Р-16 (8К64) - межконтинентальная баллистическая ракета

Ракета Р-16 представляла собой первую межконтинентальную ракету на хранимом жидком топливе. Продолжая свою линию, ОКБ-586 в конце 50-х —начале 60-х годов разработало двухступенчатую ракету, которая выгодно отличалась от первой МБР Р-7 по всем боевым, эксплуатационным и стоимостным показателям. Постановление "О создании межконтинентальной баллистической ракеты Р-16 (8К64)" было принято Советом Министров СССР 17 декабря 1956 г. Головным разработчиком было определено ОКБ-586. Летно-конструкторские испытания должны были начаться в июне 1961 г.

Р-16 представляла собой двухступенчатую ракету с поперечным делением ступеней и моноблочной головной частью. Двигательная установка первой ступени включала маршевый ЖРД, состоявший из трех двухкамерных двигателей (аналогичных ЖРД, использовавшимся на ракете Р-14) и четырехкамерного рулевого двигателя. Поворотные камеры сгорания рулевого двигателя размещались на внешней поверхности под обтекателями, которые также выполняли роль аэродинамических стабилизаторов. На второй ступени был установлен один двухкамерный ЖРД, отличающийся от двигателей первой ступени большей длиной сопла, и четырехкамерный рулевой ЖРД. Для Р-16 разрабатывались три варианта головной части, имевшие разные тротиловые эквиваленты и массы и предназначавшиеся для стрельбы на разные дальности. Все головные части имели форму конуса, затупленного по полусфере. Разведение ГЧ и второй ступени после отделения осуществлялось за счет торможения ступени специальными твердотопливными ракетными двигателями.

Ракета запускалась со стационарного наземного стартового комплекса "Шексна-Н", в состав которого входили два открытых стартовых устройства, командный пункт и хранилище топлива.

Огневые стендовые испытания первой и второй ступеней Р-16 начались в августе 1960 г. Летные испытания проходили на 5-м НИИП (Байконур). Первый пуск в рамках ЛКИ должен был состояться 24 октября 1960 г. Однако при повторной подготовке к пуску после неудавшейся накануне попытки, в ходе проведения работ на заправленной ракете произошел несанкционированный запуск двигателя второй ступени. В результате возникшего пожара погибло около 100 человек.

Летные испытания были возобновлены 2 февраля 1961 г. и проходили до конца 1961 г. В том же году первый ракетный полк с ракетами Р-16 был поставлен на боевое дежурство, а ракета Р-16 принята на вооружение.

В мае 1960 г. одновременно с началом работ по созданию унифицированных ракет Р-12У и Р-14У, была начата работа по созданию ракеты Р-16У и шахтного стартового комплекса "Шексна-В". Комплекс "Шексна-В" включал в себя три ШПУ расположенные в линию на расстоянии 60 метров друг от друга,4 подземный командный пункт и хранилище топлива. Шахтные пусковые установки были выполнены по принципу "двойного стакана" и имели глубину 45.6 м, внутренний диаметр 8.3 м и внутренний диаметр пускового стакана 4.64 м.а

Летные испытания ракеты Р-16У в варианте наземного старта проходили с 10 октября 1961 г. по февраль 1962 г. Летные испытания шахтного варианта начались в январе 1962 г. Первый пуск ракеты из ШПУ состоялся 13 июля 1962 г.а Ракета Р-16У в варианте наземного базирования была принята на вооружение 15 июня 1963 г. а в варианте шахтного базирования — 15 июля 1963 г. (одновременно с Р-12У и Р-14У).

Первые три полка с ракетным комплексом Р-16 наземного базирования заступили на боевое дежурство 1 ноября 1961 г. первый полк с комплексом Р-16У шахтного типа —5 февраля 1963 г.

С 1961 по 1965 г. было развернуто 186 открытых и шахтных пусковых установок ракет Р-16 и Р-16У (большей частью открытых). Ракеты Р-16 и Р-16У были сняты с вооружения в 1976 г.

Тактико-технические характеристики ракеты Р-16

Организация-разработчикОКБ-586
Изготовительзавод № 586 (г. Днепропетровск)
Летные испытания24 октября 1960 г.-декабрь 1961 г.
Постановка на дежурство1 ноября 1961 г.
Принята на вооружение20 октября 1961 г.
Количество ступеней2
Топливохранимое жидкое
Тип пусковой установкиР-16 наземная ПУ;
Р-16У наземная ПУ, шахтная ПУ "Шексна" с газодинамическим стартом
Количество и мощность боевых блоков1 х5 Мт; два варианта-1хЗ Мт или 1хб MTd
Масса головной части / забрасываемый вес1475-2175 кг
Максимальная дальность11000-13000 км
Система управленияавтономная инерциальная
ТочностьКВО 2.7 км; ПО 10 км (соотв. КВО 4.3 км)
Стартовая масса 
140.6 т
Масса топлива130т
ОкислительАК-27И
ГорючееНДМГ
Тяга ДУ (ур. моря/вакуум)2554 / 3040 кН (первая ступень),
751.5 / 949 кН (вторая ступень)
Удельный импульс (ур. моря/вакуум)2420 / 2840 м/с (первая ступень), 
2370 / 2870 м/с (вторая ступень)
Время подготовки к пускуот нескольких часов до нескольких десятков минут в зависимости от степени готовности



Пожалуйста, оцените эту статью. Ваше мнение очень важно для нас (1 - очень плохо, 5 - отлично)
                   
Copyright © Ян Середа, 2000-2012.
Site powered by IndigoCMS 2.5
Страница сгенерирована за 0.01 сек.