Техника и вооружение 2001 05-06

В октябре 1974 года вышло постановление о сокращении типов боевого оснащения комплексов Р-36М и МР-УР- 100. В 1973 году Южный машиностроительный завод развернул серийное производство ракет. 30 декабря 1975 года комплекс МР-УР-100 принят на вооружение в варианте, оснащенном РГЧ ИН с четырьмя боевыми блоками, а также в моноблочном варианте.

Первые полки, дислоцированные вблизи поселка Выползово Калининской области, заступили на боевое дежурство 6 мая 1975 года. Размещавшиеся здесь ранее МБР УР-100 были сняты с боевого дежурства.

Как и Р-36М, МР-УР-100 была первой шахтной МБР так называемого холодного или минометного старта. Маршевый двигатель первой ступени запускался в воздухе, после того как ракета выходила из шахты под действием избыточного давления, создаваемого пороховым аккумулятором давления.

Ракета оснащена маршевым однокамерным неподвижно установленным двигателем первой ступени РД-268, выполненным по замкнутой схеме. Двигатель разработан в КБ Энергомаш под руководством Валентина Глушко.

МБР МР-УР-100

"Для ракеты МР-УР-100 был предложен двигатель РД-268, являющийся форсированным по тяге вариантом двигателя РД-263: тяга у земли -117 тс, давление в камере сгорания – 230 атм, удельный импульс тяги у земли 296 кгс.с/кг". (Однажды и навсегда… Документы и люди о создателе ракетных двигателей и космических систем академике Валентине Петровиче Глушко. – М.: Машиностроение, 1998. С. 571). Эскизный проект двигателя был выполнен в 1970 году. Первое огневое испытание двигателя произведено в марте 1971 года. Первая ступень оснащена также рулевым двигателем с четырьмя поворотными камерами сгорания.

С апреля по ноябрь 1977 года на стенде филиала Пермского моторостроительного завода имени Я.М.Свердлова была проведена доработка двигателя РД-268 с целью устранения причин выявленных высокочастотных колебаний при запуске. Последнее стендовое испытание проведено 19 августа 1980 года. Серийное производство двигателей РД- 268 осуществлялось на Опытном заводе КБ Энергомаш.

Двигатель второй ступени – однокамерный, неподвижно установленный 15Д169 – разработан в КБ-4 КБ "Южное" под руководством главного конструктора Ивана Иванова. Это – модернизированный ЖРД 15Д12, который в свое время был установлен на второй ступени комбинированной ракеты РТ-20П. Управление второй ступенью обеспечивается вдувом газа в закритическую часть сопла ЖРД и четырьмя рулевыми соплами.

Для ступени разведения боевых блоков использованы РДТТ конструкции КБ "Южное". Первоначально было три боевых блока, затем удалось увеличить их количество до четырех.

КБТМ в 1970-1971 годах разработаны проекты двух наземных стартовых комплексов для обеспечения бросковых испытаний МБР Р-36М и МР-УР-100 на площадке № 67 полигона Байконур. Для этих целей использовалось основное оборудование комплекса 8П867. Мон- тажно-испытательный корпус построен на площадке № 42. В 1971 году с комплекса в рамках программы бросковых испытаний было проведено пять пусков ракет МР-УР-100.

Унифицированный командный пункт повышенной защищенности шахтного типа разработан в ЦКБ ТМ под руководством Николая Кривошеина и Бориса Ак- сютина. Автономная инерциальная система управления разработана в НПО АП под руководством Николая Пилюгина.

Шахтная пусковая установка разработана в Ленинградском КБ специального машиностроения под руководством Алексея Уткина. Гироскопические приборы разработаны в НИИ прикладной механики под руководством Виктора Кузнецова. Твердотопливные заряды пороховых аккумуляторов давления разработаны под руководством главного конструктора ЛНПО "Союз" Бориса Жукова. Ракета оснащена комплексом средств преодоления ПРО, разработанным в ЦНИРТИ.

На вооружении полка находилось 10 ШПУ и командный пункт. Максимальное количество пусковых установок МР-УР- 100, находившихся на вооружении, не превышало 150 единиц. В 1982 году началось сокращение ракет и их замена на МР-УР-100 УТТХ. К 1984 году последние МР-УР-100 были сняты с боевого дежурства.

МР-УР-100 – двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета. Оснащалась РГЧ ИН с четырьмя боевыми блоками и моноблочной ГЧ. Создана в КБ "Южное" под руководством Михаила Янгеля и Владимира Уткина. Разработка проекта начата в 1967 году. Постановление правительства вышло 2 сентября 1969 года. Летно-конструктор- ские испытания проводились с 26 декабря 1972 года по 17 декабря 1974 года на полигоне Байконур. Комплекс принят на вооружение 30 декабря 1975 года. Поставлен на боевое дежурство 6 мая 1975 года.

Пусковая установка спроектирована в Ленинградском КБ специального машиностроения под руководством Алексея Уткина. Способ старта – минометный. Унифицированный КП повышенной защищенности шахтного типа разработан в ЦКБ ТМ под руководством Николая Кривошеина и Бориса Аксютина. Первая ступень оснащена маршевым однокамерным неподвижно установленным ЖРД РД-268, выполненным по замкнутой схеме. Рулевой двигатель имеет четыре поворотных камеры сгорания. Маршевый ЖРД первой ступени создан в КБ Энергомаш под руководством Валентина Глушко. Вторая ступень оснащена однокамерным неподвижно установленным двигателем 15Д169, разработанным в КБ-4 КБ "Южное" под руководством Ивана Иванова. Управление второй ступенью обеспечивается вдувом газа в закритическую часть сопла и четырьмя рулевыми соплами. Компоненты топлива – НДМГ и азотный тетраоксид. Разведение боевых блоков осуществляется с помощью твердотопливного ракетного двигателя. Система управления автономная, инерциальная. Разработана в НИИ АП под руководством Николая Пилюгина. Гироскопические приборы разработаны в НИИ прикладной механики под руководством Виктора Кузнецова. Твердотопливные заряды пороховых аккумуляторов давления созда – ны под руководством главного конструктора ЛНПО "Союз" Бориса Жукова. Ракета оснащена комплексом средств преодоления ПРО, разработанным в ЦНИРТИ. Для ракетных комплексов МР-УР-100, Р-36М и УР-100Н Ленинградским НПО "Импульс" была разработана унифицированная автоматизированная система боевого управления.

Серийное производство ракет развернуто на Южном машиностроительном заводе в 1973 году.

Максимальная дальность стрельбы ракеты с РГЧ ИН, км 10 200

Максимальная дальность стрельбы ракеты с моноблочной ГЧ, км 70 300

Максимальная стартовая масса, т 71

Масса головной части, т. 2,5

Длина ракеты, м 21

Максимальный диаметр корпуса первой ступени, м 2,25

Максимальный диаметр корпуса второй ступени, м 2,1

Тяга маршевого двигателя первой ступени у земли, с 117

Удельный импульс тяги двигателя первой ступени у земли, кгс.с/кг 296