление которыми обеспечивали синхронно перенастраиваемые от системы РКС азотные редукторы каждого блока. Синхронизация опорожнения баков ступени осуществлялась регулятором давления окислителя на входе в двигатель. Выключение ЖРД - двухступенчатое. Сначала прекращалась работа газогенераторов, затем отсекалась подача компонентов в камеры с одновременным дренажем горючего из трактов их охлаждения. Большинство агрегатов автоматики двигателя имело дублированный пиротехнический привод.

rbase.new-factoria.ru

Баллистическая ракета средней дальности Р-14 (индекс ГРАУ 8К65, обозначение НАТО SS-5 Skean)

Р-14 (индекс ГРАУ 8К65) — советская жидкостная одноступенчатая баллистическая ракета средней дальности (БРСД) наземного базирования (по классификации НАТО — SS-5 Skean).

Головной разработчик — ОКБ-586. Принята на вооружение в 1961 году.

В 1964 году на вооружение была принята ракета Р-14У «Чусовая» (индекс 8К65У) шахтного базирования.

Разработка

Одноступенчатая баллистическая ракета средней дальности для наземных стартовых комплексов Р-14, согласно техническому заданию, должна была обладать дальностью стрельбы, достаточной, для поражения любого военного объекта на территории Европы. Создана в ОКБ-586 под руководством Михаила Янгеля. Разработка начата 2 июля 1958 года ещё до завершения лётных испытаний Р-12. Испытания проходили на полигоне Капустин Яр с 6 июня 1960 года по декабрь 1960 года (по другим данным по 12 апреля 1961 года). Район падения ракет находился возле Братска. Первая серия пусков выявила конструктивный недостаток вызывающий кавитацию, приводишую к разрушению ракеты, однако дефект был без труда устранён. В сентябре 1962 года c полевой позиции вблизи железнодорожной станции Ясная под Читой проведён первый успешный испытательный пуск Р-14 с ядерным зарядом по условной цели на ядерном полигоне Новая Земля. Комплекс поставлен на боевое дежурство в декабре 1962 года.

Разработка Р-14У, унифицированного варианта для наземных и шахтных пусковых установок начата в ОКБ-586 в 1960 г. Для шахтного базирования использовалась ШПУ группового старта "Чусовая" 8П764 разработки ГСКБ Спецмаш (под управлением В.Бармина). В состав комплекса входили три ШПУ расположенные на расстоянии не менее 100 метров друг от друга. Командный пункт, хранилища окислителя, горючего и сжатого газа, блок электроснабжения размещались в одном сооружении - технологическом блоке. Для наземного старта использовалась передвижная пусковая установка 8У235. Для установки ракеты на пусковую установку использовались установщики ракет 8У224 и 8У224М.

12 января 1962 года начаты лётно-конструкторские испытания Р-14У с наземного старта на полигоне Капустин Яр. 11 февраля 1962 года произведён первый испытательный пуск ракеты с шахтной пусковой установки построеной на этом же полигоне. Р14У вместе с ракетами Р-12У и Р-16У, принята на вооружение 15 июля 1963 года. Характеристики Р-14У в основном аналогичны Р-14.

Конструкция

Ракета 8К65 - одноступенчатая с несущими топливными баками. Топливные баки ракеты выполнены из прессованных оребренных панелей. Наддув бака "О" осуществляется воздухом, бака "Г" - азотом. В качестве компонентов ракетного топлива впервые были использованы азотная кислота (окислитель) и несимметричный диметилгидразин (горючее), которые воспламенялись при взаимном контакте. В магистралях каждого из компонентов ракетного топлива также впервые были установлены мембранные клапаны, отделяющие ракетный двигатель от топливных баков, что позволяло длительное время держать ракету в заправленном состоянии.

8К65 имела автономную инерциальную систему управления. Впервые была применена гиростабилизированная платформа с воздушным подвесом гироскопов, а также генератор программных импульсов. Разработчик ГСП-НИИ-49.В качестве органов управления использовались газоструйные рули.

Ракета оснащалась моноблочной ядерной головной частью мощностью 1 Мт, которая отделялась в полете. Для того чтобы исключить соударение корпуса ракеты о головную часть в первые секунды после отделения, использовались три пороховых тормозных ракетных двигателя, включавшиеся в момент окончания работы маршевого ЖРД. Ракета имела системы аварийного подрыва ГЧ и выключения ДУ в случае значительного отклонения ракеты от заданной траектории полета.

Ракета 8К65У унифицирована для наземного и шахтного стартов. Способ старта из шахты - свободный, газодинамический, из пускового стакана, на собственных двигателях. Шахтный боевой стартовый комплекс состоит из трех ШПУ и командного пункта. Дивизион с наземными боевыми стартами состоит из трех батарей и имеет по одной пусковой установке в каждой батарее.

На ракете устанавливался маршевый двигатель РД-216 конструкции В. Глушко, который состоял из двух идентичных двигательных блоков 8Д513, объединенных рамой крепления с корпусом и имеющих общую систему запуска, каждый из которых имел две камеры сгорания, турбонасосный агрегат (ТНА), газогенератор, работающий на основных компонентах топлива и систему автоматики.

Камеры сгорания ЖРД паяносварной конструкции с внутренним и регенеративным охлаждением. Корпус камеры образован двумя оболочками - огневой бронзовой стенкой и стальной рубашкой, которые соединены через гофрированные проставки.

Впервые ТНА работал на основных компонентах топлива, что позволило отказаться от использования перекиси водорода и упростить эксплуатацию ракеты. ТНА содержал два топливных шнекоцентробежных насоса с двусторонними входами и осевую двухступенчатую активную турбину, расположенных на двух валах. Газ для привода ТНА вырабатывался в газогенераторе за счет сжигания небольшой части топлива с избытком горючего. Отработанный газ турбонасосным агрегатом выбрасывался через специальное сопло.

Агрегаты автоматики срабатывали от электро- и пирокоманд, а также управляющего давления азота, который поступал к редуктору из бортовых баллонов. ЖРД регулировался по тяге изменением расхода топлива через газогенератор, по соотношению компонентов топлива - изменением расхода окислителя. Управление вектором тяги производилось при помощи газовых рулей.

Запуск ЖРД - одноступенчатый, с первоначальной подачей компонентов в газогенераторы блоков из двух пусковых бачков путем их вытеснения азотом через наземный стартовый пневмощиток.

Регулирование тяги в полете осуществлялось одновременным изменением подачи в газогенераторы обоих компонентов при сохранении их соотношения и стабилизации температуры генераторного газа. Оно проводилось гидроредукторами окислителя и горючего, управление которыми обеспечивали синхронно перенастраиваемые от системы РКС азотные редукторы каждого блока. Синхронизация опорожнения баков ступени осуществлялась регулятором давления окислителя на входе в двигатель. Выключение ЖРД - двухступенчатое. Сначала прекращалась работа газогенераторов, затем отсекалась подача компонентов в камеры с одновременным дренажем горючего из трактов их охлаждения. Большинство агрегатов автоматики двигателя имело дублированный пиротехнический привод. 

Тактико-технические характеристики

Длина ракеты, м24,0
Диаметр корпуса, м2,4
Стартовый вес, т87,0
Вес топлива, т79,2
Тип ГЧтермоядерная моноблочная отделяемая
Масса боевого блока легкий/тяжелый, кг1500/2155
Мощность БЧ легкая/тяжелая, Мт1,0/2,3
Дальность стрельбы с легкой/тяжелой БЧ, км4500/3700
КВО, м1250 - 1900
Система управленияинерциальная с гиростабилизированной платформой
ДвигательЧетырёхкамерный ЖРД РД-216 (8Д514) с ТНА
Тяга на земле, тс151
Тяга в пустоте, тс171
Удельный импульс в пустоте, Н﹡с/кг2857
Время работы, с131 - 170

Эксплуатация

Группировка Р-14 и Р-14У численностью около 100 пусковых установок достигла апогея в 1965 году. В 1978 году начата замена ракет комплексами "Пионер" и была полностью снята с боевого дежурства в 1981 году. В соответствии с договором о ликвидации РСРД последние 6 ракет Р-14 были уничтожены к 21 мая 1990 г.

Позиция шахтных ракет Р-14У состояла из трех шахтных пусковых установок и защищенного командного пункта. Ракеты загружались в шахтные пусковые установки при помощи специальных установщиков и хранились с пустыми топливными баками. Заправка их производилась в случае угрожаемого положения.

Живучесть шахтных пусковых установок ракет Р-14У "Чусовая" была невысока. Радиус поражения их при взрыве бомбы в 1 Мт составлял 1,5 - 2 км. Боевые позиции были групповыми. Таким образом, один взрыв 1 Мт мог уничтожить сразу 3 шахты. Тем не менее защищенность ракет в шахтных пусковых установках была существенно выше, чем на открытых пусковых установках.

К моменту заключения договора о ликвидации ракет средней дальности развернутых ракет Р-14 и Р-14У не было. Лишь шесть ракет Р-14 хранилось на складе в Колосово.

Численность развернутых ракет Р-14 и Р-14У

годколичество ракет
196117
196228
196354
196432
1965101
1966101
1967101
196896
196989
197087
197187
197287
197387
197487
197587
197687
197779
197873
197945
198035
198125
198216
19830
Ракета-носитель "Космос" Ракета 8К65 использовалась в космических целях. На ее базе была создана геофизическая ракета "Вертикаль", используемая для выполнения международной программы сотрудничества социалистических стран в области исследования и использования космического пространства ("Интеркосмос"). В верхней части ракеты находился высотный зонд с научной аппа-ратурой и служебными системами. Ракеты запускались на высоты 500-1500км. После завершения программы зонд с научной аппаратурой спускался на Землю с помощью парашютной системы. Первый запуск ракеты "Вертикаль" по программе "Интеркосмос" состоялся 28 ноября 1970 года.

8К65 была выбрана и в качестве основы для создания ракеты-носителя легкого класса, существенно превосходящей по возможностям первый днепропетровский вариант РН "Космос" на базе Р-12. Эскизное проектирование нового носителя, получившего индекс 65С3 началось в КБЮ уже в апреле 1961 года. Постановление ЦК КПСС И Совета Министров СССР "О создании космического носителя 65С3 на базе боевой ракеты 8К65 вышло 31 октября 1961 года. Новая ракета проходила летные испытания на космодроме Байконур. Они начались 18 августа 1964 года. Было 8 пусков РН, получившей название "Космос-1". Из них - 7 успешных. Доработанный вариант ракеты "Космос-3" оказался не вполне удачным. После последовавшей модернизации РН под названием "Космос-3М" уже длительное время весьма успешно эксплуатируется Военно-космическими силами.

По оценкам американских специалистов, проводивших сравнительный анализ 18 типов различных РН легкого класса, созданных в разных странах, в настоящее время это один из самых совершенных носителей в мире в своем классе.

mass-destruction-weapon.blogspot.com

НЕВСКИЙ БАСТИОН, ВОЕННО-ТЕХНИЧЕСКИЙ СБОРНИК, 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

РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС 8П864 “ШЕКСНА-Н”

С МБР ТЯЖЕЛОГО КЛАССА Р-16 (8К64)

MISSILE COMPLEX 8P864 “SHEKSNA-N”

ICBM HEAVY CLASS R-16 (8K64)

Разработка комплекса задана Постановлением СМ СССР от 17 декабря 1956 года “О создании межконтинентальной баллистической ракеты Р-16 (8К64)”. В феврале 1957 года ОКБ-586 выполнило предэскизный проект ракеты Р-16. По нему ракета была двухступенчатой с последовательным расположением ступеней конической формы. Двигатели для ракеты разрабатывались в ОКБ-3 НИИ-88, на заводе №586 был создан филиал ОКБ-3 НИИ-88.К ноябрю 1957 года выполнен эскизный проект ракеты и комплекса. Ракета Р-16 имела две ступени цилиндрической формы разного диаметра: первая ступень диаметром в 3 м, вторая – 2,4 м. Компонентами топлива были выбраны АК-27И и НДМГ. Проект МБР Р-16 был подвергнут резкой критике со стороны руководства ОКБ-1, С.П.Королева и В.П.Мишина. Для приемки эскизного проекта комплекса в январе 1958 года решением правительства была назначена специальная экспертная комиссия под председательством М.В.Келдыша. После долгого и бурного обсуждения эскизный проект ракеты Р-16 был одобрен и принят для разработки рабочих чертежей. Одновременно на ракете Р-16 были заменены двигатели ОКБ-3 НИИ-88 на ЖРД ОКБ-456, разрабатываемые на базе двухкамерных блоков двигателя ракеты Р-14. Одной из причин такой замены стало отсутствие у ОКБ-3 производственной базы и прототипа. На первой ступени ракеты Р-16 применили связку из трех двухкамерных блоков, на второй – один блок с удлиненными высотными соплами. Постановлениями СМ СССР от 28 мая и от августа 1958 года определялся дальнейший ход разработки РК с МБР Р-16. В 1958 года на ракету были выданы уточненные ТТТ.По приказу ГКОТ от 24 марта 1958 года заводу №586 и ОКБ-586, параллельно с созданием МБР Р-16, было поручено развернуть работы по изготовлению МКР “Буря”. Это было вынужденное решение, так как руководство государства не было абсолютно уверено в успехе создания МБР.Ввиду обострения международной обстановки постановлением СМ от 13 мая 1959 года ОКБ-586 задавалось ускорение разработки МБР Р-16 с выходом на ЛКИ к концу 1960 года и началом серийного производства с 1962 года. Для разработки системы управления в Харькове было образовано ОКБ-692.При проектировании ракеты Р-16 использовался ряд решений, отработанных и проверенных на ракетах средней дальности Р-12 и Р-14. Унификация узлов, приборов и двигательных установок позволила создать МБР в достаточно короткие сроки. Первоначально ракетный комплекс проектировался как наземный подвижный, но ввиду сложности и громоздкости от этого варианта отказались. Было принято решение о создании наземного стационарного комплекса, который и был принят на вооружение.На первом этапе проектирования ракета Р-16 создавалась с комбинированной системой управления, в дальнейшем для ракеты была разработана автономная инерциальная система управления. Главным конструктором системы управления был назначен Б.М.Коноплев (НИИ-692, г.Харьков), в дальнейшем В.Г.Сергеев (который сменил Б.М.Коноплева после его трагической смерти). В составе системы управления использовалась гиростабилизированная платформа. Командные приборы создавались в НИИ-10 МСП (НИИ-944) под руководством В.И.Кузнецова.

Основные маршевые двигатели для ракеты разработало ОКБ-456 главного конструктора В.П.Глушко. Для первой ступени в 1958-1961 гг. был создан двигатель РД-218 (8Д712) состоящий из трех двухкамерных ЖРД РД-217 (8Д515), унифицированных с двигателем ракеты Р-14.Для второй ступени ракеты был разработан двигатель РД-219 (8Д713) по конструкции аналогичный ЖРД РД-216 ракеты Р-14 и двигателю РД-218 первой ступени ракеты Р-16. Двигатель РД-219 состоял из двух камер, ТНА, газогенератора, агрегатов автоматики, двигательной рамы и др. элементов. В отличии от РД-218 ЖРД РД-219 имел измененные сопла рассчитанные на большую степень расширения газа, были введены дроссели системы опорожнения баков МБР и сопло для расширения отработанных газов турбины. Камеры двигателя РД-219 были соединены специальной рамой, к которой крепился ТНА, расположенный горизонтально между камерами. Камеры изготовлялись из стали, в них использовались однокомпонентные форсунки и гофрированные проставки для соединения стенок на всей длине корпуса. ТНА состоял из двух топливных шнекоцентробежных насосов с двухсторонними входами и осевой двухступенчатой активной турбины, расположенные на двух валах. ТНА имел мощность 3570 кВт при частоте вращения 158 оборотов в секунду.

Впервые для управления полетом в состав каждой ступени вводился свой четырехкамерный рулевой ЖРД, на нем качание каждой камеры производилось в одной плоскости. Рулевые двигатели РД-851 (8Д63У) и РД-852 (8Д64У) были разработаны в специализированном двигательном КБ ОКБ-586 (главный конструктор И.И.Иванов), преобразованном из филиала ОКБ-3 НИИ-88. Двигатели обеспечивали управление первой и второй ступеней ракеты по всем каналам стабилизации. Они имели турбонасосную систему подачи компонентов топлива и были выполнены по схеме без дожигания генераторного газа. Рабочее тело турбины ТНА – газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании компонентов топлива. Применения рулевых двигателей позволило снизить конечный вес ракеты за счет меньших остатков топлива и повысить точность стрельбы.Топливные баки первой и бак горючего второй ступеней были несущими из панелей алюминиево-магниевого сплава с поперечно-продольным силовым набором. Бак окислителя второй ступени был изготовлен из листового материала с применением химического фрезерования. Баки горючего обеих ступеней наддувались азотом, бак окислителя первой ступени – встречным потоком воздуха (скоростным напором), бак окислителя второй ступени – воздухом.

Для Р-16 отрабатывалось два боевых блока конической формы с термоядерными зарядами различных тротиловых эквивалентов: при стрельбе на максимальную дальность использовалась легкая головная часть, на минимальную и промежуточную – тяжелая с большим ядерным зарядом. В ходе летных испытаний ракеты Р-16 в 1961 году было задано заменить заряды в головных частях ракет Р-16 и Р-14. Для этого в 1962 году разработали унифицированные для установки на обе ракеты головные части.Разделение ступеней осуществлялось по команде на разделение ступеней, при этом выключался основной двигатель и снижалась тяга рулевого двигателя первой ступени. после запуска рулевого двигателя 2-ой ступени происходил разрыв связей между ступенями и тормозился корпус 1-ой ступени тормозными двигателями. Запуск двигателя второй ступени производился при достижении между разделившимися ступенями расстояния в 10-15 м. Отделение головной части производился за счет торможения корпуса 2-ой ступени тормозными двигателями после выключения последовательно основного и рулевого двигателей 2-ой ступени.

Наземный стартовый комплекс «Шексна-Н» для ракет Р-16 с боевыми стартовыми позициями был создан в КБ Новокраматорского машзавода (НКМЗ), главный конструктор В.И.Капустинский, и включал в себя две стартовые установки 8У22 с общим командным пунктом и хранилищем ракетного топлива, а так же ремонтно-техническая база.Комплекс наземного оборудования был разработан в ГСКБ (КБТМ), в него входило 23 агрегата. Для комплекса наземного оборудования в ГСКБ (КБТМ) были созданы следующие агрегаты: транспортно-стыковочная тележка 8Т139; транспортная тележка 8Т133; транспортная тележка 8Т134; ангарно-складская тележка 8Т131; заправщик окислителем 8Г134; средства обслуживания – комплект 8Т0139 (руководитель проекта В.И.Ляшенко), он предназначен для обслуживания ракеты, уложенного на транспоортных тележках в горизонтальном положении; стыковочно-изометрическая машина 8Т352; стыковочная машина 8Т352П; стыковочные машины 8Т332 и 8Т332М; электрочехлы 8Ф06, 8Ф013, 8Ф013Т, 8Ф018 и 8Ф018Т (руководитель проекта В.И.Табунченко), они предназначены для обеспечения температурного режима от +5 до +35 градусов внутри головной части при температуре окружающей среды ниже +5 градусов и для защиты ГЧ от воздействий солнечной радиации.

Летом 1960 года на полигоне Тюра-Там (НИИП-5) созданы две площадки: №41 с двумя стартами (строительство начато 5 мая 1955 года) для испытаний ракеты, техническая позиция имела №42. В августе 1960 года были начаты огневые стендовые испытания первой и второй ступени ракеты Р-16 на опытной базе в НИИ-229 г.Загорске. При первом огневом испытании первой ступени от мощной струи был разрушен отбойный лоток стенда. Однако испытание было оценено как успешное и комиссия решила ограничится им. По завершении трех испытаний второй ступени ракета Р-16 была допущена к летным испытаниям.В сентябре введен в эксплуатацию МИК на площадке №42 НИИП-5 (Тюра-Там). Для испытаний ракеты Р-16 на полигоне было сформировано 2-е испытательное управление, в состав которого вошла 39 отдельная инженерная испытательная часть. Председателем государственной комиссии по ЛКИ был назначен Главный маршал артиллерии М.И.Неделин.

ЛКИ ракеты Р-16 предполагалось начать 23 октября 1960 года, но подготовка МБР к пуск шла очень сложно. Были частые отказы автоматики, ложные срабатывания в цепи, отказ клапанов, протечки топлива. На площадке находилось много высокопоставленных лиц, маршалу Неделену были частые звонки из Москвы (ЦК, Совмин, Минобороны). Все это создавало нервозную обстановку на испытаниях. В этот день пуск не состоялся, нужно было устранить много недоработок. Главный конструктор системы управления Кузнецов был категорически против продолжения испытаний. Вечером 23 октября Янгель предложил для продолжения работ на МБР слить топливо, но это означало перенос испытаний на 2-3 недели. А их было задано провести до ноябрьских праздников. На следующий день, 24 октября, подготовка была продолжена в обычном режиме, ракета оставалась заправленной. Маршал М.И.Неделин вместе с заместителями главного конструктора главных конструкторов находились в 100 м от ракеты, они комментировали последние приготовления к пуску. Ракета Р-16 была в фермах обслуживания, на которых было много людей проводивших регламентные работы и устраняли неполадки. В это время в 18.45 произошла катастрофа – заправленная ракета взорвалась на площадке №41 при техническом обслуживании в результате схемной ошибки в системе управления и несанкционированного запуска двигателя второй ступени (головная часть ракеты была заполнена инертным балластом). за шесть секунд вся стартовая площадка была охвачена пламенем.

В катастрофе погибло 92 человека непосредственно на площадке, среди них много главных и ведущих конструкторов и военноначальников (погиб маршал М.И.Неделин), а всего с учетом умерших в госпитале – 126 человек, более 50 получили ранения. По счастливой случайности главный конструктор ракеты М.К.Янгель остался жив, он вместе с генералом Мрыкиным отошел за несколько минут по аварии покурить. Обстоятельства катастрофы расследовала государственная комиссия, возглавляемая председателем Президиума Верховного Совета СССР Л.И.Брежневым. После этой катастрофы председателем государственной комиссии был назначен начальник 4 НИИ МО генерал-лейтенант А.И.Соколов, до этого временно исполнял эти обязанности генерал-лейтенант А.Н.Бровцин.Пуск второй ракеты Р-16 состоялся 2 февраля 1961 года. Пуск не был успешным – ракета упала на трассе полета из-за потери устойчивости на удалении 520 км от старта. Дальнейшие испытания пошли более успешно, поэтому, не дожидаясь их завершения, в 1961 году было начато серийное производство ракеты. ЛКИ завершились в феврале 1962 года. С мая 1961 года по январь 1962 года производились пуски ракет Р-16 с одним типом боевого оснащения, выполнено около 10 пусков, и в августе-декабре 1962 года с другим типом боевого оснащения.

Серийное производство ракет Р-16 было начато на заводах №586 и №166. До принятия ракеты на вооружение в конце 1961 года несколько стартов было поставлено на боевое дежурство. Развертывание комплекса началось в 1961 году и к 1965 году было развернуто 186 пусковых установок для ракет Р-16, треть из которых была развернута в ШПУ (ракета Р-16У). Первые полки стали на боевое дежурство на постоянных местах дислокации 1 ноября 1961 года (г. Нижний Тагил, командир С.И.Рызлейцев; г.Юрья, командиры Я.Л.Березин и А.Т.Харченко), также была поставлена на боевое дежурство 1 ноября 1961 года боевая стартовая станция (Байконур, командир В.П.Мишин). 15 января 1962 года на стартах №7 и №8 2-й дивизион ракетного полка под Плесецком заступил на боевое дежурство, а 13 июня 1962 года на боевое дежурство был поставлен полк с двумя новыми наземными ПУ №5 и №6 под Плесецком (командир Д.Т.Гуща).

Заправка ракет компонентами топ-лива осуществлялась специальными заправщиками, в т.ч. для окислителя использовался заправщик 8Т134, а для горючего – 8Г140, ранее применявшийся для ракеты Р-14 (8К65).Ремонт учебно-боевых ракет Р-16 был организован на Балашовском заводе с 1967 года, переданном из ВВС в 1961 году. Серийно ракеты начали ремонтировать с 1969 года, гарантия – полтора года хранения и 150 циклов испытаний. На заводе так же был освоен ремонт боевых ракет Р-16, была отремонтирована одна ракета и испытана на НИИП-5 с положительными результатами, дальнейший ремонт не производился.

Для тренировок отделений заправки ракет Р-16 компонентами топлива был разработан макет ракеты Р-16-АК-1700. Он имел утолщенные стенки баков, макет камеры сгорания и реальные трубопроводы и клапаны, связанные с заправкой компонентов топлива. Макет многократно использовался и ремонтировался (до 15 ремонтов), на ремзаводе производилась нейтрализация, ремонт и контроль работоспособности. Гарантия – год хранения и 30 циклов заправкиНа базе МБР Р-16 была создана унифицированная ракета Р-16У для наземного и шахтного стартов.Ракета Р-16 была первой массовой МБР первого поколения, а ее модификация Р-16У стала первой отечественной стратегической ракетой, размещенной в ШПУ. Ракета Р-16 была первой межконтинентальной двухступенчатой баллистической ракетой на высококипящих компонентах топлива и с автономной системой управления.

ХАРАКТЕРИСТИКИ

Разработчик ОКБ-586 (КБЮ)Главный конструктор М.К.ЯнгельИзготовитель ракет заводы: №586 (ЮМЗ), №166 (ПО “Полет”, Омск), №1001 (КМЗ, г. Красноярск)Код НАТО SS-7 Saddler Mod 1&2Тип комплекса стратегический ракетный комплекс с МБР со стартом с наземного стартового стола, первого поколенияСостояние на вооружении с 20 октября 1962 года. Поставлен на боевое дежурство в 1961 году. Снят с вооружения в 1974 годуРакета Р-16 (8К64), Р-16У(8К64У)Дальность стрельбы, км:- с легким боевым блоком 13000- с тяжелым боев. блоком 10500-11000Точность стрельбы (КВО), км 2,7 (предельное отклонение – +10)Головная часть:- тип моноблочная, термоядерная 8Ф17, 8Ф115, 8Ф116- мощность заряда, Мт:легкий блок 2,2-3тяжелый блок 5-6- разработчик заряда КБ-11гл. конструктор С.Кочарянц- форма коническая- длина, м 4,5- диаметр, м 2,0- вес, кг:легкий блок 1475-1500тяжелый блок 2175-2200Система управления инерциальная с гиростабилизированной платформой на “ твердых” подвесах- разработчик ОКБ-692 (Харьков)- изготовитель Киевский завод автоматики им. Г.И. ПетровскогоВес системы управления, кг :- общий 440- на первой ступени 152- на второй ступени 288Система телеметрии “Рубин-1”Органы управления четырехкамерный рулевой ЖРД на каждой ступени с качанием каждой камеры в одной плоскостиРазделение ступеней за счет тормозных пороховых двигателей I ступениОтделение ГЧ за счет тормозных пороховых двигателей II ступениСистема прицеливания с помощью наземных оптических приборов- разработчик КБ-7 ЦКБ -784- гл. конструктор С.П.Парняков- тип визуальная оптико-механическая 8Ш16Тип старта газодинамический с наземной ПУ за счет собственных двигателейЧисло ступеней ракеты 2Длина ракеты, м:- с тяжелым блоком 30,44-31- с легким блоком 34,3Макс. диаметр корпуса, м 3,0Стартовый вес, т 140,6- 141,2Горючее НДМГОкислитель АК-27ИВес топлива, т 130Время пуска ракеты из полной боевой боеготовности, мин 18ПЕРВАЯ СТУПЕНЬ 8С81:Размеры, м:- длина 14,5- длина с переходным отсеком 16,8- диаметр 3,0Двигатель 6-камерный ЖРД РД-218 (8Д712) с ТНА без дожигания (три блока РД-217 (8Д515) по две камеры на одной общей раме с одной кабельной сетью)- разработчик ОКБ-456- главный конструктор В.П.Глушко- изготовитель з-д №586, красноярский з-д №1001- состав блока РД-217 две камеры, ТНА, восстановительный газогенератор, пороховой стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы- соотношениекомпонентов топлива 2,5- тяга у земли, тс 226-226,5- тяга в пустоте, тс 255,4-266- удельный импульс, с:на земле 246в пустоте 289- давление, кгс/см2:в камере сгорания 75на срезе сопла 0,4- время работы, сек 90-100- вес, кг:сухой конструкции 1960залитого двигателя 2240- высота, м 2,188- диаметр, м 2,789Рулевой двигатель 4-камерный ЖРД РД-851 (8Д63У и 8Д63)- разработчик КБ-4 ОКБ-586- гл. конструктор И.И.Иванов- соотношение компонентов топлива 2,45- тяга, тс:у земли 28,85в пустоте 33,124- удельный импульс, с:у земли 243в пустоте 279- число включений 1- угол качания камер, град. +38- время работы на режиме, с:основном 110дросселированном 5- диаметр, м 3,54- высота, м 1,7- вес, кг 403ВТОРАЯ СТУПЕНЬ 8С82:Размеры, м:- длина 10,8- диаметр 2,4Двигатель 2-камерный ЖРД РД-219 (8Д713) с ТНА без дожигания- разработчик ОКБ-456- главный конструктор В.П.Глушко- состав две камеры, ТНА, газогенератор, агрегаты автоматики, рама и др.- запуск сразу на главную ступень- регулировка тяги расход топлива через газогенератор и изменение подачи окислителя через камеры- соотношение компонентов топлива 2,5- тяга двигателя в пустоте, тс 89,95-90- удельный импульс в пустоте, с 293- давление, кгс/см2:в камере сгорания 75на срезе сопла 0,28-0,3- геометрическая степень расширения сопла 25,8- время работы, с 125- вес, кг:сухой конструкции 665-760залитого двигателя 797камеры 125- высота, м 2,03-2,04- диаметр, м 2,162-2,2Рулевой двигатель 4-камерный ЖРД РД-852 (8Д64У и 8Д64)- разработчик КБ-4 ОКБ-586- гл. конструктор И.И.Иванов- соотношение компонентов топлива 2,1- тяга в пустоте, тс 4,92- удельный импульс в пустоте, с 255- число включений 1- угол качания камер, град. +31- время работы, с 143- диаметр, м 2,95- высота, м 1,47- вес, кг 133

СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС:Тип наземный 8П864Разработчик НКМЗГл. конструктор В.И.КапустинскийЧисло стартов в комплексе 2Число КП 1

ПУСКОВАЯ УСТАНОВКА:Тип наземный стартовый стол 8У22Разработчик НКМЗГл. конструктор В.И.КапустинскийРазмеры ПУ, м:- длина 3,2- ширина 3,2- высота 3,4Число ракет на ПУ 1Предстартовая подготовка, мин 5-6Гарантийный срок хранения ракеты в заправленном состоянии, сут 30

НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ:Разработчик ГСКБ (КБТМ)Число агрегатов 23Заправщик горючим 8Г140Транспортная тележка 8Т133Транспортная тележка 8Т134Ангарно-складская тележка 8Т131Средства обслуживания 8Т0139Стыковочно-изометрическая машина 8Т352Стыковочная машина 8Т352ПСтыковочные машины 8Т332 и 8Т332МЭлектрочехлы 8Ф06, 8Ф013, 8Ф013Т, 8Ф018 и 8Ф018Т

ТРАНСПОРТНО-СТЫКОВОЧНАЯ ТЕЛЕЖКА:Тип 8Т139Разработчик ГСКБ (КБТМ)СИСТЕМА ЗАПРАВКИ:Тип 8Г74ПРазработчик ГСКБ (КБТМ)ЗАПРАВЩИК ОКИСЛИТЕЛЕМ:Тип 8Г75, 8Г75П и 8Г134Разработчик ГСКБ (КБТМ)

А.В.Карпенко, ВТС «БАСТИОН», 18.02.2017

Источники:Карпенко А.В. «Российское ракетное оружие 1943-1993 гг.» (справочник). СПб: «Пика», 1993 г., 180 сКарпенко А.В., Уткин А.Ф., Попов А.Д. «Отечественные стратегические ракетные комплексы». СПб: Невский Бастион – Гангут, 1999 г., 288 с.Karpenko A.W., Popov A.D., Solomonov Ju.S., Utkin A.F. “Sowjetisch-russische strategische raketenkomplexe”. Elbe-Dnjepr-verlag, 2006Волков Е.Б., Филимонов А.А., Бобырев В.Н., Кобяков В.А. Межконтинентальные баллистические ракеты СССР (РФ) и США. – М.: РВСН, 1996.Днепровский ракетно-космический центр. – Днепропетровск: ПО ЮМЗ-КБЮ, 1994.Ракеты и космические аппараты конструктор-ского бюро «Южное», Днепропетровск: ГКБЮ, 2000Первов М. Межконтинентальные баллистические ракеты СССР и России. М: 1998Полигон особой важности. – М: ”Согласие”, 1997Создатели ракетно-ядерного оружия и ветераны-ракетчики рассказывают. ЦИПК, 1996Стратегическое ядерное вооружение России. Под ред. П.Л.Подвига. М: ИздАТ, 1998Хроника основных событий истории Ракетных войск стратегического назначения / Под ред. И.Д.Сергеева – М.: РВСН, 1992.Первов М. Ракетное оружие Ракетных войск стратегического назначения. М: «Виоланта», 1999Ракетный щит отечества. М: ЦИПК РВСН, 1999Головня Г.А. О Михаиле Кузьмиче Янгеле, рукопись, 1972.и др.

РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС 8П764 “ШЕКСНА-В” С МБР ТЯЖЕЛОГО КЛАССА Р-16У (8К64У) МБР Р-16 (ПЛАНШЕТ) КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО «ЮЖНОЕ» ИМЕНИ М.К. ЯНГЕЛЯ (УКРАИНА)

nevskii-bastion.ru

РД-264 — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Для этого термина существует аббревиатура «РД», которая имеет и другие значения: см. РД. РД-264Тип Топливо Окислитель Камер сгорания Страна Использование Время эксплуатации Применение Развитие Производство Конструктор Время создания Производитель Массогабаритныехарактеристики Масса Высота Диаметр Рабочие характеристики Тяга Удельный импульс Давление в камере сгорания Отношение окислитель/топливо Тяговооружённость
РД-264
ЖРД
НДМГ
Тетраоксид диазота
4
СССР СССР
1973 год — настоящее время
МБР Р-36М РН «Днепр»
РД-268
КБ «Энергомаш»
1973 — 1986
Энергомаш
3600 кг
2,15 м
3,03 м
Уровень моря: 4521 кН Вакуум: 4610 кН
Уровень моря: 293 с Вакуум: 318 c
204 Атм (20,6 МПа)
2,67
128,05

РД-264 (индекс ГУКОС — 11Д119) — четырёхкамерный жидк

ru.wikipedia.org

РД-0146/0146Д

РД-0146/0146Д

Описание

Первый в России двигатель, выполненный по безгенераторной схеме. Первый в мире ЖРД, выполненный по независимой двухвальной схеме подачи компонентов топлива с последовательной подачей газа на турбины. Указанное обстоятельство позволило продемонстрировать работоспособность системы подачи с оптимальными характеристиками агрегатов. В состав двигателя входят низкооборотные преднасосы, обеспечивающие работоспособность двигателя при низких баковых давлениях компонентов.

РД-0146/0146Д

технические характеристики

Основные параметры семейства двигателей РД-0146 / РД-0146Д

  • Жидкостный ракетный двигатель, выполненный по безгенераторной схеме.
  • Топливо: кислород + водород
Модификации двигателя РД-0146 РД-0146Д
Тяга, земная/пустотная, тс 10(98) 7,5 (68,6)
Удельный импульс пустотный, кгс с/кг (м/с) 463(4542) 470 (4690)
Давление в камере сгорания, кгс/см2(Мпа) 80,8 (7,9) 60 (5,9)
Обороты ТНАГ, об/мин 123200 98180
Габариты, высота/диаметр, мм 2200/1250 3558/1950
Максимальное время работы в полете, с 560 1350
Количество включений в полете, с 1 5

Программа модернизации двигателя РД-0146/РД-0146Д

В 1997 году по Техническому заданию ГКНПЦ им. М.В. Хруничева для перспективных вариантов РН «Протон» и «Ангара» начата разработка РД-0146 с тягой 10 тс с высотным соплом. Макет двигателя РД-0146 был продемонстрирован на выставке «Аэрокосмос 2000». В 2001 году один из экземпляров РД-0146 по соглашению был отправлен в Пратт-Уитни. Проведено более 100 испытаний с суммарной наработкой свыше 5000 сек. С 2008 года КБХА занимается созданием кислородно-водородного маршевого двигателя РД-0146Д для использования в разгонном блоке тяжелого класса РН «Ангара-А5». РД-0146Д обладает возможностью многократного включения в ходе полета. В состав двигателя входит неохлаждаемый насадок, состоящий из стационарной и подвижной частей.

engine.space

Ракетный двигатель РД-219 - СССР в космосе

РД-219 – советский ЖРД конструкции ГДЛ-ОКБ, разработан в 1958 – 61 годах для 1-й ступени РН. Топливо двухкомпонентное самовоспламеняющееся (окислитель – смесь окислов азота с азотной кислотой, горючее – несимметричный диметилгидразин) с соотношением компонентов 2,5; тяга в вакууме 833 кН; удельный импульс в вакууме 2875 м/с; масса конструкции 665 кг; масса залитого ЖРД – 755 кг; высота 2,04 м; диаметр 2,2 м; время работы 125 с. ЖРД содержит 2 камеры, питающий их ТНА, газогенератор, агрегаты автоматики, двигательную раму и другие элементы. Камеры соединены специальной рамой, к которой крепится ТНА, расположенный горизонтально между камерами в области их горловин.Камеры изготовлены из стали и по конструкции аналогичны применяемым в РД-107, но в них используются исключительно однокомпонентные форсунки и гофрированные проставки (для соединения стенок) на всей длине корпуса. Давление в камерах сгорания 7,35 МПа, на выходе из сопел 27 кПа. ТНА содержит 2 топливных шнекоцентробежных насоса с двусторонними входами и осевую двухступенчатую активную турбину, расположенные на двух валах: на одном насос окислителя и (консольно) турбина, на другом насос горючего. Крутящий момент между валами передается через короткий гибкий вал. Мощность ТНА 3570 кВт. Крыльчатки, шнеки и корпуса насосов изготовлены из алюминиевых сплавов, ротор и коллекторы турбины – из никелевых сплавов; другие основные детали ТНА – стальные. Газ для привода ТНА (его температура 1100 К) вырабатывается в газогенераторе за счет сжигания небольшой части топлива (1,8%) с избытком горючего. Газогенератор – с цилиндрическим одностенным корпусом, охлаждаемым завесой горючего, которая создается форсуночной головкой. Газогенератор изготовлен из сталей и никелевого сплава. Отработанный газ ТНА выбрасывается через расширяющееся сопло, создающее тягу свыше 8 кН. Агрегаты автоматики срабатывают от электро- и пирокоманд, а также управляющего давления азота который поступает к редуктору из бортовых баллонов.ЖРД запускается сразу на главную ступень. Предварительно производится открытие пиромембранных клапанов, установленных на входе в насосы, и компоненты топлива заполняют насосы и пусковые бачки. Начальная раскрутка ТНА происходит при закрытых топливных клапанах, установленных на выходе из насосов, а необходимое для раскрутки топливо вытесняется в газогенератор из пусковых бачков азотом. По мере увеличения давления топливные клапаны открываются и газогенератор переключается на питание от насосов. ЖРД регулируется по тяге – изменением расхода топлива через газогенератор (команды поступают от системы регулирования скорости РН) и по соотношению компонентов топлива – изменением расхода окислителя через камеры (команды поступают от системы опорожнения баков на электропривод дросселя, установленного за насосом). При выключении ЖРД прекращается подача топлива последовательно в газогенератор и камеры. Одновременно с выключением камер производится дренаж горючего из охлаждающих трактов с целью уменьшения импульса последействия тяги.

www.space-ru.com

РД-253 — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 15 марта 2013; проверки требуют 28 правок. Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 15 марта 2013; проверки требуют 28 правок. Перейти к навигации Перейти к поиску Для этого термина существует аббревиатура «РД», которая имеет и другие значения: см. РД. РД-253 (РД-275)Тип Топливо Окислитель Камер сгорания Страна Использование Время эксплуатации Применение Развитие Производство Конструктор Время создания Производитель Массогабаритныехарактеристики Сухая масса Высота
Ракетный двигатель «РД-253» на стенде
ЖРД
Гептил
N2O4
1
СССР → Россия
с 1963 г.
«Протон» (1-я ступень)
РД-254; РД-256; РД-275; РД-275М (РД-276)
Глушко В.П.,НПО «Энергомаш»
1963 г
ПО «Моторостроитель», (ОАО «Протон-ПМ») Пермь, Россия
1070 кг
3 000

ru.wikipedia.org