Новости оружия

Разработкой комплекса Д-19УТТХ (тема «Барк») ставилась задача превзойти комплекс США «Трайдент-2» по боевым свойствам. На разработку были заданы исключительно высокие требования к характеристикам ракеты в сравнении с предшественником (комплексом Д-19): вдвое более тяжелое боевое оснащение при сохранении максимальной дальности стрельбы, существенно увеличенная зона разведения боевых блоков, повышенная стойкость к поражающим факторам. Для реализации аналогичного результата в США при переходе от ракеты «Трайдент-1» к ракете «Трайдент-2» потребовалось увеличение стартовой массы с 32 до 59 тонн, ГРЦ — КБМ надо было сохранить габариты и массу ракеты Р-39.

Постановлением правительства в августе 1986 г. была начата опытно-конструкторская разработка комплекса Д-19УТТХ для размещения на атомных подводных ракетоносцах пр. 941, модернизируемых в процессе заводского ремонта по пр. 941 У. Почти через десять лет Указом Президента РФ в июне 1995 г. срок разработки комплекса Д-19УТТХ был откорректирован и принято предложение о размещении его и на первых ракетоносцах четвертого поколения пр. 955 («Борей»).
При разработке комплекса Д-19УТТХ и ракеты Р-39УТТХ использовались проверенные опытом эксплуатации уникальные технические решения, такие, как:
— амортизационная система, решавшая сложнейшие проблемы сухого старта и защиты переднего отсека ракеты от гидростатического давления при погружении подводной лодки с открытой крышкой шахты:
— подвеска ракеты в шахте подводной лодки, при которой корпуса двигателей в течение многолетней эксплуатации работали на растяжение, что является естественным нагружением для высокопрочных нитей;
— увод ракеты от лодки в боковом направлении при аварийном старте:

- размещение и сброс после старта приборов и систем, обеспечивающих точную привязку оси ракеты к базовым осям подводной лодки;
— стабилизация ракеты на подводном участке траектории.
Наряду с этим предусматривался многократный рост боевой эффективности, в основном, за счет: перехода на боевые блоки среднего класса мощности; повышения точности стрельбы в 4 раза; увеличения стойкости к поражающим факторам в 3-4 раза; оснащения средствами противодействия противоракетной обороне; стрельбы по настильным траекториям.


Реализация повышенной эффективности достигалась, главным образом, за счет роста энергомассового совершенства ракеты. К основным техническим решениям, значительно повысившим энергетические возможности ракеты, следует отнести (в порядке приоритетов):
— изменение компоновочной схемы передней части ракеты: принята тандемная схема расположения двигателя третьей и боевой ступеней, рациональная для ракет со стартовой массой 70-90 тонн;
— применение смесевых твердых топлив с улучшенными энергетическими параметрами, превышающими зарубежные аналоги:
— применение улучшенных конструкционных материалов корпусов двигателей и замотанной в корпус бортовой кабельной сети;

- применение улучшенных эрозионно стойких углерод-углеродных материалов сопловых блоков;
— применение поворотных управляющих сопел на эластичных опорных шарнирах с двойными сдвижными насадками на верхних ступенях;
— применение корпусов с высоким коэффициентом заполнения топливным зарядом:
— применение аэродинамического обтекателя из углепластика с надувным коническим насадком;
— применение жидкостной двигательной установки разведения боевых блоков с повышенным запасом топлива и логики разведения, обеспечивающей оптимальное перераспределение энергетических ресурсов между дальностью стрельбы и зоной разведения;
— применение адаптивного метода управления полетом.


В 70-х годах разработка компонентов топлива и составов на их основе шла по нескольким направлениям. Для крупногабаритных зарядов первых ступеней разрабатывались высокоплотные топлива на основе различных связующих, перхлората аммония и алюминия, составы с частичной заменой перхлората аммония на более мощные взрывчатые вещества типа октоген. В этом направлении достичь характеристик топлив США не удавалось. В то же время разработанные технологии по новым топливным компонентам, как по окислителю, так и по горючему, позволили создать различные топливные составы с высокими энергетическими характеристиками, не имеющие мировых аналогов. Высокоэнергетическое топливо на основе нового окислителя было применено в третьей ступени БРПЛ Р-39. Аналогичное топливо, но с новым горючим использовалось в двигателях МБР РТ-23УТТХ. Учитывая исключительно высокую баллистическую эффективность топлива на основе нового горючего, в стране было создано уникальное промышленное производство этого продукта. В двигателе первой ступени ракеты Р-39УТТХ было применено высокоплотное смесевое твердое топливо типа ОПАЛ с октогеном. НПО «Алтай» разработало его модификацию. На верхних ступенях было применено высокоэнергетическое топливо с новым горючим, позволившее значительно повысить удельный импульс тяги двигателей и тем самым энергетический потенциал ракеты.
Для обеспечения высокой плотности компоновки морской ракеты сопловые блоки верхних ступеней имеют двойные раздвижные телескопические насадки, коэффициенты объемного заполнения корпусов топливом повышены за счет улучшения физико-механических характеристик топливных составов и конструкции зарядов.


Корпуса двигателей изготавливались из органопластика на основе волокна типа «Армос» с повышенной удельной прочностью, позволившей создавать более высокие (в 1,4-1,9 раз) уровни рабочего давления в камере сгорания и тем самым уменьшить габариты и массу сопловых блоков, достичь более высокой степени расширения и, соответственно, более высокого удельного импульса тяги двигателей при прочих равных условиях.
В конструкции двигателей всех маршевых ступеней применены поворотные управляющие сопла на эластичном опорном шарнире. Система управления вектором тяги твердотопливного двигателя — наиболее сложная система, обеспечивающая управляемый полет ракеты и влияющая на его массовое совершенство. К середине 80-х гг. для МБР РТ-2ПМ и РТ-23УТТХ были отработаны поворотные сопла на основе резинометаллического эластичного опорного шарнира. Аналогичные решения были приняты для двигателей Р-39УТТХ. На сегодняшний день система управления вектором тяги твердотопливных двигателей с помощью поворотного сопла на эластичном опорном шарнире является наиболее совершенной и стала классическим решением на мировом уровне. Для отклонения сопел на всех ступенях используются газогидравлические рулевые приводы.
На ракете Р-39УТТХ впервые применена адаптивная система управления полетом. В основе адаптивного метода лежит принцип приспособления программы полета к фактическим условиям. Кроме внешних условий, на ракету в процессе движения действуют возмущения, обусловленные отклонениями параметров двигателей от номинальных. Применение адаптивной системы управления позволяет корректировать программу полета по предстартовым паспортным параметрам двигателей, предстартовой температуре и после-стартовому прогнозированию расходно-тяговых параметров в реальном времени по измерению давления в камерах сгорания двигателей на начальном участке работы. Двигатели комплектуются высокоточными датчиками давления. Алгоритмы прогнозирования режима работы двигателей введены в бортовую систему управления. Введение адаптивной системы позволяет в каждом пуске прогнозировать удельный импульс тяги с точностью 0,3%, а средний массовый расход (то есть время работы) с точностью до 3%, на основе прогноза выбирать рациональную программу полета и в результате получить «на кончике пера» прирост дальности стрельбы до 3%.
Конструктивно-компоновочная схема ракеты содержит трехступенчатый носитель с последовательным соединением ступеней и разделяющуюся головную часть (боевую ступень). Погрузочная масса ракеты с амортизационной ракетной системой около 87 т, начальная полетная масса- 81 т. Длина ракеты — 16,1 м, диаметр — 2,42 м.


Боевая ступень включает приборный отсек с системой управления, жидкостную двигательную установку разведения, боевое оснащение и носовой аэродинамический обтекатель. Для реализации высокой точности стрельбы применена астрорадиоинерциальная система управления с коррекцией траектории по результату визирования навигационных искусственных спутников Земли и навигационных звезд. В состав системы управления введена аппаратура спутниковой навигации. Астровизирование производится через астроокно в защитном, не сбрасываемом астрокуполе. Герметичный приборный отсек установлен в передней части боевой ступени. Командные гироскопические приборы и аппаратура системы управления размещены в от¬дельных полостях. Боевое оснащение расположено вокруг приборного отсека. Боевые блоки среднего класса мощности имеют улучшенные точностные характеристики и уменьшенные значения сигнальных характеристик в радиолокационном и оптическом диапазонах. На ракете установлены средства противодействия противоракетной обороне, размещаемые в зоне боевых блоков.
Для разведения боевых блоков используется многокамерная жидкостная двигательная установка с вытеснительной системой подачи компонентов и мембранными баками, имеющая повышенный запас топлива, наилучшие энергетические и динамические характеристики и алгоритм управления на участке разведения боевых блоков, обеспечивающий экономный расход топлива. Двухкомпонентный сферический мембранный бак расположен в центральной части за приборным отсеком; четыре маршевых двигателя многократного включения — параллельно оси ракеты вокруг топливного бака. Восемь двигателей ориентации и восемь двигателей крена объединены в четыре блока и установлены на периферии нижней части боевой ступени.
Аэродинамический обтекатель защищает головную часть от аэродинамического нагрева на атмосферном участке и от поражающих факторов; сбрасывается и уводится с траектории в конце работы второй ступени. В носовой части обтекателя установлен сложенный гибкий конический насадок, надуваемый после сброса амортизационной системы. Длина насадка в развернутом состоянии — 1,7 м.


Двигательная установка третьей ступени имеет корпус двигателя без цилиндрической части, а его переднее и заднее днища выполнены непрерывной намоткой нитей органопластика. Управление по каналу крена обеспечивает жидкостная двигательная установка разведения. Двигательная установка третьей ступени соединяется с боевой ступенью с помощью переднего узла стыка.
Двигательная установка второй ступени соединена с третьей межступенчатым отсеком, к которому крепится амортизационная ракетно-стартовая система, защищающая корпус двигателя третьей ступени от воздействия повышенного давления пороховых газов в кольцевом зазоре шахты при старте ракеты. В межступенчатом отсеке расположены рулевой привод двигателя третьей ступени и система разделения ступеней. Корпус двигателя второй ступени типа «кокон» снаряжен зарядом смесевого твердого топлива с центральным сквозным каналом и щелевым компенсатором поверхности горения в передней части канала, имеющим частично открытые горящие торцы. Управление по крену обеспечивается автономным двигателем крена.
Двигательная установка первой ступени соединена со второй ступенью межступенчатым отсеком, образованным задним удлиненным узлом стыка двигателя второй ступени, передним узлом стыка двигателя первой ступени и корпусом отсека. В отсеке размещены рулевой привод двигателя второй ступени, твердотопливный двигатель крена второй ступени, элементы системы разделения ступеней. На наружной поверхности корпуса межступенчатого отсека установлен пояс горизонтальной амортизации ракеты, сбрасываемый после выхода из воды. Для защиты от воздействия высокого давления в кольцевом зазоре шахты при старте производится наддув межступенчатого отсека и полостей двигателей первой и второй ступеней воздухом от корабельных систем. В хвостовом отсеке размещены: двухкамерный двигатель управления по крену первой ступени, два пороховых двигателя после-стартового разворота и рулевой привод. На наружной поверхности удлиненного узла стыка установлены сбрасываемый нижний пояс горизонтальной амортизации и пояс обтюрации кольцевого зазора. Корпус двигателя выполнен из высокопрочного органопластика и представляет конструкцию типа «кокон», изготавливаемую методом непрерывной намотки. Заряд твердого топлива имеет центральный сквозной канал, щелевые компенсаторы поверхности горения малого размаха в передней части заряда и радиальные проточки в надсопловой зоне.
Двигатель первой ступени запускается после выхода ракеты из шахты подводной лодки. Допол-нительная система запуска двигателя, работающая автономно, обеспечивает безопасность старта, конструкция двигателя — повышенную надежность работы в течение первых 5 секунд после запуска.
Бортовая кабельная сеть замотана в корпус двигателя, ленточные кабели проходной кабельной сети проложены в корпусах двигателей при их изготовлении (между первым и вторым «коконами»). Разделение ступеней производится кольцевыми детонирующими удлиненными зарядами энергией воздуха, заключенного в герметичных объемах межступенчатых отсеков.


Двигательные установки БРПЛ Р-39 создавались широкой кооперацией: двигательную установку первой ступени разрабатывало КБ «Южное» — унификация с ракетой РТ-23 В. Ф. Уткина; двигательные установки второй и третьей ступеней — НПО «Искра»; топливо и заряды для двигателей первой и второй ступеней — НПО «Алтай»; корпус и снаряженный двигатель третьей ступени — Люберецкое НПО «Союз», создавшее состав на основе нового окислителя. Двигательные установки БРПЛ Р-39УТТХ выполнила урало-алтайская кооперация – двигательные установки всех ступеней разрабатывало НПО «Искра» (Л.Н.Лавров, М.И.Соколовский); изготавливались двигатели на Пермском заводе «Машиностроитель»; топливо и заряды разрабатывало НПО «Алтай» (Г. В. Сакович); двигатели снаряжались на Бийском химкомбинате. Двигатели крена созданы в ОКБ «Темп» при Пермском политехническом институте (главный конструктор В. И. Петренко).
Амортизационная ракетная система имеет корпус, двигатель съема и увода (разработки КБ ма-шиностроения), систему формирования каверны. После выхода из воды она сбрасывается и уводится от ракеты при работающем маршевом двигателе первой ступени. Для старта ракеты на днище шахты в полости сопла двигателя первой ступени установлен пороховой аккумулятор давления, содержащий корпус, многоканальную вкладную цилиндрическую топливную шашку из смесевого твердого топлива, систему запуска. Пороховой аккумулятор давления разработан, как и для ракеты Р-39, Люберецким НПО «Союз» (Б. П. Жуков, 3. П. Пак).


Эскизный проект комплекса Д-19УТТХ подготовлен в марте 1987 г.
В 1992 г. был завершен полный цикл отработки маршевых и вспомогательных двигателей, выпущены итоговые отчеты о готовности двигателей всех ступеней к летным испытаниям в составе ракеты. Были проведены по 14-17 огневых стендовых испытаний. Впервые в отечественной практике создания крупногабаритных РДТТ при отработке двигателей применены новые методы подтверждения работоспособности, предельные испытания, что уменьшило объем экспериментальной отработки и снизило се стоимость. В запланированном объеме осуществлена наземная экспериментальная отработка системы управления. До начала летных испытаний на наземном стенде были проведены:
— летно-конструкторские испытания с погружаемого плавстенда, 7 пусков;
— отработка системы отделения амортизационной ракетной системы в четырех пусках на полно-масштабных макетах;
— отработка процессов разделения ступеней:
— отработка боевых блоков 19 пусками носителя К65М-Р.
Затем темпы разработки снизились. Возникла необходимость замены топлива на верхних ступенях ракеты. Это связано с тем, что после распада Советского Союза комбинат в «ближнем зарубежье» был перепрофилирован с уникального производства нового горючего на потребности бытовой химии, а производство основного компонента топлива двух ступеней было утрачено. В июне 1992 г. Совет главных конструкторов принял решение о разработке Дополнения к эскизному проекту, по которому двигатели верхних ступеней снаряжались октогеновым топливом типа ОПАЛ, унифицированным по химическому составу и характеристикам с топливом первой ступени. Замена топлива снизила энергетику ракеты, количество боевых блоков среднего класса на ракете уменьшилось с десяти до восьми. В декабре 1993 — августе 1996 г. было проведено по четыре успешных огневых стендовых испытания двигателей второй и третьей ступеней на новом топливе и выпущены Заключения о допуске к летным испытаниям.
Совместные летные испытания пусками ракет с наземного стенда были начаты в 1993 г. В ноябре 1993 г., декабре 1994 г. и в ноябре 1997 г. проведены три пуска.

Источник: «СКБ-385, КБ Машиностроения, "ГРЦ КБ им академика В. П. Макеева"», Военный парад, 2007.

От себя:
«…ибо Москва есть Третий Рим и четвёртому не быть!» — готовую четвёртую ракету пустить не позволили.
Разработку «новой» морской баллистической ракеты (экаТополь — сиречь "Булава") подводных лодок забрали в Москву и передали «Соломонову и Ко», в МИТ, людям, которые никогда морских баллистических ракет не делали.
Прошло 13 лет. Результат вы знаете сами…