Реферат: Межконтинентальные баллистические ракеты - текст реферата. Скачать бесплатно.
Банк рефератов, курсовых и дипломных работ. Много и бесплатно. # | Правила оформления работ | Добавить в избранное
 
 
   
Меню Меню Меню Меню Меню
   
Napishem.com Napishem.com Napishem.com

Реферат

Межконтинентальные баллистические ракеты

Банк рефератов / Астрономия, авиация, космонавтика

Рубрики  Рубрики реферат банка

закрыть
Категория: Реферат
Язык реферата: Русский
Дата добавления:   
 
Скачать
Microsoft Word, 4028 kb, скачать бесплатно
Заказать
Узнать стоимость написания уникального реферата

Узнайте стоимость написания уникальной работы

Межконтинентальная баллистическая ракета Р -7 (8К 71) / Р -7А (8К 74)/ SS-6 (Sapwood) Тактико-технические характеристики Стартовая мас са , т 283,0 Масса полезной нагрузки , кг до 5400 Масса топлива , т 250 Максимальная дальность стрельбы , км 8000 Длина ракеты , м 31,4 Диаметр ракеты , м 11,2 Тип головной части Моноблочная , ядерная , отделяемая 20 мая 1954 года выходит совместное постановление ЦК КПСС и Правительства о создании баллистической ракеты межконтинентальной дальности . Работы были поручены ЦКБ -1. Возглавлявший это бюро С.П . Королев получил широкие полномочия на привлечение не только специалистов различных отраслей промышленности , но и на использование необходимых материальных ресурсов . Для отработки тактико-технических характеристик МБР , запуска искусственных спутников земли, выполнения научно-исследовательских и экспериментальных работ по тематике ракетно-космической техники , начиная с февраля 1955 года , создается полигон в районе поселка Тюра-Там (Байконур ). В начале 1957 года ракета , получившая обозначение Р -7, была готов а к испытаниям . В апреле этого же года был подготовлен и стартовый комплекс . Первый старт , назначенный на 19.00 московского времени 15 мая , вызвал большой интерес . Прибыли все Главные конструктора систем ракеты и стартового комплекса , руководители программ ы и ряда других ответственных организаций . Все надеялись на успех . Однако , почти сразу после прохождения команды на запуск двигательной установки в хвостовом отсеке одного из боковых блоков возник пожар . Ракета взорвалась . Намеченный на 11 июня 1957 года с ледующий запуск “семерки” не состоялся по причине неисправности двигателей центрального блока . Специалистам под руководством ведущего конструктора Д . Козлова потребовался месяц упорной и кропотливой работы , чтобы устранить причины выявленных неполадок . И в от 12 июля ракета наконец взлетела . Казалось все идет хорошо , но прошло всего несколько десятков секунд полета и ракета стала отклоняться от заданной траектории . Чуть позже ее пришлось подорвать . Как потом удалось выяснить , причиной послужило нарушение с 3 2 секунды управления ракетой по каналам вращения и тангажа . Первая серия испытаний показала наличие серьезных недостатков в конструкции Р -7. При анализе данных телеметрии было установлено , что в определенный момент при опорожнении баков горючего возникал и колебания давления в расходных магистралях , которые приводили к повышенным динамическим нагрузкам и , в конечном счете , к разрушению конструкции (американские конструкторы также столкнулись с этой проблемой ). Долгожданный успех пришел 21 августа 1957 год а , когда стартовавшая в тот день ракета полностью выполнила намеченный план полета . 27 августа в советских газетах появилось сообщение ТАСС об успешном испытании в СССР сверхдальней многоступенчатой ракеты . Это заявление , естественно , не осталось без внима н ия и произвело должный эффект . 4 октября и 3 ноября этого же года в Советском Союзе при помощи ракет Р -7 были запущены первые ИСЗ . Эти события произвели колоссальный фурор в мире . Позже американский президент Дж . Кеннеди признался : “Когда мы узнали о запу с ке русскими искусственного спутника земли , мы пришли в шоковое состояние и в течение недели не могли ни принимать решения , ни разговаривать друг с другом...” . Не эти ли впечатления остановили Дж . Кеннеди от разрешения Карибского кризиса силовым путем ? Кто знает . А тем временем испытатели межконтинентальной ракеты столкнулись с новыми трудностями . Так как боевой блок поднимался на высоту нескольких сотен километров , то ко времени обратного входа в плотные слои атмосферы он разгонялся до огромных скоростей. Моноблок круглой формы , разработанный ранее для БРСД , быстро сгорал . В конце концов разработчики боевого оснащения справились с этой проблемой , но какой ценой . Как вспоминал генерал-лейтенант А.С . Калашников (в период испытаний занимал должность начальник а управления на полигоне Байконур ) летом 1960 года , когда Н.С . Хрущев увидел первую ГЧ ракет Р -7 и модернизированную (вторая была в 4-5 раз меньше и более совершенна по конструкции ), то очень разозлился и все допытывался у Главкома РВСН главного маршала ар т иллерии М.И . Неделина , почему так получилось , кто не доработал и по какой причине такая огромная первая головная часть . Так как Неделин виновных не назвал , то Хрущев решил , что виноват Королев и когда Сергей Павлович докладывал о своих новых МБР Р -9 и РТ- 1 , выставленных на специальной площадке , Хрущев выслушал его молча . Окружающие даже не смогли понять , разрабатывать эти ракеты дальше или нет . Естественно , что большая масса ГЧ существенно уменьшила дальность полета . На повестку дня встал вопрос о создани и модифицированной ракеты с улучшенными тактико-техническими характеристиками . 12 июля 1958 года было выдано задание на разработку более совершенной ракеты — Р -7А . Одновременно велась доводка “семерки” . 20 января 1960 года ее приняли на вооружение только ч т о созданного вида Вооруженных Сил — Ракетных войск стратегическогоназначения . Двухступенчатая ракета Р -7 выполнена по “пакетной ” схеме . Ее первая ступень представляла собой четыре боковых блока , каждый длиной 19 м и наибольшим диаметром 3 м , расположенн ы х симметрично вокруг центрального блока (вторая ступень ракеты ) и соединенных с ним верхним и нижним поясами силовых связей . Конструкция всех блоков одинакова и включала опорный конус , топливные баки , силовое кольцо , хвостовой отсек и двигательную установ к у . На каждом блоке первой ступени устанавливались ЖРД РД -107 конструкции ГДЛ-ОКБ , руководимого академиком В . Глушко , с насосной подачей компонентов топлива . Он был выполнен по открытой схеме и имел шесть камер сгорания . Две из них использовались как рулев ы е . ЖРД развивал тягу 78т у земли . Центральный блок ракеты состоял из приборного отсека , баков для окислителя и горючего , силового кольца , хвостового отсека , маршевого двигателя и четырех рулевых агрегатов . На второй ступени устанавливался ЖРД РД -108, ана л огичный по конструкции с РД -107, но отличавшийся , в основном , большим числом рулевых камер . Он развивал тягу у земли до 71 т и работал дольше , чем ЖРД боковых блоков . Для всех двигателей использовалось двухкомпонентное топливо : окислитель — переохлажденн ы й жидкий кислород , горючее — керосин Т -1. Для обеспечения работы автоматики ракетных двигателей , применялись перекись водорода и жидкий азот . Чтобы достичь заданной дальности полета конструкторы установили автоматическую системы регулирования режимов рабо т ы двигателей и систему одновременного опорожнения баков (СОБ ), что позволило сократить гарантированный запас топлива . Конструктивно-компоновочная схема Р -7 обеспечивала запуск всех двигателей при старте на земле с помощью специальных пирозажигательных уст р ойств , установленных в каждую из 32 камер сгорания . Маршевые ЖРД ракеты имели высокие энергетические и массовые характеристики , а также высокую надежность . Для своего времени они были выдающимся достижением в области ракетного двигателестроения . Р -7 осн а щалась комбинированной системой управления . Ее автономная подсистема обеспечивала угловую стабилизацию и стабилизацию центра масс на активном участке траектории . Радиотехническая подсистема осуществляла коррекцию бокового движения центра масс в конце акти в ного участка траектории и выдачу команды на выключение двигателей , что повышало точность стрельбы . Исполнительными органами системы управления являлись поворотные камеры рулевых двигателей и воздушные рули . Для реализации алгоритмов радиокоррекции были по с троены два пункта управления (основной и зеркальный ), удаленных на 276 км от стартовой позиции и на 552 км друг от друга . Ракета несла моноблочную термоядерную головную часть мощностью 3 Мт . Она крепилась к приборному отсеку центрального блока с помощью т рех пирозамков . Характеристики ГЧ позволяли поразить крупную площадную цель , посредством как воздушного , так и наземного ядерного взрыва . Для базирования этих ракет , в 1958 году , было принято решение о строительстве боевой стартовой станции (объект “Анга р а” ) в районе г . Плесецк . 1 января 1960 года она была готова , а 16 июля впервые в Вооруженных Силах самостоятельно провела два учебно-боевых пуска со стартовой позиции . Перед стартом ракету доставляли с технической позиции на железнодорожном транспортно-ус т ановочном лафете и устанавливали на массивное пусковое устройство . Весь процесс предстартовой подготовки длился более двух часов . Ракетный комплекс получился громоздким , уязвимым и очень дорогим и сложным в эксплуатации . К тому же в заправленном состояни и ракета могла находиться не более 30 суток . Для создания и пополнения необходимого запаса кислорода для развернутых ракет нужен был целый завод . Комплекс имел низкую боевую готовность . Недостаточной была и точность стрельбы . БРК данного типа не годился дл я массового развертывания . Всего было построено четыре стартовых сооружения . 12 сентября 1960 года на вооружение принимается МБР Р -7А . Она имела несколько большую по размерам вторую ступень , что позволило увеличить на 500 км дальность стрельбы , новую голо в ную часть и упрощенную систему радиоуправления . Но добиться заметного улучшения боевых и эксплуатационных характеристик не удалось . Очень быстро стало ясно , что Р -7 и ее модификация не могут быть поставлены на боевое дежурство в массовом количестве . Так в с е и случилось . К моменту возникновения Карибского кризиса РВСН располагали несколькими десятками таких ракет . К концу 1968 года обе эти ракеты сняли с вооружения . Но еще раньше МБР Р -7А стала широко использоваться для запуска космических аппаратов . В исто р ии развития советской космонавтики эта ракета сыграла выдающуюся роль . Межконтинентальная баллистическая ракета Р -9 / Р -9А (8К 75) SS-8 / (Sasin) Тактико-технические характеристики Максимальная дальность стрельбы , км 12000 Стартовая масса , т 80,4 Масса полезной нагрузки , кг до 2095 Масса топлива , т 71,1 Длина ракеты , м 24,3 Диаметр ракеты , м 2,68 Тип головной части Моноблочная , ядерная С появлени ем у американцев ракетной системы “Минитмен” руководство Советского Союза явственно осознало уязвимость и техническое отставание своих МКР . В этих условиях решено было ускорить принятие на вооружение МБР Р -9А . Постановлением СМ СССР от 31 мая 1959 года ОК Б -1 С.П . Королева поручалось создать межконтинентальную ракету , пригодную для массового развертывания в частях , а главное , которая должна была иметь тактико-технические характеристики намного лучше , чем Р -7. Р -9А стала последней боевой ракетой , разработан н ой под непосредственным руководством С.П . Королева . Летом 1960 года на полигоне Байконур был проведен показ ракетной техники для руководства страны . Присутствовал и Н.С . Хрущев . Сергей Павлович представлял две свои ракеты — жидкостную Р -9 и твердотопливну ю РТ -1. Хрущев молча выслушал доклад Королева и своего мнения не высказал . Присутствующим конструкторам , руководителям промышленности и Ракетных войск ясности относительно дальнейшей судьбы этих ракет реакция Никиты Сергеевича не прибавила . И только по нас т оянию военных разработка Р -9 была продолжена . Начало летно-конструкторских испытаний Р -9 (на первом пуске 9 апреля 1961 года присутствовал Королев ) успешным не назовешь . В первое время сказывалась недоведенность маршевого жидкостного ракетного двигателя первой ступени , работавшего на кислородно-керосиновом топливе . Его поставили на ракету под сильным давлением академика В.П . Глушко . Только в 1961 году , при запусках экспериментальных ракет , в результате возникавших высокочастотных разрушений двигателей , б ы ли выведены из строя три стартовых комплекса . Следует отметить , что альтернатива была , так как в ОКБ А . Исаева и Н . Кузнецова разрабатывали двигатели для первой ступени этой ракеты . Но Глушко использовал свои связи в верхах и добился выгодного для себя ре ш ения . В конце концов неполадки в двигательной установке первой ступени устранили , но , как потом выяснилось , не в полной мере . Ее надежность оставалась не на должном уровне , что подтвердилось при эксплуатации в войсках . Так при проведении учебно-боевого пу с ка одним из ракетных полков произошел взрыв ракеты . Испытания затянулись . Так как ракетные комплексы с наземными стартами к этому времени уже считались морально устаревшими и не отвечали предъявляемым к ним требованиям по степени защищенности и боеготовн о сти , решено было доработать ракету для шахтной пусковой установки (ШПУ ), создать которую еще предстояло . Конструкторам требовалось повысить надежность ракеты и , главное , решить проблему от которой зависела сама возможность нахождения “девятки” на боевом д е журстве . Речь шла о способах длительного хранения больших количеств жидкого кислорода для заправки баков ракет . В результате была создана система , обеспечивавшая потери кислорода не более 2-3 % в год . Летные испытания завершились в только феврале 1964 го д а , а 21 июля 1965 года на вооружение РВСН был принят ракетный комплекс с шахтными и наземными пусковыми установками и ракетой Р -9А . 14 и 15 декабря 1964 года началась постановка на боевое дежурство первых четырех ракетных полков с наземными стартами (по д в а в г . Козельске и г . Плесецке ), а 26 декабря — первого ракетного полка с ШПУ в Козельске . Двухступенчатая ракета Р -9А выполнена по схеме “тандем” с последовательным делением ступеней . Конструктивной особенностью ракеты можно считать малую длину второй с т упени . Первая ступень состояла из открытой решетчатой фермы , бака окислителя , приборного отсека , бака горючего и хвостового отсека . Топливные баки выполнялись по несущей конструкции . Корпус второй ступени состоял из конической и цилиндрической частей . Ко н ическую часть корпуса составляли переходник , бак горючего и бак окислителя с межбаковой обечайкой . Цилиндрическая часть образовывала хвостовой отсек , внутри которого размещался маршевый двигатель второй ступени . Бак горючего был выполнен по несущей схеме, а бак окислителя — в форме сферы . На первой ступени стоял четырехкамерный маршевый ЖРД РД -111 с качающимися камерами сгорания , развивавший тягу 141 т . На второй ступени установили четырехкамерный ЖРД РД -461 конструкции С . Косберга . Он обладал рекордным п о тому времени удельным импульсом тяги среди кислородно-керосиновых двигателей и развивал тягу в пустоте 31 т . Наддув баков в полете и работа приводов турбонасосных агрегатов обеспечивалась с помощью продуктов сгорания основных компонентов топлива , что поз в олило упростить конструкцию двигателей и уменьшить их массу . “Девятка” отличалась сравнительно коротким участком работы двигательной установки первой ступени , вследствие чего разделение ступеней происходило на высоте , где влияние скоростного напора на ра к ету еще значительно . На ракете был реализован горячий способ разделения ступеней , при котором двигатель второй ступени запускался в конце этапа работы маршевого ЖРД первой ступени . При этом горячие газы истекали через ферменную конструкцию переходника . Из- за того , что в момент разделения ЖРД второй ступени работал только на 50 % номинальной тяги и короткая вторая ступень была аэродинамически неустойчива , рулевые сопла не могли справиться с возмущающими моментами . Для устранения этого недостатка конструктор ы установили аэродинамические щитки на поверхности сбрасываемого обтекателя хвостового отсека второй ступени . С появлением систем засечки пусков МБР у США , короткий участок работы первой ступени стал достоинством “девятки” , так как стартующие ракеты засек а лись по мощному факелу от работающих маршевых двигателей . На ракете устанавливалась комбинированная система управления , имевшая инерциальную систему и канал радиокоррекции . Ее приборы были “врезаны” в обечайку межбакового отсека . Круговое вероятное откло н ение точки падения головной части от точки прицеливания при стрельбе на дальности свыше 12000 км составляло 1,6 км . Со временем от радиотехнической подсистемы отказались , оставив только инерциальную подсистему . Система управления позволяла обеспечить дист а нционный контроль параметров ракеты . Для МБР Р -9А были разработаны два варианта моноблочных головных частей . Первая мощностью 4 Мт могла быть доставлена на дальность свыше 13500 км . Вторая мощностью до 6 Мт — на дальность 12500 км . ГЧ крепилась к переход н ику второй ступени с помощью двух пирозамков . Ее отделение осуществлялось пневмотолкателем после выключения маршевого ЖРД второй ступени . В результате применения ряда прогрессивных технических решений , ракета получилась компактной , что было важно при раз м ещении ее в ШПУ . Для быстрой заправки баков окислителя (бак горючего заправлялся после установки ракеты в шахту ) была разработана система скоростной заправки . Техническая готовность Р -9А составляла 10 минут . На одной стартовой позиции оборудовалось две ша х тные пусковые установки , подземный командный пункт с системами управления ракетами , пункт радиоуправления и технологическое оборудование , необходимое для поддержания запаса жидкого кислорода . Старт ракет можно было осуществить только последовательно , так к ак радиотехническая система обеспечивала наведение только одной ракеты . Подготовка и проведение пуска ракеты Р -9А протекали автоматически , с дистанционным контролем каждой команды . Несмотря на ряд достоинств , к моменту постановки первого ракетного полка н а боевое дежурство , “девятка” уже не в полной мере удовлетворяла комплексу требований к боевым стратегическим ракетам . Это и не удивительно , так как она относилась к МБР первого поколения . Превосходя по боевым , техническим и эксплуатационным характеристик а м американские “Титан -1” и “Атлас -F” , которые к этому времени уже снимались с вооружения , и советские Р -7А и Р -16У она уступала новейшим “Минитменам” по показателям живучести , точности стрельбы и времени подготовки к пуску . Последний критерий стал одним и з определяющих для МБР . К тому же ракетные комплексы с Р -9А оказались достаточно дорогими в эксплуатации , что не могло сказаться на масштабах их развертывания (всего на боевое дежурство было поставлено 26 единиц ). Р -9А стала последней боевой ракетой в груп п ировке РВСН на кислородно-керосиновом топливе . Она состояла на вооружении до середины 70-х годов . Межконтинентальная баллистическая ракета Р -16 (8К 64) / Р -16У (8К 64У )/ SS-7 (Saddler) Тактико-технические характеристики Максимальная дальность стрельбы , км 13000 Стартовая масса , т 140,6 Масса полезной нагрузки , кг до 2175 М асса топлива , т 130 Длина ракеты , м 34,3 Диаметр ракеты , м 3 Тип головной части Моноблочная , ядерная 13 мая 1959 года специальным совместным поста новлением ЦК КПСС и Правительства конструкторскому бюро “Южное” академика М.К . Янгеля поручили разработать межконтинентальную ракету на высококипящих компонентах топлива . В последствии она получила обозначение Р -16. Для разработки двигателей и систем раке т ы , а также наземной и шахтной стартовых позиций были привлечены конструкторские коллективы , возглавляемые В.П . Глушко , В.И . Кузнецовым , Б.М Коноплевым и др . Необходимость разработки этой ракеты определялась низкими тактико-техническими и эксплуатационными характеристиками первой советской МБР Р -7. Первоначально Р -16 предполагалось запускать только с наземных пусковых установок . На ее проектирование и проведение летно-конструкторских испытаний отводились крайне сжатые сроки . Чтобы уложиться в них , конструк т орские коллективы пошли по пути широкого использования наработок по ракетам Р -12 и Р -14. При подготовке к первому пуску на полигоне Байконур 24 октября 1960 года из-за прохождения преждевременной команды от токораспределителя произошел запуск двигательно й установки второй ступени , что привело к взрыву . В результате погибли находившиеся на стартовой позиции большая часть боевого расчета , председатель государственной комиссии главком РВСН М.И . Неделин и ряд конструкторов и руководящих работников от министер с тв . Второй пуск Р -16 состоялся 2 февраля 1961 года . Несмотря на то , что ракета упала на трассе полета из-за потери устойчивости , разработчики убедились в жизнеспособности принятой схемы . Напряженная работа позволила закончить летные испытания ракеты , зап у скаемой с наземной пусковой установки , к концу 1961 года . 1 ноября три первых ракетных полка в г . Нижний Тагил и п . Юрья Кировской области были подготовлены к заступлению на боевое дежурство . Начиная с мая 1960 года , проводились опытно-конструкторские ра б оты , связанные с реализацией пуска модифицированной ракеты Р -16У из шахтной пусковой установки . В январе 1962 года на полигоне Байконур был проведен первый пуск ракеты из ШПУ . 5 февраля 1963 года началась постановка на боевое дежурство первого ракетного п о лка (г . Нижний Тагил ), вооруженного БРК с этими МБР , а 15 июля этого же года этот комплекс был принят на вооружение РВСН . Ракета Р -16 была выполнена по схеме “тандем” с последовательным разделением ступеней . Первая ступень состояла из переходника , к кото р ому посредством четырех разрывных болтов крепилась вторая ступень , бака окислителя , приборного отсека , бака горючего и хвостового отсека с силовым кольцом . Топливные баки несущей конструкции . Для обеспечения устойчивого режима работы ЖРД все баки имели на д дув . При этом бак окислителя наддувался в полете встречным потоком воздуха , а бак горючего — сжатым воздухом из шаровых баллонов , размещенных в приборном отсеке . Двигательная установка состояла из маршевого и рулевого двигателей , укрепленных на одной рам е . Маршевый двигатель был собран из трех одинаковых двухкамерных блоков и имел суммарную тягу на земле 227 т . Рулевой двигатель имел четыре поворотные камеры сгорания и развивал тягу на земле 29 т . Система подачи топлива во всех двигателях — турбонасосная с питанием турбин продуктами сгорания основного топлива . Вторая ступень , служившая для разгона ракеты до скорости , соответствовавшей заданной дальности полета , имела аналогичную конструкцию , но была выполнена короче и в меньшем диаметре . Ее ДУ во многом б ы ла заимствована от первой ступени , что удешевляло производство , но в качестве маршевого двигателя устанавливался только один блок . Он развивал тягу в пустоте 90 т . Рулевой двигатель отличался от аналогичного двигателя первой ступени меньшими размерами и т я гой (5 т ). Все ракетные двигатели работали на самовоспламеняющихся при контакте компонентах топлива : окислителе АК -27И и горючем — НДМГ . Р -16 имела защищенную автономную инерциальную систему управления . Она включала автоматы угловой стабилизации , стабили з ации центра масс , систему регулирования кажущейся скорости , систему одновременного опорожнения баков , автомат управления дальностью . В качестве чувствительного элемента СУ впервые на советских межконтинентальных ракетах была применена гиростабилизированна я платформа на шарикоподшипниковом подвесе . Приборы системы управления располагались в приборных отсеках на первой и второй ступенях . КВО при стрельбе на максимальную дальность 12000 км составило около 2700 м . При подготовке к старту ракета устанавливалась на пусковое устройство так , чтобы плоскость стабилизации находилась в плоскости стрельбы . МБР Р -16У конструктивно почти не отличалась от Р -16. Для обеспечения старта из ШПУ была изменена автоматика работы двигательной установки первой ступени . На корпусе ракеты были сделаны площадки для установки бугелей , фиксирующих ее положение в направляющих шахтной пусковой установки . Баки горючего стали наддуваться азотом . МБР Р -16 оснащалась отделяемой моноблочной головной частью двух типов , отличавшихся мощностью т ермоядерного заряда (порядка 3 Мт и 6 Мт ). ГЧ конической формы с полусферической вершиной крепилась к корпусу второй ступени с помощью трех разрывных болтов . Ее отделение осуществлялось за счет торможения второй ступени при срабатывании тормозных пороховы х ракетных двигателей . От мощности головной части зависела максимальная дальность полета , колебавшаяся в пределах от 11000 до 13000 км . МБР Р -16 стала базовой ракетой для создания группировки межконтинентальных ракет РВСН . Наземный стартовый комплекс вклю ч ал боевую позицию с двумя пусковыми устройствами , одним общим командным пунктом и хранилищем ракетного топлива . Пуск ракеты осуществлялся после ее установки на пусковой стол , заправки компонентами ракетного топлива и сжатыми газами , проведения операций по прицеливанию . Все эти операции занимали довольно много времени . Чтобы его сократить были введены четыре степени технической готовности , характеризовавшиеся определенным временем до возможного старта , которое было необходимо затратить для выполнения ряда о п ераций по предстартовой подготовке и запуску ракеты . В высшей степени готовности МБР Р -16 могла стартовать через 30 минут . Р -16У была развернута в гораздо меньших количествах , так как на строительство шахтных комплексов требовалось больше времени , чем дл я ввода в строй РК с наземными ПУ . На каждой стартовой позиции располагались три ШПУ , размещенные в линию на расстоянии десятков метров друг от друга , подземный командный пункт , хранилища компонентов топлива , а также другие сооружения . В отличии от других Б РК с шахтными пусковыми установками ШПУ Р -16У обеспечивала движение ракеты по направляющим . Ракета размещалась внутри на специальном поворотном устройстве с пристыкованными коммуникациями системы заправки . Для БРК с МБР Р -16У устанавливалось три степени б о евой готовности . Как и все ракеты первого поколения эти МБР не могли долго находиться в заправленном состоянии . В постоянной готовности они хранились в укрытиях или шахтах с пустыми баками и требовалось значительное время для приведения их в готовность к пуску . По времени приведения в боевую готовность советские МБР уступали американским ракетам и на много . Низкая живучесть советских ракетных комплексов практически исключала возможность нанесения ответного удара . К тому же уже в 1964 году стало ясно , что э та ракета морально устарела . Для своего времени Р -16 была вполне надежной и достаточно совершенной ракетой . До 1965 года было развернуто 186 пусковых установок для Р -16 и Р -16У . На вооружении МБР этого типа состояли до середины 70-х годов . Последние раке т ы наземных пусковых установок ликвидировали в 1977 году . Межконтинентальная баллистическая ракета РТ -2 (8К 98) / РТ -2П (8К 98П ) / РС -12/SS-13 (Savage) Тактико-технические характеристики Максимальная дальность стрельбы , км 9400 Стартовая масса , т 51,0 Масса полезной нагрузки , кг 600 Длина ракеты , м 21,1 Диаметр ракеты , м 1,84 Тип головной части моноблочная , ядерная Последней из советских ракет второго покол ения , поступившей на вооружение , стала первая боевая твердотопливная МБР РТ -2. Еще задолго до этого , в 1959 году , в конструкторском бюро С.П . Королева началась разработка экспериментальной ракеты РТ -1 с двигателями на твердом топливе . По поводу ее создани я развернулась дискуссия между сторонниками и противниками этого проекта . В то время советская технология создания больших смесевых топливных зарядов только зарождалась и , естественно , были сомнения в конечном успехе . Слишком все было ново . К тому же было я сно , что эта ракета не сможет нести тяжелую головную часть . Решение на создание твердотопливной МБР все же было приняли . Не последнюю роль в этом сыграли известия из США о начале испытаний ракет “Минитмен” . 4 апреля 1961 года вышло в свет постановление Пр а вительства , в котором КБ Королева назначалось головным по созданию принципиально нового БРК стационарного типа с межконтинентальной ракетой на твердом топливе , оснащенной моноблочной головной частью . Для испытаний ракет и реализации ряда других программ 2 января 1963 года , на базе объекта “Ангара” , создается новый испытательный полигон Плесецк . В процессе создания ракетного комплекса пришлось решать сложные научно-технические и производственные проблемы . Так были разработаны смесевые твердые топлива , круп н огабаритные заряды для двигателей , освоена уникальная технология их промышленного изготовления . Создана принципиально новая система управления . Был разработан новый тип пусковой установки , обеспечивавший старт ракеты при помощи маршевого двигателя из глух о го пускового стакана . Первый пуск ракеты РТ -2 состоялся 4 ноября 1966 года . Испытания проводились на полигоне Плесецк . На выполнение всей программы испытаний потребовалось два года . 18 декабря 1968 года ракетный комплекс с этой ракетой был принят на воор у жение РВСН . Первый ракетный полк (г . Йошкар-Ола ) приступил к несению боевого дежурства 8 декабря 1971 года . Надо сказать , что на то время это был уникальный комплекс по своим эксплутационным и эргономическим характеристикам . Ракета РТ -2 имела три маршевы е ступени . Для их стыковки между собой применили соединительные отсеки ферменной конструкции , позволявшие свободно выходить газам от работающих двигателей при “огневом” разделении ступеней . Между третьей ступенью ракеты и головной частью располагались приб о рный отсек и переходник , предназначенный для крепления ГЧ . Все РДТТ были выполнены в разных диаметрах . Сделано это было для достижения заданной дальности полета . Все сопловые блоки ракетных двигателей имели по четыре разрезных управляющих сопел . Маршевые двигательные установки РДТТ первой и второй имели одинаковую конструктивную схему и состояли из стальных цилиндрических корпусов с эллиптическими задними и передними днищами . На передних днищах размещались воспламенители зарядов твердого топлива . Заряды Р Д ТТ изготовлялись из смесевого топлива на основе бутилкаучука и перхлората аммония с добавлением порошкообразного алюминия . Сопловые блоки , рулевые приводы и часть приборов системы управления размещались в хвостовых отсеках ступеней , имевших форму усеченно г о конуса . Для повышения устойчивости ракеты на начальном этапе полета , на хвостовом отсеке первой ступени устанавливались четыре решетчатых стабилизатора . Третья ступень по компоновочной схеме была аналогична первым двум , но имела отличия в конструкции к о рпуса и заряда РДТТ , хвостового отсека . Кроме того двигатель этой ступени имел устройства отсечки тяги . На ракете устанавливалась инерциальная система управления , осуществлявшая управление полетом ракеты с момента пуска и до перехода к неуправляемому пол е ту головной части . В системе управления были применены счетно-решающие приборы . Большая часть устройств СУ размещалась в приборном отсеке . Точность стрельбы все-таки следует признать невысокой (КВО — 1800 м ). РТ -2 несла моноблочную головную часть с термо я дерным зарядом мощностью 0,6 Мт . Эта ракета была первой МБР на твердом топливе , принятой на вооружение РВСН , и являлась по сути переходной от ракет второго к третьему поколению . Ракеты размещались в ШПУ типа “ОС” . Контроль технического состояния и пуск п р оводились по командам с командного пункта БРК дистанционно , в состав которого входили 10 пусковых установок . Важными особенностями этого комплекса явились простота эксплуатации , высокая техническая готовность ракет , сравнительно небольшое количество обслу ж ивающих агрегатов и отсутствие средств заправки . На командном пункте для боевых расчетов , несущих дежурство , были созданы довольно комфортные условия с учетом последних требований эргономики . В тоже время МБР РТ -2 существенно уступала по ряду параметров с оветской УР -100 и американской “Минитмен -2” , созданных приблизительно в те же годы . Это сказалось на развертывание этих ракет . В составе РВСН на боевом дежурстве стояло всего 60 ракет РТ -2. Скромные тактико-технические характеристики ракеты предопределил и необходимость ее модернизации . 16 января 1970 года на полигоне Плесецк состоялся первый испытательный пуск модифицированной ракеты . Она отличалась от своей предшественницы более совершенной системой управления , головной частью , мощность заряда которой со с тавила 750 кт , улучшенными эксплуатационными характеристиками и повышенной надежностью РДТТ . Точность стрельбы несколько возросла . Ракета была оснащена комплексом преодоления систем противоракетной обороны . Межконтинентальная баллистическая ракета Р -36 (8К 67) / Р -36орб / (8К 69) / SS-9 (Scarp) Тактико-технические характеристики Максимальная дальность стрельбы , км 11000 Стартовая масса , т 183,9 / 180,0 Масса полезной нагрузки , кг 5825 / 1700 Масса топлива , т 166,2 Длина ракеты , м 31,7 / 32,6 Диаметр ракеты , м 3,0 / 3,0 Тип головной части моноблочная , ядерная МБР второго поколения Р -36, поступившая на вооружение РВСН в середине 60-х годов , стала родоначальницей советских тяжелых ракет и постоянной головной болью американских стратегов . Постановлением Правительства Советского Союза от 12 мая 1962 года конструкторскому бюро академика М.К . Янгеля поручалось создать ракету “тяжелого” класса , способную поднять сверхмощный термоядерный заряд . Она предназначалась для поражения важнейших стра т егических объектов противника , защищенных мощной системой ПРО . В техническом задании предусматривалось разработка ракеты в двух вариантах : с наземным (от него быстро отказались ) и с шахтным стартами . Ракета разрабатывалась с двумя типами системы управлени я : комбинированной с каналом радиокоррекции и чисто инерциальной . При проектировании широко использовались отработанные на ракете Р -16 конструктивные решения и технологии. При разработке стартового комплекса особое внимание уделялось упрощению ст артовых позиций при одновременном повышении их надежности , исключения из пускового цикла процесса заправки ракеты компонентами и ряду других факторов . Это существенно повышало боевую готовность комплекса . Испытания проводились на полигоне Байкону р . 28 сентября 1963 года состоялся первый пуск , который завершился неудачно . В ходе первой серии испытаний разработчиков преследовал ряд неудач . Но тем не менее руководитель и члены государственной комиссии признали эту ракету перспективной и в конечном у с пехе не сомневались . Постепенно конструкторскому коллективу удалось устранить все недостатки . Одновременно велась подготовка к серийному производству ракет , строились стартовые позиции , что , в конечном счете , позволило быстро развернуть новый БРК в войска х . В конце мая 1966 года весь цикл испытаний был завершен , а 21 июля 1967 ракетный комплекс с МБР Р -36 был принят на вооружение РВСН . 5 ноября 1966 года в г . Ужуре началась постановка на боевое дежурство первого ракетного полка с ракетами этого типа . Дву х ступенчатая Р -36 выполнена по схеме “тандем” с последовательным разделением ступеней . Первая ступень обеспечивала разгон ракеты . Она состояла из переходника , бака окислителя , приборного отсека , бака горючего и хвостового отсека . Ее двигательная установка с остояла из шестикамерного маршевого и четырехкамерного рулевого жидкостных ракетных двигателей . Маршевый ЖРД собирался из трех одинаковых двухкамерных блоков и имел тягу на земле 274 т . Рулевой двигатель имел поворотные камеры сгорания . В хвостовом отсеке устанавливались четыре тормозных пороховых ракетных двигателя , срабатывавших при отделении второй ступени . Вторая ступень обеспечивала разгон до скорости , соответствующей заданной дальности стрельбы . Она состояла из приборного , топливного и хвостового от с еков . Топливные баки имели совмещенное днище и выполнялись по несущей схеме . Двигательная установка состояла из двухкамерного маршевого и четырехкамерного жидкостных ракетных двигателей . Они имели высокую степень унификации с двигателями первой ступени . Д л я питания всех ЖРД использовалось двухкомпонентное самовоспламеняющееся топливо : окислитель — азотный тетраксид (АТ ), горючее — НДМГ . Наддув всех баков в полете осуществлялся продуктами сгорания основных компонентов топлива . На каждой ступени , для уме н ьшения гарантийных запасов топлива , устанавливалась своя система одновременного опорожнения баков . Еще в ходе летных испытаний от комбинированной системы управления отказались . Инерциальная СУ вполне обеспечивала заданную точность стрельбы . Это позволило значительно снизить затраты на развертывание БРК . Элементы системы управления размещались в приборных отсеках на первой и второй ступенях . Р -36 могла оснащаться двумя типами головных частей : моноблочной термоядерной головной частью с одним из двух возмож н ых зарядов мощностью 18 Мт или 25 Мт и разделяющейся типа “ MRV” с простым разбросом боевых блоков . Сочетание мощного заряда с довольно высокой точностью попадания (КВО -1300 м ) и надежным комплексом средств преодоления системы ПРО гарантировало выполнение боевой задачи . Пуск ракеты проводился автоматически из ШПУ типа “ОС” после получения пусковой команды с командного пункта . Ракета хранилась в заправленном состоянии в течение нескольких лет . В верхней части стартового сооружения размещались источники эле к троснабжения , аппаратура технологических и технических систем , обеспечивавшая дистанционные контроль технического состояния систем ракеты и проведение операций по подготовке к пуску и пуск ракеты . Время подготовки и проведение дистанционного пуска МБР Р -3 6 составляло 5 минут . БРК с шестью пусковыми установками МБР Р -36 обладал уникальными боевыми возможностями и значительно превосходил американский РК аналогичного назначения с ракетой “Титан -2” , прежде всего по мощности термоядерного заряда , точности стре л ьбы и защищенности . Его появление произвело большое впечатление на зарубежных специалистов . Кроме Р -36 в конце 60-х на боевое дежурство в ограниченном количестве была поставлена ее модификация Р -36орб , отличавшаяся способом наведения головной части на вы б ранную цель . Всего до 1972 года включительно было развернуто 288 ШПУ для ракет этого типа . Р -36 стояла на боевом дежурстве до конца семидесятых годов , после чего была заменена на более совершенную ракету. Межконтинентальная баллистическая ракета Р -36М (15А 14) / Р -36МУ (15А 18) / Р -36М 2 (15А 18У ) РС -20А / РС -20Б / РС -20В /SS-18 (Satan) Основные характеристики ракет PC-16, PC-18 и PC-20 Характеристики РС -16Б (МР УР -100У ) РС -18Б (УР 100НУ ) РС -20В (Р 36М 2) Максимальная дальность , км 10 000 10 000 11 000 Старто вая масса , т 71,1 105,6 211,1 Масса полезной нагрузки , т 2,55 4,35 8,8 Число боевых блоков 4 6 10 Длина ракеты , м 22,5 24,3 34,3 Максимальный диаметр ракеты , м 2,25 2,5 3,0 Относительная масса полезной нагрузки 0,036 0,041 0,042 Мощность заряда боево го блока , Мт 0,55...0,75 0,55...0,75 0,55...0,75 Точность стрельбы (предельное отклонение ), км 0,92 0,92 0,5 Межконтинентальные баллистические жидкостные ракеты стационарного базирования PC-16, PC-18-и РС -20 разрабатывались с разделяющимися головными частями (РГЧ ), обеспечивающими прицельное последовательное разведение неуправляемых ББ (РГЧ типа MIRV). Их создание в СССР в 70-х годах проводилось прежде всего как ответная мера на резкое увеличение числа ББ в группировках МБР и БРПЛ США . Ракеты PC-16 и PC-20 и соответствующие комплексы были с о зданы кооперацией исполнителей , возглавляемой КБ под руководством В.Ф . Уткина , заменившего М.К . Янгеля . Головной организацией , разрабатывавшей ракету PC-18 и комплекс с этой МБР , было КБ под руководством В.Н.Челомея : летные испытания первых модификаций вс е х трех типов ракет проводились в 1972-1975 на полигоне Байконур . В 1975-1981 ракетные комплексы принимались на вооружение и ставились на боевое дежурство . В 1977-1979 гг . была проведена модернизация ракет и комплексов , позволившая улучшить ряд их тактико- т ехнических характеристик . МБР PC-16, PC-18 и PC-20 относятся к двухступенчатым ракетам с ЖРД с последовательным расположением ступеней . При разработке ракет соответствующие КБ и организации использовали опыт создания предшествующего поколения ампулизиров а нных жидкостных ракет на компонентах топлива НДМГ + AT, размещенных в шахтных ПУ (в первую очередь , ракет PC-10 и Р -36). Наряду с принципиальным новшеством - применением РГЧ типа MIRV к новым техническим решениям комплексов этого поколения следует отнести применение в ракетах автономной системы управления с БЦВМ , размещение ракет и пункта управления боевым ракетным комплексом в сооружениях высокой защищенности , возможность дистанционного переприцеливания перед пуском , наличие на ракетах более совершенных с р едств преодоления ПРО , более высокую , боевую готовность , применение более совершенной системы боевого управления , повышенную живучесть комплексов . Были резко повышены характеристики боевой эффективности за счет увеличения точности ракет и общей мощности и х боевого оснащения . Каждая из ракет PC-16 и PC-18 имеет две модификации (А и Б ), которые отличаются главным образом конструктивно-технологическими решениями и соответствующими характеристиками автономной системы управления . Для ракеты PC-20 различают три модификации : РС -20А , РС -20Б и РС -20В . Эти модификации отличаются типом и конструкцией головных частей , характеристиками системы управления , а для ракеты РС -20В - и рядом конструктивно-схемных решений по ракете в целом и ее ТПК . Для всех трех ракет хара к терны высокие значения коэффициента энергомассового совершенства (порядка 0,04), что свидетельствует прежде всего о рациональных конструктивно-схемных решениях и высоких удельных параметрах двигательных установок ракет . На всех ракетах в качестве компонен т ов топлива использовались несимметричный диметилгидразин (НДМГ ) и четырехокись азота (AT), ставшие к этому моменту штатными компонентами для жидкостных МБР , размещаемых в ШПУ . Несколько меньшее значение коэффициента энергомассового совершенства для ракеты PC-16 по сравнению с двумя другими рассматриваемыми здесь МБР объясняется в основном особенностями принятых проектных решений . После принятия на вооружение МБР PC-16, PC-18 и PC-20 их число в группировке РВСН быстро росло . В 1991 оно составляло : 47 - для PC-16, 300 - для PC-18 и 308 - для PC-20. Эти ракеты на боевом дежурстве имели более 5000 боевых блоков , т.е . свыше 75% от общего числа боевых блоков в группировке МБР бывшего СССР. Возможности любой техники небеспредельны , вместе с тем , по расчетам наших конструкторов , эти ракеты могут надежно нести боевое дежурство еще несколько лет , не меньше , чем сроки , оговоренные обязательствами России по СНВ , т.е . 2003-2007 годы. Межконтинентальная баллистическая ракета РТ -23У (15Ж 60) [для ШПУ ] / РТ -23У (15Ж 61) [для БЖРК ] РС -22А / РС -22В /SS-24 (Scalpel) Тактико-технически е характеристики Максимальная дальность стрельбы , км 10000 Стартовая масса , т 104,5 Масса полезной нагрузки , кг 4050 Длина ракеты , м 23,4 Диаметр ракеты , м 2,4 Количество ступеней 3 Количество боевых блоков ГЧ 10 В начале 80-х годов КБ “Южное” было поручен о создать новую ракету в противовес американской “МХ” . При этом ее основные массо-габаритные характеристики не должны были выходить за ограничения , накладываемые советско-американским Договором ОСВ -2. После оценки задания стало ясно , что это должна была б ы ть твердотопливная ракета , пригодная для размещения как в шахтной пусковой установке (ШПУ ), так и на самоходном шасси . При этом , подвижную пусковую установку целесообразно разместить на базе железнодорожного вагона . Этот способ базирования , несмотря на сл о жности и недостатки , позволял обеспечить высокую мобильность ракетному комплексу , что было крайне важно для оружия ответного удара . Выследить боевой железнодорожный ракетный комплекс (БЖРК ), непрерывно курсирующий на маршрутах по разветвленным , масштабным по размерам и забитым обычными составами железнодорожным магистралям страны , весьма непросто , даже для системы спутниковой разведки . Еще сложнее нанести по нему прицельный удар . 27 февраля 1985 года на полигоне Плесецк начались летно-конструкторские испы т ания МБР для железнодорожного комплекса , получившей обозначение РС -22В . Несмотря на некоторые трудности на первом этапе , конструкторскому коллективу удалась довести свое детище до требуемых кондиций , что позволило завершить испытания 22 декабря 1987 года. Осенью этого же года на опытную эксплуатацию был поставлен первый ракетный полк в г . Костроме . Позднее на трех ракетных базах было развернуто еще 30 МБР этого типа . Твердотопливная ракета РС -22В выполнена трехступенчатой по схеме “тандем” с учетом новейш и х технологий (коконная конструкция корпусов ) и по конструктивно-компоновочной схеме подобна американской “МХ” . Первая ступень включает хвостовой и соединительные отсеки цилиндрической формы и маршевый РДТТ , снабженный одним неподвижным соплом . Вторая сту п ень состоит из маршевого РДТТ и соединительного отсека . Сопло двигателя снабжено выдвижным насадком , что позволяет увеличить удельный импульс при работе двигателя на больших высотах при сохранении исходных габаритов ступени . Третья ступень включает в себя маршевый РДТТ , по своей конструкции аналогичному двигателю на второй ступени , и переходной отсек . Ракета несет разделяющуюся головную часть типа “ MIRV” с 10 боеголовками мощностью по 500 кт . Ступень разведения выполнена по стандартной схеме и включает дв и гательную установку и систему управления . Головная часть прикрывается обтекателям изменяемой геометрии . Инерциальная система управления обеспечивает проведение проверок и непрерывный контроль технического состояния ракеты , предстартовую подготовку и стар т ракеты , управление полетом и разведение боевых блоков с высокой точностью . КВО точек падения составляет не более 200 м при стрельбе н дальность порядка 10000 км . Пуск можно проводить с любой пригодной для этого точки маршрута боевого патрулирования . В с о став железнодорожного комплекса входят три пусковые установки с ракетами , командный пункт и вагоны , в которых размещены технические и технологические системы , обеспечивающие функционирование комплекса на всех этапах боевого дежурства , а также жизнедеятель н ость личного состава . Вагон-пусковая установка оборудован раздвижной крышей . Перед стартом контейнер с ракетой переводится в вертикальное положение . Из ТПК ракета выбрасывается за счет давления , образующегося при срабатывании ПАД . До 1991 года БЖРК регул я рно курсировали по железнодорожным магистралям Советского Союза , пока осенью этого года Горбачев и Р . Рейган не договорились поставить их на прикол в пунктах постоянной дислокации . Тогда же в ответ на инициативу США (прекращение разработки МБР “МХ” железн о дорожного базирования , проходившей в то время полигонные испытания ) Горбачев поспешил объявить об отказе от дальнейшего развертывания и модернизации МБР РС -22В . Этим он ограничил период пребывания ракет этого типа на боевом дежурстве гарантийным сроком эк с плуатации . Вскоре предприятия производящие эту ракету оказались за пределами России , чем окончательно подписали приговор РС -22 как железнодорожного , так и шахтного базирования . Последняя имеет обозначение РС -22А . РС -22А создавалась для замены жидкостной У Р -100НУ . Планировалось , что базироваться эта ракета будет в тех же ШПУ . От ракеты для БЖРК она отличается конструкцией первой ступени и головного обтекателя . Первая ступень несколько короче и легче . Ее РДТТ снабжен поворотным управляющим соплом . Головной о бтекатель имеет постоянную геометрию . 31 июля 1986 года на полигоне Плесецк начались ее летные испытания , продлившиеся до 23 сентября 1987 года . 19 августа 1988 года был развернут первый ракетный полк с ракетами РС -22А в г . Первомайске . Всего до июля 199 1 года было поставлено на боевое дежурство 56 единиц . Причем , только 10 из них — на территории России . Как потом выяснилось , этот факт сыграл в судьбе этой ракеты печальную роль . После развала СССР правопреемницей его стала Россия и все СНВ доставшиеся быв ш им союзным республикам , а теперь независимым государствам , должны быть ликвидированы . Говоря о РС -22, хотелось бы сказать , что эта ракета является воплощением самых последних достижений науки и техники . Она отличается от всех остальных ракет высокой боев о й готовностью , универсальностью , мощностью , надежностью и относительной простотой эксплуатации . Потеря основной группировки ракетных комплексов с этой ракетой , оказала существенный подрыв боевой готовности РВСН . И что самое худшее , привело к потере перспе к тивного , нового , обеспечивавшего боевую устойчивость всей группировки межконтинентальных ракет на период до 2005 года , ракетного комплекса . Межконтинентальная баллистическая ракета РТ -2ПМ “Тополь” (15Ж 58) РС -12М /SS-25 (Sickle) Тактико-технические характеристики Максимальная дальность стрельбы , км 9400 Стартовая масса , т 51,0 Масса полезной нагрузки , кг 600 Длина ракеты , м 21,1 Диаметр ракеты , м 1,84 Тип головной части Моноблочная , ядерная Еще в конце 70-х годов констр укторскому бюро А.Д . Надирадзе поручили разработать на базе твердотопливной МБР РТ -2П межконтинентальную ракету , пригодную для размещения на самоходном автомобильном шасси . Накопленный коллективом богатый опыт по созданию мобильных ракетных комплексов поз в олил успешно решить эту задачу . Условия модернизации были строго ограничены положениями Договора ОСВ -2, что определило скромное улучшение основных боевых характеристик ракеты . К концу осени 1983 года опытная серия ракет РТ -2ПМ была построена . 23 декабря 1 9 83 года на полигоне Плесецк начались летно-конструкторские испытания . За все время их проведения неудачным был только один пуск . В целом же ракета показала высокую надежность . Там же проводились испытания и боевых агрегатов всего БРК . С целью накопления о п ыта эксплуатации нового комплекса в войсковых частях в 1985 году решено было развернуть первый ракетный полк в г . Йошкар-Оле , не ожидая полного завершения программы совместных испытаний . 1 декабря 1988 году новый ракетный комплекс был официально принят на вооружение РВСН . В том же году началось полномасштабное развертывание ракетных полков с комплексом “Тополь” и одновременное снятие с боевого дежурства устаревших МБР . К середине 1991 года было развернуто 288 ракет этого типа . Ракета РТ -2ПМ существенно до р аботана по сравнению со своей предшественницей . За счет применения более энергоемкого топлива повысилась дальность полета . Первая ступень ракеты состоит из маршевого РДТТ и хвостового отсека , на наружной поверхности которого размещены аэродинамические рул и и стабилизаторы . Маршевый двигатель имеет одно неподвижное сопло . Вторая ступень конструктивно состоит из соединительного отсека и маршевого РДТТ . Третья ступень имеет почти такую же конструкцию , но в ее состав дополнительно входит переходной отсек , к к о торому крепится головная часть . Инерциальная система управления имеет свою БЦВМ , что позволило добиться высокой точности стрельбы . Она обеспечивает управление полетом ракеты , проведение регламентных работ на ракете и пусковой установке , предстартовую под г отовку и пуск ракеты . Так как эта МБР предназначена , в основном , для нанесения ответного удара , то ставить на нее РГЧ сразу же сочли нецелесообразным . В процессе эксплуатации ракета находится в транспортно-пусковом контейнере , установленного на мобильной пусковой установке . Она смонтирована на базе семиосного шасси большегрузного автомобиля МАЗ . Пуск возможен как из укрытия гаражного типа в месте постоянной дислокации , так и с необорудованной позиции . Для этого пусковая установка вывешивается на домкратах. Старт ракеты производится из вертикального положения с помощью порохового аккумулятора давления , размещенного в транспортно-пусковом контейнере . После развала Советского Союза БРК “Тополь” оказался единственным из всех ракетных комплексов , производство к оторого продолжилось в России , хотя и в медленном темпе . Кроме того , конструкторское бюро , которое после смерти А.Д . Надирадзе возглавил Б.Н . Лагутин , продолжило совершенствование ракеты . В 1994 году начались испытания модифицированной ракеты “Тополь-М” , к оторая должна будет стать основной в группировке РВСН в начале 21 века . Планируется , что она будет пригодна для размещения как на самоходных пусковых установках , так и в ШПУ . Следует отметить , что ракетный комплекс с МБР РТ -2ПМ не имеет аналогов в мире .
1Архитектура и строительство
2Астрономия, авиация, космонавтика
 
3Безопасность жизнедеятельности
4Биология
 
5Военная кафедра, гражданская оборона
 
6География, экономическая география
7Геология и геодезия
8Государственное регулирование и налоги
 
9Естествознание
 
10Журналистика
 
11Законодательство и право
12Адвокатура
13Административное право
14Арбитражное процессуальное право
15Банковское право
16Государство и право
17Гражданское право и процесс
18Жилищное право
19Законодательство зарубежных стран
20Земельное право
21Конституционное право
22Конституционное право зарубежных стран
23Международное право
24Муниципальное право
25Налоговое право
26Римское право
27Семейное право
28Таможенное право
29Трудовое право
30Уголовное право и процесс
31Финансовое право
32Хозяйственное право
33Экологическое право
34Юриспруденция
 
35Иностранные языки
36Информатика, информационные технологии
37Базы данных
38Компьютерные сети
39Программирование
40Искусство и культура
41Краеведение
42Культурология
43Музыка
44История
45Биографии
46Историческая личность
47Литература
 
48Маркетинг и реклама
49Математика
50Медицина и здоровье
51Менеджмент
52Антикризисное управление
53Делопроизводство и документооборот
54Логистика
 
55Педагогика
56Политология
57Правоохранительные органы
58Криминалистика и криминология
59Прочее
60Психология
61Юридическая психология
 
62Радиоэлектроника
63Религия
 
64Сельское хозяйство и землепользование
65Социология
66Страхование
 
67Технологии
68Материаловедение
69Машиностроение
70Металлургия
71Транспорт
72Туризм
 
73Физика
74Физкультура и спорт
75Философия
 
76Химия
 
77Экология, охрана природы
78Экономика и финансы
79Анализ хозяйственной деятельности
80Банковское дело и кредитование
81Биржевое дело
82Бухгалтерский учет и аудит
83История экономических учений
84Международные отношения
85Предпринимательство, бизнес, микроэкономика
86Финансы
87Ценные бумаги и фондовый рынок
88Экономика предприятия
89Экономико-математическое моделирование
90Экономическая теория

 Анекдоты - это почти как рефераты, только короткие и смешные Следующий
Вызвал Мюллер к себе Штирлица:
- Штирлиц, вы — русский шпион!
- С чего вы взяли, группенфюрер?
- Вы пьете русскую водку и ругаетесь по-русски.
- Весь мир пьет русскую водку и ругается по-русски, группенфюрер.
- Но вы это делаете 23 февраля.
- Вы отстали от жизни, группенфюрер: все офицеры вермахта 23 февраля пьют русскую водку и ругаются по-русски, ведь это - день защитника отечества.
Anekdot.ru

Узнайте стоимость курсовой, диплома, реферата на заказ.

Обратите внимание, реферат по астрономии, авиации, космонавтике "Межконтинентальные баллистические ракеты", также как и все другие рефераты, курсовые, дипломные и другие работы вы можете скачать бесплатно.

Смотрите также:


Банк рефератов - РефератБанк.ру
© РефератБанк, 2002 - 2016
Рейтинг@Mail.ru