Советская военная мощь

Форум о советской военной технике и армии


Вы не подключены. Войдите или зарегистрируйтесь

С-200 "Ангара" - зенитный ракетный комплекс

Перейти вниз  Сообщение [Страница 1 из 1]

Admin

avatar
Admin
Первым пунктом Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 4 июня 1958 г. №608-293, определившего направления очередных работ по ракетным и авиационным средствам ПВО, была задана разработка перевозимой зенитной ракетной системы С-200 со сроком представления опытного образца на совместные летные испытания в III кв. 1961 г.

Новая система должна была обеспечить перехват целей с эффективной поверхностью рассеяния (ЭПР), соответствующей фронтовому бомбардировщику Ил-28, летящих со скоростями до 3500 км/ч на высотах от 5 до 35 км, на удалении до 150 км. Аналогичные цели со скоростями до 2000 км/ч должны были поражаться на дальностях 180-200 км. Для высокоскоростных объектов с ЭПР, соответствующей истребителю МиГ-19 (близкой к крылатым ракетам «Блю Стил» и «Хаунд Дог»), рубеж перехвата устанавливался на удалении 80-100 км. Вероятность поражения целей должна была составлять 0,7-0,8 на всех рубежах. Таким образом, по уровню заданных тактико-технических характеристик создаваемая одноканальная перевозимая система, в основном, не уступала разрабатывавшейся в это же время стационарной системе «Даль».

В соответствии с Постановлением, к разработке зенитной ракетной системы дальнего действия были привлечены многие организации и предприятия страны. Были определены головные организации по системе в целом и по наземным радиотехническим средствам огневого комплекса - КБ-1 ГКРЭ, и по зенитной управляемой ракете, первое время имевшей обозначение В-200 - ОКБ-2 ГКАТ. Генеральными конструкторами системы в целом и ракеты были назначены, соответственно, А.А. Расплетин и П.Д. Грушин.

Кроме КБ-1. к работам по системе наведения привлекли ряд других предприятий и институтов. Разработчиком головки самонаведения ракеты был определен ЦНИИ-108 ГКРЭ (впоследствии ЦНИРТИ). НИИ-160 осуществлял работы по электровакуумным приборам, предназначенным для комплекса наведения и средств системы, НИИ-101 и НИИ-5 отвечали за сопряжение средств управления и огневых средств со средствами оповещения и целеуказання. ОКБ-567 и ЦНИИ-11 должны были обеспечить создание телеметрической аппаратуры и контрольно-измерительных средств для обеспечения испытаний.

Оценив объем работ и возможные сложности с «увязкой» работающих в замкнутом контуре управления аппаратуры ракеты и наземных средств наведения при их проектировании несколькими организациями, с января 1960 г. разработку аппаратуры самонаведения ракеты взяло на себя КБ-1, отстранив ЦНИИ-108, из которого в начале 1959 г. в КБ-1 была переведена лаборатория Б.Ф. Высоцкого, занимавшаяся также и разработкой самолетных РЛС. При общем руководстве А.А. Расплетина работами по системе в целом, главным конструктором по головке самонаведения (ГСН) назначили Б.Ф. Высоцкого, по автопилоту - П.М. Кириллова.
Образованную в СКБ лабораторию Б.Ф. Высоцкого для разработки антенны ГСН возглавили Е.Г. Зелкин и Е.Н. Егоров. Гиростабилизатор антенны создавался в СКБ П.М. Кириллова. Вопросы наведения ракеты на цель решались под руководством В.К. Крапивина и Ю.В. Афонина.

Для общей организации работ в КБ-1 были образованы ведущий тематический отдел по системе С-200 под руководством Б.В. Бункина, а позже - лаборатория по разработке радиолокатора подсвета целей под руководством К.С. Альперовича. Аппаратура управления пусковыми установками и находящимися на них ракетами создавалась в лаборатории под руководством А.Г. Басистова, на которую дополнительно возлагалось курирование работ по сопряжению ГСН и пусковой установки.

Задания на разработку силовой установки ракеты, части бортовых систем, заправочного оборудования после определения окончательного облика ракеты были сформированы ОКБ-2 ГКАТ и выданы соответствующим разработчикам. К созданию стартовых двигателей ЗУР было подключено КБ-2 завода №81, возглавляемое Главным конструктором И.И. Картуковым. Заряды для стартовых двигателей разрабатывал НИИ-130 (г. Пермь). Маршевый жидкостный ракетный двигатель и бортовой гидроэлектрический агрегат питания на конкурсной основе разрабатывали московское ОКБ-165 (Главный конструктор A.M. Люлька) совместно с ОКБ-1 (Главный конструктор Л.С.Душкин) и ленинградское ОКБ-466 (Главный конструктор А.С. Мевиус).

Радиовзрыватели и комбинированный взрыватель ракеты создавались НИИ-504 совместно с НИИ-48 и Государственным оптическим институтом (ГОИ. Ленинград). НИИ-22 проектировал предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ), а работы по боевым частям велись НИИ-6 и ГСКБ-47. Одновременно задавалась разработка специальной боевой части ракеты, которая должна была вестись организацией соответствующего ведомства. Разработка стартовой автоматики задавалась ОКБ завода №476. Проблема разработки материалов и отработки технологии создания радиопрозрачного обтекателя ракеты была возложена на ВИАМ. ЛИИ должен был создать и развернуть систему полетных измерений с учетом имевшихся РЛС и кинотеодолитов на площадках «18», «21», «22», «35» полигона у озера Балхаш, а также обеспечить привлечение других средств траекторных измерений, уже развернутых в обеспечение испытаний, как системы «Даль», так и экспериментальной противоракетной системы ПРО «А».

Проектирование наземного оборудования стартовой и технической позиций было возложено на ленинградское ЦКБ-34 (будущее КБСМ ГКОТ). Заправочное оборудование, средства транспортировки и хранения компонентов топлива разрабатывались московским ГСКБ (будущее КБТХМ). На самых ранних этапах работ, исходя из принятых массогабаритных характеристик и конструктивных особенностей ракеты, было разработано техническое задание на проектирование пусковой установки, заряжающих и транспортных машин.

Более глубокая проработка КБ-1 заданной Постановлением 1958 г. системы С-200 показала, что технические решения предложенного в ней построения с применением комбинированной схемы наведения ракеты - с командным наведением и самонаведением на конечном участке слишком сложны для реализации в установленные сроки. В конце 1958 г. КБ-1 был разработан и представлен в отвечающее за зенитное ракетное вооружение 4-е Главное управление Министерства обороны не предусмотренный директивными документами аванпроект зенитной ракетной системы с построением в двух вариантах: одноканальная система С-200 с комбинированным наведением ракет с дальностью действия 150 км, заданная Постановлением 1958 г., с двумя типами ракет и пятиканальная система С-200А с когерентным радиолокатором непрерывного излучения и ракетами с полуактивными головками самонаведения с предстартовым захватом цели.

«Осенью уже было согласовано ТТЗ на систему С-200, - вспоминает ветеран 4 Главного Управления Министерства обороны Михаил Лазаревич Бородулил, - Заказчик ожидал эскизный проект системы. Однако в конце 1958 г. в 4 ГУ МО поступил не предусматривавшийся ранее аванпроект, состоящий из двух частей.
В первой части рассматривалась заданная постановлением 1958 г. одноканальная передвижная система с раздельным сопровождением цели и ракеты различными локаторами, аналогичная не продвинувшейся далее бумажной стадии системе С-175, но отличавшаяся применением не командного, а комбинированного метода наведения ракеты на цель. Вначале осуществлялось командное наведение, а на конечном этапе - полуактивное самонаведение. При этом захват цели головкой самонаведения производился с участием оператора. Для этого сигнал от цели с головки самонаведения передавался на землю.

Во второй части аванпроекта предлагалась совсем другая передвижная система большой дальности, названная системой С-200А и напоминающая английскую систему «Бладхаунд-2». В ней предусматривалось применять до пяти стрельбовых каналов, объединенных командным пунктом с радиолокатором уточнения обстановки и единой на комплекс цифровой вычислительной машиной. Для наведения ракет В-860 на цель предлагалось использовать только полуактивное самонаведение с захватом цели головкой самонаведения на пусковой установке до старта ракеты. Самонаведение ракеты производилось по энергетически выгодным траекториям. Подсвет цели в каждом канале предлагалось осуществлять специальным радиолокатором, использующим непрерывное монохроматическое или фазокодоманипулированное излучение. Для наведения на цель ракеты В-870, снаряженной специальным зарядом, предусматривалось применение командного метода, для чего в состав каждого пятиканального комплекса вводилась станция сопровождения специальной ракеты.

В заключении аванпроекта рекомендовалось перейти на разработку системы С-200А.

Предложенная система С-200А имела некоторое преимущество перед заданной С-200 - ее стрельбовый канал был проще, так как работал по принципу «выстрелил и забыл» (не требовал сопровождения ракеты и передачи на нее опорного сигнала для головки самонаведения). Однако предложенная система имела два существенных недостатка. Первый - это необходимость обеспечения малых углов укрытия для головок самонаведения, находящихся на пусковых установках, с целью обеспечения большой дальности стрельбы. А по режимным требованиям того времени система С-200 должна была размещаться скрытно: в лесистой местности, в складках рельефа и т.п. Обеспечить в таких условиях малые углы укрытия для стартовых позиций предлагаемой системы во всех направлениях было практически невозможно. Второй недостаток - увеличение площади, отчуждаемой под позицию системы С-200, что очень болезненно воспринималось Министерством обороны.

После рассмотрения аванпроекта 4 ГУ МО высказалось против предложенного варианта системы. Совещание в ВПК не дало результата. Вопрос обсуждался на Совете Обороны, где Главкома войск ПВО Маршала Советского Союза С.С. Бирюзова уговорили принять предложение головного разработчика системы. Вскоре вышло Постановление ЦК КПСС и Совмина СССР, уточняющее упомянутое выше Постановление 1958 г. в части построения системы. Обозначение системы С-200А потеряло букву «А», преобразовавшись в просто С-200. Было также предписано внести соответствующие уточнения в ранее утвержденное ТТЗ на систему С-200. При этом в ТТЗ были записаны высокие высотно-скоростные характеристики поражаемых целей, до настоящего времени не потерявшие своей актуальности.»


Предварительная проработка основ построения системы завершилась в мае 1959 г. Спустя без малого год после начала разработки конкретные этапы работ и их исполнители определились с выходом решения Комиссии по военно-промышленным вопросам №43 от 8 мая 1959 г., предусматривавшего выпуск эскизного проекта по основным элементам комплекса в 1959 г., а по техническому облику системы в целом - в начале I960 г. В первой половине 1961 г. предписывалось провести заводские испытания с тем, чтобы в заданный Постановлением срок - в III кв. 1961 г. начать совместные летные испытания. Десятый Государственный научно-исследовательский полигон (10 ГНИИП) МО в районе озера Балхаш следовало привести в готовность к проведению испытаний уже в августе I960 г.

Выбор направления дальнейшего проектирования системы С-200А был окончательно закреплен с принятием нового Постановления ЦК КПСС и СМ СССР от 4 июля 1959 г. №735338. Как уже отмечалось, за разработкой сохранялось «старое» обозначение С-200. Изменение общей схемы построения системы и ее основных характеристик нашло отражение в Постановлении и в откорректированном ТТЗ на систему. Так, скоростные цели должны были поражаться на дальности 90-100 км при ЭПР, соответствующей фронтовому бомбардировщику Ил-28, и на дальности 60-65 км при ЭПР, равной МиГ-17. С учетом поступления на вооружение капиталистических стран новых беспилотных средств воздушного нападения задавалась и дальность поражения целей с ЭПР, втрое меньшей истребителя МиГ-17 -40-50 км.

Наличие двух различных методов наведения (для ракеты с обычной боевой частью и для ракеты со специальной боевой частью) усложняло построение системы. Поэтому было принято совместное решение разработчиков системы и 4 ГУ МО об использовании самонаведения с момента старта и для ракеты со специальной боевой частью. Это позволило упростить систему, исключив из состава огневого комплекса станцию визирования спецракеты.

«Выпущенный в начале 1960 г. эскизный проект С-200, - вспоминает МЛ.Бородулин, - был рассмотрен 4 ГУ МО с привлечением заинтересованных военных организаций, а 2 НИИ МО была проведена военно-экономическая оценка предложенного варианта системы. Положительное заключение на эскизный проект было утверждено Главкомом Войск ПВО Бирюзовым. Заключение содержало ряд замечаний и предложений, в том числе по применению в радиолокаторе уточнения обстановки фазированной антенной решетки и по уменьшению отчуждаемой системой площади. Часть предложений были приняты разработчиками. В частности, было выпущено дополнение к эскизному проекту по радиолокатору с фазированной антенной решеткой.
Совместно с разработчиками 4 Главным управлением были выданы исходные данные для разработки типового проекта инженерного оборудования позиции системы. Разработчиком типового проекта был определен Ленинградский филиал ЦПИ-20 МО, главным инженером проекта - Виктор Филиппов.»


Эскизный проект на ракету В-860 был выпущен ОКБ-2 в конце декабря 1959 г. Безусловно, ее показатели по дальности поражения целей смотрелись заметно скромнее, чем характеристики уже поступившего на вооружение американского комплекса «Найк-Геркулес» или ЗУР «400» для «Дали». Но уже через несколько месяцев решением Комиссии по военно-промышленным вопросам от 12 сентября 19б0 г. №136 разработчикам поручили довести дальность поражения В-860 сверхзвуковых целей с ЭПР Ил-28 до 110-120 км, а дозвуковых - до 160-180 км с использованием «пассивного» участка движения ракеты по инерции после завершения работы ее маршевого двигателя.

При переходе к новому принципу построения системы С-200 наименование В-870 для исполнения ракеты со специальной боевой частью сохранилось, хотя она уже и не имела принципиальных отличий по схеме наведения от ракеты с обычным снаряжением. Разработка этой модификации проводилась в более поздние сроки в сравнении с В-860. Так, эскизный проект на ракету В-870 был выпущен только 20 декабря 1961 г. Ведущим конструктором обеих ракет был В.А. Федулов.

По результатам рассмотрения эскизного проекта, для дальнейшего проектирования была принята система, объединяющая огневой комплекс, ракеты и техническую позицию. В свою очередь, огневой комплекс включал:
• командный пункт (КП), осуществляющий управление боевыми действиями огневого комплекса;
• радиолокатор уточнения обстановки (РЛО);
• цифровую вычислительную машину;
• до пяти стрельбовых каналов.

Командный пункт системы предполагалось оснастить цифровой линией связи для обмена информацией с вышестоящим КП (для передачи целеуказаний, информации о состоянии ЗРК, координат сопровождаемых целей, сведений о результатах ведения боевых действий). На командный пункт замыкался радиолокатор уточнения обстановки, использовавшийся для определения точных координат цели при грубом целеуказании от внешних средств и единая на комплекс цифровая машина.

Дополнительно в командном пункте могли устанавливаться радиоприемники для получения грубой информации от радиотехнических войск, а также имелся планшет для нанесения этой информации.

Стрельбовый канал огневого комплекса включал в свой состав радиолокатор подсвета цели (РПЦ), стартовую позицию с шестью пусковыми установками, средства энергообеспечения, вспомогательные средства. Комплектация канала позволяла без перезаряжания пусковых установок производить последовательный обстрел трех воздушных целей с обеспечением одновременного самонаведения на каждую цель двух ракет.
Радиолокатор подсвета цели (РПЦ) 4,5-см диапазона включал антенный пост и аппаратную кабину и мог работать в режиме когерентного непрерывного излучения, чем достигался узкий спектр зондирующего сигнала, обеспечивались высокая помехоустойчивость и наибольшая дальность обнаружения цели. При этом достигалась простота исполнения и надежность работы ГСН. Однако в этом режиме не осуществлялось определение дальности до цели, необходимое для определения момента пуска ракеты, а также для построения оптимальной траектории наведения ракеты на цель. Поэтому РПЦ мог реализовать также и режим фазокодовой модуляции, несколько расширяющий спектр сигнала, но обеспечивающий получение дальности до цели. Для однозначного определения дальности до одиночной цели использовался режим нониуса.

В отличие от ранее созданных импульсных радиолокационных средств, обеспечивающих возможность работы на одну антенну за счет временного разнесения друг от друга режимов передачи и приема сигналов, при создании РПЦ непрерывного излучения потребовалось применение двух антенн, сопряженных, соответственно, с приемником и передатчиком станции. Антенны по форме приближались к тарельчатым, с обрезанными, наподобие четырехугольника, внешними сегментами, что обеспечивало некоторое уменьшение габаритов. Для исключения засветки приемной антенны мощным боковым излучением передатчика, две антенны радиолокатора подсвета цели разделялись специальным экраном. Радиолокатор подсвета цели формировал узкий «карандашный» луч. Так как он не мог осуществлять угловой поиск, требовалось обеспечить высокую точность целеуказания.

Отраженный от цели зондирующий сигнал радиолокатора подсвета цели принимался головкой самонаведения и сопряженным с ГСН полуактивным радиовзрывателем, работающим потому же отраженному от цели эхосигналу, что и ГСН. В комплекс радиотехнического бортового оборудования ракеты включался также контрольный ответчик. Для контроля за ракетой на всей траектории полета к цели применили линию связи «ракета-РПЦ» с бортовым передатчиком малой мощности на ракете и простейшим приемником с широкоугольной антенной на РПЦ, При отказе или неправильном функционировании ЗУР линия прекращала работу.

Техника стартовой позиции состояла из кабины подготовки и управления стартом ракет К-3, шести пусковых установок 5П72, каждая из которых могла комплектоваться двумя передвигающимися по специально проложенным коротким рельсовым путям автоматизированными заряжающими машинами 5Ю24, системы энергопитания. Применение заряжающих машин обеспечивало быструю, без длительной взаимной выставки со средствами заряжания, подачу на пусковые установки тяжелых ракет, слишком громоздких для проведения ручной перезарядки по типу комплексов С-75. Впрочем, предусматривалось и пополнение израсходованного боекомплекта доставкой ракет на пусковую установку из технического дивизиона автодорожными средствами - на транспортно-перегрузочной машине 5Т83. После этого, при благоприятной тактической обстановке, можно было перевести ракеты с пусковой установки на машины 5Ю24.

Техническое задание на разработку стартового комплекса и технической позиции, на которой должны были выполняться подготовка и хранение ракет, было выдано в 1959 г. Разработка средств стартовой позиции производилась КБ-4 (подразделением ленинградского ЦКБ-34) под руководством Б.Г Бочкова, а затем А.Ф. Уткина (брата известного конструктора стратегических баллистических ракет). Расчеты на прочность всех образцов техники выполнялись отделом Ю.Р. Волковысского.

Минский автозавод получил задание на приведение в соответствие выпускаемого им седельного тягача и полуприцепа к нему предъявляемым требованиям по нагрузкам на оси и седло, проходимости, тяговому усилию. «Гипроавиапром» осуществлял разработку вспомогательных транспортных и технологических тележек технической позиции. Ленинградский филиал ЦПИ-20 должен был разработать проекты инженерной подготовки как стартовой, так и технической позиций.

«Система строилась на новых технических принципах, - вспоминает МЛ.Бородулин, - ранее не знакомых разработчикам, и на их освоение требовалось время. Особенно сложным было создание головки самонаведения ракеты. Поэтому работа нe укладывалась в заданный срок. К тому же заданный срок предъявления системы на совместные испытания, установленный июньским Постановлением 1958 г, не был уточнен Постановлением 1959 г, что делало его заведомо нереальным. Руководство КБ-1 это понимало, но предпочитало так называемый «мобилизующий срок», чтобы ублажить заказчика и не расхолаживать смежников. С целью ускорения работ КБ-1 пошло по пути упрощения огневого комплекса. Как уже отмечалось, на стадии эскизного проектирования было исключено командное наведение ракеты со специальным зарядом, для нее приняли использование самонаведения Далее КБ-1 предложило прекратишь разработку радиолокатора уточнения обстановки. Напротив, 4 Главное управление Минобороны считало это недопустимым из-за крайне низких поисковых возможностей радиолокатора подсвета цели при отсутствии способных обеспечить ему необходимое точное целеуказание автоматизированных систем управления зенитными ракетными системами. Так как КБ-1 настаивало на своем предложении, по указанию Главкома для рассмотрения этого вопроса была создана комиссия под председательством командующего зенитными ракетными войсками ПВО генерала Константина Казакова, которая поддержала позицию 4 Главного управления. В это время для радиотехнических войск ПВО быпа задана стационарная секторная РЛС «Шпага». КБ-1 добилось того, что Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР РЛС «Шпага» была включена в состав системы С-200 взамен радиолокатора уточнения обстановки. Однако при согласовании ТТЗ на эту РЛС по ультимативному требованию разработчиков радиолокационного поля страны ее использование в системе С-200 было исключено. Вопрос об обеспечении целеуказания системе С-200 остался открытым.

Для ускорения разработки системы КБ-1 решило исключить из состава системы также и разрабатываемую его собственными силами единую цифровую машину. Вместо нее быпо предложено включить в состав каждого РПЦ уже разработанную для авиации самолетную бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) «Пламя-ВТ». При реализации предложения КБ-1 командный пункт системы лишался возможности производить автоматическое целераспределение между стрельбовыми каналами и решать ряд других задач по подготовке стрельбы. Однако, понимая, что создание силами КБ-1 единой ЦВМ существенно затянет разработку системы, 4 Главное управление согласилось с использованием БЦВМ «Пламя-ВТ» и стало содействовать решению этой задачи. С участием КБ-1 БЦВМ была доработана. Впоследствии все три ее модификации: «Пламя-К», «Пламя-КМ» и «Пламя-КВ» (в системе С-200В) хорошо показали себя в эксплуатации.»


Ракета В-860 в соответствии с представленным проектом была скомпонована по двухступенчатой схеме с пакетным расположением четырех твердотопливных ускорителей вокруг маршевой ступени с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД). Маршевая ступень ракеты выполнялась по нормальной аэродинамической схеме, обеспечивающей высокое аэродинамическое качество и в наибольшей мере отвечающей условиям полета на больших высотах. Для упрощения сопряжения с пусковой установкой балочного типа было принято Х-образное размещение крыльев и рулей.

На начальных стадиях проектирования зенитной управляемой ракеты в ОКБ-2 исследовалось несколько компоновочных схем, в том числе и с тандемным (последовательным) размещением ступеней, аналогично принятой в ракете комплекса С-75 и ранее реализованной в близкой по массогабаритным характеристикам противоракете В-1000.

В сравнении с тандемной схемой, использованная для ракеты В-860 пакетная компоновка с размещением ускорителей по бортам маршевой ступени обеспечивала значительное уменьшение длины ракеты. В результате упрощалось наземное оборудование, допускалось применение дорожной сети с меньшими радиусами поворотов, более рационально использовались объемы хранилищ для собранных ракет. Наряду с длиной уменьшался и экваториальный момент инерции ракеты, что снижало потребную мощность приводов наведения пусковой установки. Кроме того, меньший диаметр (около полуметра) единичного ускорителя -двигателя ПРД-81, в сравнении с рассматривавшимся в тандемной схеме ракеты моноблочным стартовым двигателем, позволял в перспективе реализовать конструктивную схему двигателя со скрепленным с корпусом зарядом из высокоэнергетического смесевого твердого топлива.

Для снижения сосредоточенных нагрузок, действующих на маршевую ступень ракеты, тяга стартовых ускорителей прикладывалась к массивному седьмому отсеку, сбрасываемому вместе с отработавшими стартовиками. Принятое размещение стартовых ускорителей, в сумме весивших больше, чем маршевая ступень, существенно сдвигало назад центр масс всей ракеты. В связи с этим, на ранних вариантах ракеты для обеспечения требуемой статической устойчивости на стартовом участке полета, позади каждого из рулей размещалось по крупногабаритному шестиугольному стабилизатору размахом 3348 мм, закрепленному на все том же сбрасываемом седьмом отсеке ракеты.

Разработка двухступенчатой зенитной ракеты большой дальности В-860 с использованием твердотопливных ускорителей и ЖРД в качестве маршевой двигательной установки была технически оправдана уровнем развития отечественной промышленности и науки конца 1950-х гг. Однако следует отметить, что на начальном этапе разработки С-200 параллельно с В-860 в ОКБ-2 рассматривался и полностью твердотопливный вариант ракеты, имевший обозначение В-861. В составе В-861 должно было также использоваться бортовое радиоэлектронное оборудование, полностью выполненное на базе полупроводниковых приборов и ферритовых элементов. В соответствии с директивными документами представление опытного образца В-861 на совместные испытания планировалось на 4-й квартал 1961 г.

Но довести до конца эту работу в то время не удалось. При этом, в первую очередь, сказалось отсутствие отечественного опыта создании больших твердотопливных ракет, соответствующей производственной базы, а также нехватка необходимых специалистов. В их отсутствие эти работы приходилось выполнять, опираясь в значительной степени на имевшуюся к тому времени информацию о применении твердых топлив для ракет различного назначения в США.

Основополагающее значение для развития отечественной твердотопливной ракетной техники приобрело то, что в конце 1950-х гг. по инициативе Д Ф.Устинова к реализации большой программы освоения в ракетах новых типов твердых топлив были подключены многие конструкторские бюро Государственного комитета по оборонной технике (ГКОТ) - ленинградское ЦКБ-7, пермское СКБ-172, свердловское ОКБ-9 и ряд других.
Впрочем, для создания твердотопливных ракетных двигателей с необходимыми характеристиками в те годы требовалось создать не только топлива с высокой энергетикой, но и новые металлические и неметаллические высокопрочные и теплостойкие материалы, технологические процессы их изготовления и соответствующую производственную базу Предстояло построить специальные испытательные стенды, оснащенные современными измерительными средствами и оборудованием для испытаний. Требовалось разработать новые системы управления ракетами, поскольку отработанные принципы управления ракетами с двигателем на жидком топливе совершенно не подходили для твердотопливных ракет, двигатели которых имели значительные разбросы тяговых характеристик, которые крайне сложно было устранять какими-либо регулирующими средствами. Требовалось, наконец, осуществить целый ряд основополагающих научно-исследовательских работ по теоретическим вопросам в области баллистики и динамики полета твердотопливных ракет, в области прочностных расчетов, материаловедения, программирования и вычислительной техники.

Таким образом, применение твердотопливных двигателей в отечественной ракетной технике в конце 1950-х гг. сдерживал целый комплекс многообразных причин. А если к тому же добавить классическое положение о том, что энергетические характеристики твердых топлив значительно ниже, чем жидких, то вполне понятно, почему в создававшихся тогда ракетах предпочтение, как правило, отдавалось жидкому топливу, а твердотопливным двигателям в лучшем случае отводилась роль ускорителей.

Одновременно с изучением возможности использования различных типов двигательных установок в процессе выбора основных технических решений по В-860 были также проведены работы по определению наиболее рациональных траекторий ее полета к цели. Исходя из принятых в качестве типовых траекторий и выбранных характеристик силовой установки ракеты, были определены режимы полета, что послужило дополнительным материалом для проведения оптимизации компоновочной и аэродинамической схемы ракеты, выбора размеров рулей и законов управления.

После сравнительного анализа возможных вариантов была выбрана нормальная аэродинамическая схема ракеты с расположением рулей позади крыла. Две пары крыльев очень малого удлинения крепились к относительно короткому корпусу. Корневая хорда крыльев составляла 2/3 длины ракеты. Впервые примененная в нашей стране на В-860, подобная аэродинамическая компоновка позволила получить практически линейные характеристики моментов аэродинамических сил в диапазоне от малых до больших значений углов атаки, значительно облегчить управление полетом, упростить формирование контура стабилизации и обеспечить достижение требуемой маневренности ракеты на больших высотах.

Широкий диапазон возможных условий полета - изменение скоростных напоров набегающего потока в десятки раз, скоростей полета от дозвуковой до почти в семь раз превосходящей скорость звука - все это затрудняло применение в качестве исполнительных органов управления полетом аэродинамических рулей с отдельным механизмом, регулирующим их эффективность в зависимости от параметров полета. Предложенные ОКБ-2 рули (точнее -рули-элероны) были трапециевидной формы и состояли из двух частей с торсионными связями, представляя собой маленький шедевр инженерной мысли. Хитроумная механическая конструкция при одном и том же значении отклонения корневой части руля обеспечивала автоматическое уменьшение угла поворота большей части руля по мере роста скоростного напора, что суживало диапазон величин действующих на ракету управляющих моментов.

В ранее отработанных радиолокационных головках самонаведения авиационных ракет для узкополосной фильтрации эхо-сигнала от цели использовался опорный сигнал, поступающий от РЛС самолета-носителя на так называемый «хвостовой канал» аппаратуры ракеты. Характерной особенностью ГСН ракеты В-860 стало применение для выработки опорного сигнала расположенного на ее борту автономного высокочастотного гетеродина. Выбор такой схемы был обусловлен применением в РПЦ комплекса С-200 режима фазокодовой модуляции. В процессе предстартовой подготовки осуществлялась точная подстройка бортового высокочастотного гетеродина ракеты под частоту сигнала данной РПЦ.

Для обеспечения безопасного размещения наземных элементов комплекса много внимания было уделено определению размеров зоны падения стартовых ускорителей, расцепка и отделение которых осуществлялись после окончания работы их двигателей, через 3¬4,5 с после старта. Размеры этой зоны существенно зависели от целого ряда факторов - разбросов во времени работы каждого из четырех ускорителей, скорости разгона ракеты, скорости ветра в момент старта и угла наклона траектории. С целью упрощения конструкции пусковой установки и уменьшения размеров зоны падения ускорителей угол старта ракеты был принят постоянным, равным 48 град.

Особое внимание при проектировании было обращено на принятие специальных мер по защите элементов конструкции ракеты от аэродинамического нагрева, возникающего в процессе длительного (более минуты) полета с гиперзвуковой скоростью. С этой целью наиболее нагреваемые в полете участки корпуса ракеты были покрыты теплозащитой.

В конструкции В-860 использовались в основном недефицитные материалы. Для придания элементам конструкции требуемых форм и размеров использовались наиболее высокопроизводительные производственные процессы - горячая и холодная штамповка, крупногабаритное тонкостенное литье изделий из магниевых сплавов, точное литье, различные виды сварок. Нашли применение на ракете различные виды пластмасс, а также титановые сплавы, использовавшиеся в конструкции крыльев и рулей.

Вскоре после выпуска эскизного проекта началась отработка радиопрозрачного обтекателя для головки самонаведения ракеты. Предъявляемые к нему сложные радиотехнические требования наряду с воздействием мощных тепловых потоков и значительных аэродинамических нагрузок определили большие трудности в его отработке. Для решения вопросов, связанных с разработкой и изготовлением исходных материалов, с выбором технологических процессов, изготовлением различного специального оборудования, контрольно-измерительной аппаратуры и специальных стендов для измерений радиотехнических характеристик обтекателя были привлечены ВИАМ, НИИАТ и многие другие организации.

далее

Посмотреть профиль http://sovetarmy.2x2forum.com

Admin

avatar
Admin
Планировавшиеся летные испытания требовали изготовления большого числа ракет. Возможности опытного производства ОКБ-2 были ограничены, в особенности, в части выпуска столь крупногабаритных изделий. Поэтому уже на начальной стадии испытаний потребовалось подключить к производству В-860 серийный завод. С этой целью выпускавшие ЗУР системы С-75 столичный завод №41 и завод №464 в подмосковном поселке Долгопрудный приступили к подготовке производства под серию ракет для С-200. Но фактически они в их изготовлении не участвовали, так как в дальнейшем были переориентированы на производство других видов перспективной зенитной ракетной техники. Решением ВПК №32 от 5 марта I960 г. серийное производство ракет для С-200 было передано от московского завода №41 ленинградскому заводу №272 (впоследствии - «Северный завод»), в конце 1950-х гг. переключенному с выпуска вертолетов и легкомоторных самолетов разработки ОКБ АС. Яковлева на зенитные ракеты 1ЗД и 20Д для системы С-75. В том же I960 г. завод №272 изготовил первые так называемые «изделия Ф» - ракеты В-860 для системы С-200.

По указанию Д.Ф. Устинова, с августа I960 г. работы по ЖРД Л-2 для ракеты В-860 продолжались только в ОКБ-466, а ОКБ-165 было предписано сосредоточить усилия на разработке бортового источника питания для этой ЗУР. В результате ракета В-860 в дальнейшем оснащалась жидкостным ракетным двигателем, разработанным в ОКБ-466 под руководством Главного конструктора А.С. Мевиуса. Этот двигатель создавался на базе однорежимного двигателя «726» ОКБ A.M. Исаева с максимальной тягой 10 т. В ходе отработки конструкции двигателя и его систем было проведено 266 стендовых испытаний, из них по «этажам» - 170. Провели примерно 40 испытаний на работоспособность при температуре -50 град.С, 18 испытаний - при температуре +50 град.С.

Жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания одноразового действия (без повторного включения) работал на компонентах, ставших уже традиционными для отечественных ЗУР. В качестве окислителя использовалась азотная кислота с добавкой четырехокиси азота, а горючего - триэтиламинксилидин (ТГ-02, «тонка»). Температура газов в камере сгорания достигала 2500-3000 град.С. Двигатель был выполнен по «открытой» схеме - продукты сгорания газогенератора, обеспечивающего работу турбонасосного агрегата, выбрасывались через удлиненный патрубок в атмосферу. Начальный запуск турбонасосного агрегата обеспечивался пиростартером.

В начале работ по В-860 ее проектировщикам пришлось столкнуться с еще одной проблемой. Оказалось, что обеспечение достаточно продолжительного управляемого гиперзвукового полета ракеты требует наличия на ее борту значительного запаса электроэнергии. Ее потребителями стало множество громоздких и энергоемких «ящиком», составлявших систему управления ракетой. Первопричина, как говорится, лежала на поверхности: элементной базой аппаратуры тех лет были электронные лампы и сопутствовавшие им устройства. Золотой век полупроводников, а также микросхем, печатных плат и прочих «чудес» радиоэлектроники в ракетной технике тогда еще только намечался.

Аккумуляторные батареи способные обеспечить ракету необходимым запасом электроэнергии, были крайне тяжелы и громоздки. Наиболее отработанным к тому времени решением этой проблемы было применение автономного источника электроэнергии, состоявшего из турбины, электрогенератора и преобразователей. Работу турбины обеспечивал горячий газ, получаемый на борту ракеты, обычно за счет разложения какого-либо однокомпонентного топлива Так. например, на первых вариантах ЗУР комплекса С-75 для этих целей использовали изопропилнитрат. Но и в этом случае масса подобного устройства с запасом однокомпонентного топлива для В-860 превосходила все мыслимые пределы. Однако следует отметить, что в первом варианте эскизного проекта планировалось применение именно такого источника электропитания.

Но в дальнейшем взоры проектировщиков обратились к более эффективному источнику энергетики - находившимся на борту ракеты компонентам топлива для двигателя, которые могли обеспечить также и работу бортового источника питания (БИП), предназначенного для выработки в полете как постоянного, так и переменного тока, а также и для поддержания высокого давления в гидравлической системе, обеспечивающей работу рулевых приводов. Отработка БИП была поручена в 1958 г. ОКБ-670 под руководством Л.Н. Душкина, а в дальнейшем продолжалась под руководством М.М. Бондарюка. Доводка конструкции БИП и подготовка документации для его серийного производства велись в ОКБ-466 под руководством ведущих конструкторов М.Н. Шувалова и Ф.Е. Арановича. Конструктивно БИП состоял из газотурбопривода, гидроагрегата и двух электрогенераторов.

По мере выпуска рабочих чертежей к производству ракет и наземных средств комплекса были дополнительно подключены многие предприятия нескольких министерств. В частности, выпуск крупноразмерных антенных постов радиолокационных средств поручили горьковскому исходно артиллерийскому заводу №92 и самолетостроительному заводу №23 в подмосковных Филях.

Летом 1960 г. поблизости от Ленинграда, на полигоне Ржевка (Государственный научно-исследовательский полигон Главного артиллерийского управления), с первой из изготовленных пусковых установок начались бросковые испытания имитатора ракеты, то есть пуски неуправляемых массогабаритных макетов маршевой ступени с натурными ускорителями, что было необходимо для отработки пусковой установки и стартового участка полета.

Рабочий проект опытной пусковой установки, которой был присвоен фирменный для ЦКБ-34 индекс СМ-99, был создан в I960 г. Первая опытная пусковая установка, выпущенная заводом «Большевик», имела короткую качающуюся часть, которая заканчивалась в районе передних роликовых опор ракеты. Необходимость стыковки наземного оборудования с бортовым оборудованием, пневмо- и электромагистралями ракеты потребовала существенного удлинения балки и введения носового разъема.

На этапе опытного проектирования в ЦКБ-34 в инициативном порядке велись проработки варианта пусковой установки с подкатными ходами (по типу ПУ СМ-63 комплекса С-75), но он не был реализован, с одной стороны, по причине громоздкости ходовой части и высокой трудоемкости процесса перевода ПУ из походного положения в боевое и обратно, а с другой стороны - из-за того, что даже на начальном этапе проектирования заказчиком не ставилась всерьез задача обеспечения мобильности ПУ.

На ранних этапах разработки эскизного проекта пусковой установки исследовались различные варианты газоотбойных и газоотражательных конструкций, предотвращающих эрозию грунта площадки при старте ракеты. Резинометаллические «ковры» были отвергнуты практически сразу. Для экспериментальных исследований на ленинградском заводе «Арсенал» был изготовлен газоотражатель рассекающего типа. Он был доставлен для испытаний на полигон Ржевка, но на пусковую установку так и не монтировался. Использование на ракете стартовых ускорителей с развернутыми наружу соплами явно сводило его эффективность практически к нулю.

Общая конструктивная схема напоминала пусковую установку СМ-63 комплекса С-75. Основными внешними отличиями были два мощных гидравлических цилиндра, примененные вместо использовавшегося в С-75 секторного механизма подъема стрелы направляющими, отсутствие газоотражателя, а также подводимая к нижней поверхности передней части ракеты откидная рама с электровоздухоразъемами.

В ходе испытаний первого этапа, проводившихся на Ржевском полигоне с использованием так называемых ИРС
- имитаторов ракет, было проведено окончательное согласование пусковой установки, ракеты, заряжающих машин и вспомогательного оборудования, определены реальные нагрузки, возникающие при старте ракеты.

В дальнейшем, исходя из результатов испытаний на полигоне Ржевка, в 1961-1963 гг. была выпущена опытная партия пусковых установок СМ-99А для проведения заводских и совместных испытаний в составе полигонного варианта системы С-200 на Балхаше. В свою очередь, технический проект серийной пусковой установки 5П72 был выполнен на базе СМ-99А позднее, в 1962 г.

А еще в I960 г. по результатам проработки нескольких вариантов заряжающей машины был выпущен рабочий проект ее опытного образца с использованием компоновочной и кинематической схем, предложенных С.П. Ковалесом. Разработка проекта заряжающей машины велась под руководством А.И.Устименко и А.Ф.Уткина. Опытная партия заряжающих машин для проведения заводских и совместных испытаний была изготовлена на Московском заводе «Машиностроитель» в период 1961-1962 гг. Рабочий проект серийного варианта машины появился в 1962 г.

Параллельно с проведением работ по проектированию и изготовлению новой зенитной ракетной системы велась подготовка к ее отработке и полномасштабным испытаниям. Расположенный в Казахстане, к западу от озера Балхаш, полигон «А» Министерства обороны следовало подготовить к приему и хранению новой техники. Для проведения испытаний уже в августе 1960 г. требовалось построить позицию радиотехнических средств и стартовую позицию в районе площадки «35» полигона. Ленинградский филиал ЦПИ-20 МО должен был провести проектирование полигонных позиций системы С-200.

«Исходя из характеристик системы, - вспоминает МЛ.Бородулин, - ее испытания было решено проводить в войсковой части 03080 (Сары-Шаган). Этот полигон был создан для проведения работ по противоракетной обороне. Первым его начальником был генерал-лейтенант Степан Дорохов, служивший до этого под Москвой, первым главным инженером - Михаил Трофимчук.

На площадке 35 - в центре противосамолетной обороны полигона к этому времени уже производились испытания зенитных ракетных систем «Даль» и С-75М. Расположенная примерно в 100 километрах от площадки 40 - центральной,управленческой части полигона, площадка 35 имела казармы, гостиницы, столовые и другие необходимые служебные постройки.

Начальникам центра противосамолетной обороны тогда был полковник Руль.

Главком Войск ПВО страны своим приказом назначил комиссию по выбору позиции, на которой должны проводиться испытания огневого комплекса системы С-200. Комиссия подобрала участок с минимальными углами укрытия, расположенный на значительном удалении от позиций систем С-75М и «Доль». Находившиеся на полигоне А. Расплетин и Б. Пуга предложили отказаться от выбора комиссии и разместить огневой комплекс С-200 рядом с комплексом С-75М. Это приблизило позицию С-200 к жилой зоне площадки 35 и тем самым позволило сократить дорожное строительство. Хотя эта позиция имела большие углы укрытия, чем выбранная комиссией, и располагалась на пологом склоне возвышенности, предложение головного разработчика системы одобрил. Соответствующие исходные данные были выданы проектировщикам инженерного оборудования позиции.

Непосредственно на средствах огневых комплексов систем работали команды, входившие в состав испытателей центра противосамолетной обороны. Анализ результатов испытаний и составление отчетов производилось вторым управлением полигона, располагавшимся на площадке 40. Управление включало ряд тематических отделов, работавших по системе в целом и ее основным средствам. Начальником управления в то время был полковник Иван Дикий.

Для проведения испытаний огневого комплекса системы С-200 в составе испытательного центра было создано новое подразделение - четвертая команда. Первым ее начальником был назначен подполковник Вадим Кузнецов. В основном она была укомплектована молодыми офицерами - выпускниками военных учебных заведений. Большинство из них сразу направили для освоения техники на предприятия, создававшие средства системы. Им предстояло в процессе заводских испытаний под руководством разработчиков в совершенстве освоить новую для них технику, с тем, чтобы на совместных испытаниях и далее вести работу самостоятельно.
Для проведения испытаний системы С-200 были выделены офицеры во втором управлении, которые сначала совместно с разработчиками, а потом и самостоятельно должны были вести анализ результатов испытаний, их методическое обеспечение, а также осуществлять необходимое математическое моделирование. Большую часть этих офицеров также направили на обучение в промышленность.

Для сборки ракет системы С-200, проверки и подготовки их к пуску на площадке 7 - технической позиции полигона была организована специальная технологическая линия, укомплектованная офицерами, также направленными на обучение к разработчикам ракеты.»


В соответствии с решением ВПК от 28 августа 1960 г. в январе следующего года на полигон «А» должны были быть поставлены основные средства стрельбового канала, КП и зенитные управляемые ракеты (ЗУР) для начала испытаний комплекса.

Первый бросковый пуск ракеты на полигоне «А» состоялся 27 июля 1960 г. Фактически летные испытания начались с использованием оборудования и ракет, крайне далеких от штатных по составу и конструктивному исполнению. На полигоне, на позиции комплекса С-75М, смонтировали так называемую «пусковую установку» - агрегат упрощенной конструкции, с которой было произведено несколько бросковых и автономных пусков. Эта «пусковая установка», спроектированная и изготовленная в ракетном ОКБ-2, а не в ответственном за «наземку» ЦКБ-34, не имела каких-либо приводов наведения по углу места и азимуту и предназначалась только для обеспечения первых пусков ракет по программе бросковых и автономных летных испытаний и измерений некоторых параметров.

В конце 1960 г. выпуск ракет опытной партии был приостановлен из-за отсутствия комплектующих. Исходя из этого, в соответствии с решением ВПК от 4 декабря 1960 г., поставка пяти ракет плана текущего года была перенесена на I квартал следующего. Одновременно была утверждена новая структура комплекса, в результате чего окончательно прекратились работы по радиолокатору уточнения обстановки, доведенные до стадии изготовления макета этой станции.

Первый полет ракеты В-860 с работающим ЖРД маршевой ступени был осуществлен 27 декабря 1960 г. при четвертом опытном пуске. Всего же до апреля 1961 г. по программе бросковых и автономных испытаний выполнили семь пусков с применением ракет в упрощенной комплектации. Впрочем, к этому времени технический облик штатной ракеты еще не был полностью сформирован.

Так, даже на наземных стендах не удавалось добиться надежной работы головки самонаведения. Но и в случае своевременной установки на ракете ГСН, выйти из стадии автономных пусков все равно бы не удалось из-за неготовности наземных радиоэлектронных средств. В ноябре 1960 г. опытный образец радиолокатора подсвета цели был развернут на подмосковном радиотехническом полигоне КБ-1 в Жуковском, неподалеку от аэродрома ЛИИ. Для проверки режимов совместной работы РПЦ и головки самонаведения ракеты на специальных стендах этого полигона установили также и две ГСН. Руководителем испытаний был назначен Т.Р. Брахман, перешедший на работу в КБ-1 из ЦНИИ-108.

В конце 1960 г. А.А. Расплетин стал ответственным руководителем и Генеральным конструктором КБ-1. Входившее в состав КБ-1 конструкторское бюро по зенитным ракетным комплексам взамен Расплетина возглавил Б.В. Бункин, а его заместителем был назначен В.Н. Кузьмин. Ход работ постоянно контролировался руководством промышленности и командованием войск. В январе 1961 г. главком Войск ПВО С.С. Бирюзов проинспектировал КБ-1 и его испытательную базу в Жуковском.

К этому времени важнейший элемент наземных средств комплекса -радиолокатор подсвета цели еще являл собой «всадника без головы». Антенная система не была поставлена заводом №23, переживавшим тягостные метаморфозы превращения из авиационного предприятия в ракетостроительное и переподчинение от В.М. Мясищева к В.Н. Челомею. На полигоне «А» не было ни цифровой вычислительной машины «Пламя», ни аппаратуры командного пункта. Из-за отсутствия комплектующих также срывалось изготовление опытных образцов штатных пусковых установок заводом №232.

Но, тем не менее, выход был найден. Для обеспечения автономных испытаний ракет весной 1961 г. на полигон «А» доставили макетный образец РПЦ, выполненный на конструктивной базе антенного поста комплекса С-75М. Его антенная система имела значительно меньшие размеры, чем штатная антенна РПЦ системы С-200, а передающее устройство - пониженную мощность из-за отсутствия выходного усилителя. Аппаратная кабина была укомплектована только минимально необходимым набором приборов для проведения автономных испытаний ракет, оборудования и устройств. Монтаж макетного образца РПЦ и пусковой установки был произведен в четырех километрах от 35-й площадки полигона. Создание макетного РПЦ и его отработка на полигоне «А» позволили не только накопить экспериментальные данные для работы над опытным образцом РПЦ, но и обеспечить начальный этап испытания ракет.

А тем временем опытный образец антенного поста РПЦ был перевезен из Жуковского в Горький и 20 июля развернут на заводском полигоне завода №92. В ходе испытаний выявилось забивание приемного канала мощным сигналом передатчика, несмотря на экран, установленный между их антеннами. Сказалось отражение излучения от подстилающей поверхности площадки вблизи РПЦ. Для устранения этого эффекта был введен дополнительный горизонтальный экран, установленный под антенной. В начале августа эшелон с опытным образцом РПЦ был отправлен на полигон. Тем же летом 1961 г. была подготовлена аппаратура и для опытных образцов других средств системы.

Первый развернутый для испытаний на полигоне «А» стрельбовый канал С-200 включал всего одну более или менее штатную пусковую установку, что все-таки позволяло вести испытания ракет, в том числе бросковые, и испытания ракет и радиотехнических средств. На первых этапах испытаний заряжание пусковой установки производилось нештатным способом, с использованием автокрана.

Несмотря на накопившееся отставание работ от плановых сроков, решением ВПК №79 от 24 апреля 1961 г. было предписано уже в мае, используя макетный образец РПЦ, приступить к комплексным испытаниям ракет с ГСН в замкнутом контуре наведения, обеспечив в те же сроки поставку цифровой ЭВМ. Решением ВПК предусматривалось также привлечение самолетов ВВС для проведения облетов одноканального радиовзрывателя 5Е18. В ходе проведения этих опытных работ самолет, несущий контейнер с радиовзрывателем, на встречных курсах сближался с самолетом, имитирующим воздушную цель.

Предстоящие комплексные испытания с использованием ракет в полной комплектации бортовой аппаратурой, поставки комплектующих которой задерживались, вызывали серьезную озабоченность руководства ВПК. Для преодоления кризиса с обеспечением ракет головками самонаведения разработчики С-200 обратились к совсем экстравагантной идее многократного использования ГСН в ходе пусков нескольких ракет. Для ее обеспечения было принято решение о создании парашютной системы спасения ГСН. Эскизный проект такой системы спасения был представлен на заключение в декабре 1960 г. По результатам испытаний парашютной системы спасения, проведенных с макетами головной части, в августе 1961 г. был выпущен соответствующий отчет, но до реального использования головок самонаведения «секонд хенд» на ракетах дело все-таки не дошло.

К этому времени последовали и первые «оргвыводы» по ситуации, сложившейся в ходе разработки С-200. 31 августа 1961 г. было утверждено решение ВПК №181 «О ходе работ по «Системе-200», в котором с глубоким негодованием констатировалось, что работы по системе ведутся с большим отставанием от установленных сроков: не изготовлены опытные образцы РПЦ, наземного оборудования стартовой позиции и средств электроснабжения, проведено лишь 15 баллистических и автономных пусков ракеты В-860, заводы №218, №272 Ленинградского совнархоза и рязанский завод №463 не обеспечили необходимой подготовки производства и задержали поставку опытных образцов автопилота АП-6, ГСН и ракет В-860 в целом, что может привести к задержке испытаний системы на полигоне.

Указывая на то, что госкомитеты по радиоэлектронике, авиационной и оборонной технике не приняли необходимых мер по ликвидации допущенного отставания в разработке системы, ВПК предписывала госкомитету по авиационной технике ускорить решение вопроса об обеспечении падения отделяющихся в полете элементов первой ступени ракеты В-860 за пределами огневой позиции комплекса, обращала внимание главного конструктора электрогенератора бортового источника питания ракеты В-860 Федосеева на неудовлетворительную работу его изделия, а также ставила задачу рассмотреть возможность создания на базе мишени ВРПМ высотной мишени с имитатором цели, обеспечивающей возможность проведения испытаний системы С-200 во всем диапазоне скоростей и высот.

Следует отметить, что оргвыводы постепенно делали свое дело. В 1961-1963 гг. были изготовлены опытные образцы пусковых установок, заряжающих и транспортно-перегрузочных машин - техники стартовой и технической позиций.

К очередной годовщине Великого Октября на полигоне с использованием самолетов Ту-16 провели облеты РПЦ в режиме работы радиолокатора с разрешением целей по скорости и по дальности. Там же при проведении экспериментальных работ по использованию комплексов С-75 в режиме ПРО, создатели С-200 воспользовались уникальной возможностью и попутно, сверх плана, осуществили и проводку оперативно-тактической баллистической ракеты Р-17 (SCUD) радиолокационными средствами системы С-200.

К этому времени, с целью сопровождения выпуска серийной продукции, внедрения доработок на выпускаемых изделиях, перестройки производства на выпуск модифицированных и новых вариантов ракет системы С-200, на заводе №272 было создано специальное конструкторское бюро, которому впоследствии пришлось заняться и модернизацией ЗУР этой системы после того, как основные силы ОКБ-2 (переименованного в МКБ «Факел») переключились на работы по другим ракетам.

Помимо организации текущих дел по новой зенитной ракетной системе, решением ВПК также развертывались перспективные работы по совершенствованию бортовой аппаратуры и стартовых двигателей ракеты. В целях повышения надежности и помехоустойчивости была начата разработка нового, на этот раз двухканального радиовзрывателя, позднее получившего обозначение 5Е24. Предписывалось уже в начале следующего года испытать этот взрыватель в составе ракеты.

Как уже отмечалось, первоначально в ускорителях ракеты, получивших обозначение ПРД-81 (5С21), использовалось баллиститное топливо - сначала рецептуры РСТ-43, затем РНДСИ-59. Заряд был выполнен в виде одноканальных шашек наружным диаметром 58 мм и длиной 2035 мм.

Но к началу 1960-х гг. наметился определенный прогресс и в создании новых высокоэнергетических смесевых твердых топлив. В отличие от баллиститных, новые составы допускали формирование зарядов литьем непосредственно в корпус двигателя. При этом обеспечивалось прочное скрепление топливного заряда со стенками корпуса двигателя. В результате, на протяжении большей части времени работы двигателя заряд выполнял функции теплозащитного покрытия, надежно защищающего стенки камеры от продуктов сгорания топлива.

Решением ВПК от 28 августа 1961 г. для В-860 была задана разработка стартовых двигателей, использующих смесевое топливо. Эти работы велись применительно к рецептуре ТФА-70, затем ТФА-53КД. Заряд топлива представлял собой моноблок с центральным каналом в форме звезды (сначала - с восемью, а позднее - с двумя лучами). Разработчик топлива - коллектив НИИ-130 под руководством Л.И. Козлова - совместно с проектантом двигателя - КБ-2 завода №81, возглавляемым И.И. Картуковым - должен был поставить первые двигатели ПРД-81М (армейское обозначение -5С25) на смесевом топливе уже в октябре - ноябре 1961 г. С учетом особой чувствительности таких топливных зарядов к морозу и жаре, для первых десяти комплектов двигателей допускалось сузить диапазон допустимых эксплуатационных температур до +10 - +35 град.С.
Фактически наземная отработка стартовых двигателей 5С25 на смесевом топливе для подтверждения их пригодности к применению в заданном для системы широком диапазоне температур эксплуатации началась во второй половине 1962 г. Но, как показал дальнейший ход событий, использованное в них смесевое топливо не обладало необходимой совокупностью характеристик и, в частности, стабильностью при низких температурах. Тем не менее, в ряде пусков В-860 использовались именно такие ускорители.

Для обеспечения испытаний воздушными мишенями были выданы указания о начале переоборудования в беспилотные мишени самолетов ЯК-25РВМ, Ту-16М, МиГ-17М, МиГ-19М, а также об ускорении разработки запускаемой с Ту-16К специальной крылатой ракеты-мишени КРМ, создаваемой на базе боевых ракет семейства КСР-2/КСР-11 в соответствии с Постановлением от 19 июня 1959 г. №684-312. Рассматривалась также возможность использования в качестве мишеней зенитных ракет «400» системы «Даль», стрельбовый комплекс и техническая позиция которой еще в 1950-е гг. были развернуты на 35-ой площадке полигона «А».

Однако принятые меры по ускорению испытаний не смогли обеспечить решение основной задачи стрельбы полностью укомплектованными ракетами так и не начались. К концу августа 1961 г. число пусков достигло 15, но все они были выполнены в рамках бросковых и автономных испытаний. Задержка с переходом к испытаниям в замкнутом контуре определялась не только отставанием с вводом в строй наземных радиоэлектронных средств, но и трудностями с созданием бортовой аппаратуры ракеты. Катастрофически срывались и сроки создания бортового источника электропитания.

В свою очередь, при наземной отработке ГСН выявилась непригодность первого варианта радиопрозрачного обтекателя. Проблема не была новой -с аналогичными трудностями столкнулись за несколько лет до того при отработке К-8М - первой доведенной до серийного производства самонаводящейся отечественной ракеты класса «воздух-воздух». Прорабатывалось несколько вариантов обтекателя, отличавшихся по применяемым материалам и технологии изготовления, в том числе керамические, а также стеклопластиковые, формируемые намоткой на специальных станках по схеме «чулок», и другие. По результатам отработки выявились большие искажения радиолокационного сигнала в процессе его прохождения через обтекатель ГСН. В ситуации, приближавшейся к критической, пришлось пожертвовать максимальной дальностью полета ракеты и применить более благоприятный для работы ГСН укороченный обтекатель, использование которого несколько увеличило аэродинамическое сопротивление.

В отчете по итогам работ за 1961 г. было отмечено, что из 39 изготовленных ракет В-860 только 22 были использованы при проведении испытаний, при этом лишь 18 пусков дали положительные результаты. В качестве основной причины задержек испытаний указывалось на отсутствие автопилотов и ГСН. Тем не менее, летные испытания полностью укомплектованных ракет начались в 1961 г. До апреля следующего года было выполнено 22 пуска. В то же время, поставленные на полигон опытные образцы наземных средств огневого канала еще не были состыкованы в единую систему - даже столь взаимосвязанные, как пусковая установка и кабина управления стартом К-3.

Для того, чтобы как можно скорее перейти на стадию совместных испытаний, решением ВПК №6 от 10 января 1962 г. было предусмотрено сократить число пусков по плану заводских испытаний. К решению проблем с обтекателем привлекались научный потенциал НИИ-17 и производственные возможности фабрики им. А.И.Желябова, которую загрузили изготовлением обтекателя намоткой. Предусматривалось ускорение работ по двухканальному радиовзрывателю и по ускорителям ПРД-81М на новом топливе, а также скорейшее завершение отработки малошумных электровакуумных приборов для ГСН.

Как уже отмечалось, в соответствии с Постановлением 1959 г., дальность зоны поражения для ракет комплекса С-200 задавалась на уровне 100 км, что существенно уступало заявленным показателям американского аналога -комплекса «Найк-Геркулес». В качестве средства расширения зоны поражения отечественных ЗРК, в соответствии с решением ВПК №136 от 12 сентября 1960 г., предусматривалось использовать возможность наведения ракет на цель на пассивном участке траектории, после окончания работы двигателя ее маршевой ступени. В связи с тем, что на ракете комплекса С-200 аппаратура задействовалась от бортового источника питания, представлявшего собой турбогенератор, работающий на тех же компонентах топлива, что и двигатель ракеты, для увеличения продолжительности работы этого генератора требовалось доработать топливную систему. Наряду с другими причинами это дало хорошее обоснование для реализации давно наметившийся необходимости увеличения запаса топлива с соответствующим утяжелением ракеты с 6 до 6,7 т и некоторым наращиванием ее длины.

В 1961 г. была изготовлена первая усовершенствованная ракета, получившая наименование В-860П (изделие «1Ф»), а в следующем году предусматривалось прекратить производство ракет В-860 в пользу нового варианта.

К этому времени основные задачи по производству ЗУР ставились уже не перед опытным производством ОКБ-2, а перед намного более мощным ленинградским заводом №272. Неоднократно отмечавшаяся в те годы катастрофическая недопоставка ракет на полигон не была свидетельством нерасторопности ленинградцев. В основном план выпуска ракет срывался из-за задержек с поставкой автопилотов ленинградским заводом №212 и, в особенности, вследствие того, что завод №463 («Красное Знамя») Рязанского совнархоза так и не освоил к этому времени производство ГСН. В результате были сорваны планы и на 1961 г., и на 1962 г.

Впрочем, и рязанский завод объективно не мог нести ответственность за срыв планов. Первопричиной было то, что в основу задуманной в ЦНИИ-108 и доводившейся уже в КБ-1 головки самонаведения ракеты были заложены не самые удачные конструктивные решения, что и предопределило большой процент брака на производстве и множество аварий в процессе летных испытаний ракеты.

Еще одним мобилизующим решением того времени стали изданные 24 марта 1962 г. приказы руководителей Госкомитетов по радиоэлектронике и авиационной технике, которыми Анатолий Георгиевич Басистов от КБ-1 и Григорий Филиппович Бондзик от ОКБ-2 были назначены ответственными руководителями испытаний по комплексу и ракете соответственно.

В начале 1962 г. на полигоне были произведены облеты средств системы С-200 истребителем МиГ-15, которые проводил летчик-испытатель летной части КБ-1 В.Г. Павлов, лет за десять до того участвовавший в легендарных испытаниях пилотируемого варианта авиационного противокорабельного самолета-снаряда КС. Целью облетов средств С-200 стала проверка работоспособности радиовзрывателя и ГСН. При этом разработчики, давая задания летчику-испытателю, стремились обеспечить минимальные расстояния между самолетом и отрабатываемыми элементами ракеты, по соображениям безопасности недопустимые при летной отработке на двух сближающихся самолетах. Радиовзрыватель и ГСН размещались на деревянной вышке, а самолет, находясь в луче радиолокатора подсвета цели, имитировал сближение ракеты с самолетом-целью. Мастер пилотажа, Павлов на сверхмалой высоте проходил буквально в нескольких метрах от вышки, при этом его самолет шел с различными углами крена, имитируя возможные сочетания угловых положений цели и ракеты в процессе их сближения.

Постановлением от 24 апреля 1962 г. №382-176, наряду с дополнительными мероприятиями по ускорению работ, были заданы уточненные требования к основным характеристикам системы в части возможности поражения целей типа Ту-16 на дальностях 130-180 км.

В мае 1962 г. были полностью завершены автономные испытания РПЦ и проведены совместные испытания этого радиолокатора во взаимодействии со средствами стартовой позиции. Радиолокатор подсвета цели сопровождал самолет-цель и по данным, переданным с него на стартовую позицию, пусковая установка разворачивалась в направлении на расчетную точку встречи ракеты с целью. ГСН подстраивалась под несущую частоту зондирующего сигнала, ее антенна ориентировалась в направлении на цель, а система слежения по скорости и дальности настраивались на соответствующие параметры цели. При достижении необходимого уровня принимаемого головкой самонаведения сигнала, она переводилась в режим автоматического сопровождения цели.

На первом этапе летных испытаний ракет с ГСН, успешно начатом 1 июня 1962 г., головка самонаведения работала в «пассажирском» режиме, отслеживая цель, но не оказывая никакого влияния на полет ракеты. При этих пусках на автономно управляемой автопилотом ракете ГСН должна была автоматически сопровождать сигнал от медленно опускавшегося на парашюте имитатора цели. Комплексный имитатор цели, забрасываемый на большую высоту метеорологической ракетой, используя собственный передатчик, переизлучал зондирующий сигнал РПЦ со сдвигом по частоте на доплеровскую составляющую, соответствующую изменению частоты отраженного сигнала при имитируемой относительной скорости приближения цели к РПЦ.

Успешные пуски ракет с ГСН-«пассажиром» позволили провести 16 июня 1962 г первый пуск ракеты в замкнутом контуре наведения. С этого времени пуски стали проводиться, как правило, в режиме самонаведения ракеты на реальную цель. В июле-августе 1962 г. состоялись три успешных пуска. В двух из них в качестве мишени использовался комплексный имитатор цели КИЦ, при этом в одном из пусков было достигнуто прямое попадание. В третьем пуске, осуществленном 31 августа, в качестве самолета-мишени использовался Як-25РВМ.

В августе пуском двух ракет были завершены автономные испытания средств стартовой позиции.

Посмотреть профиль http://sovetarmy.2x2forum.com

Admin

avatar
Admin
На протяжении осени, начиная с пуска 31 августа, было проверено функционирование ГСН по контрольным целям - МиГ-19М (беспилотный вариант истребителя МиГ-19), парашютной мишени М-7 и по высотной цели -Як-25РВМ. Позднее, в декабре, автономным пуском ракеты В-860П была подтверждена совместимость оборудования стартовой позиции и РПЦ.

Но, по-прежнему, основной причиной низкого темпа испытаний системы оставалась недоведенность ГСН и обусловленные этим задержки в ее производстве. На результатах стендовых испытаний и пусков в то время часто сказывалась недостаточная виброустойчивость высокочастотного гетеродина аппаратуры ГСН. В целом, в 31 пуске, проведенном с июля 1961 г. по октябрь 1962 г., ГСН было укомплектовано только 14 ракет. Например, перед 7 ноября 1962 г. было проведено четыре пуска ракет без ГСН.

В этих условиях А.А. Расплетин принял решение об организации параллельных работ по двум направлениям. Предусматривалась, с одной стороны, доработка в КБ-1 существующей головки самонаведения и совершенствование ее серийного производства на заводе №463, с другой - создание новой ГСН, более пригодной для крупносерийного производства.

Доработка существующей ГСН 5Г22 из первоначально намеченной совкупности «лечебных» мероприятий постепенно вылилась в довольно основательное переформирование структурной схемы. В результате предстартовая подстройка аппаратуры ГСН к параметрам радиолокатора подсвета цели стала производиться перестройкой вновь спроектированного виброустойчивого генератора, работающего на промежуточной частоте, на три порядка меньшей, чем у выходного сигнала высокочастотного гетеродина.

Другая, принципиально новая головка самонаведения 5Г23 стала собираться уже не из «россыпи» множества отдельных радиоэлектронных элементов, а из четырех предварительно отлаженных блоков.

Недостатки в работе группы разработчиков ГСН в КБ-1 определили принятие новых организационных мер. В частности, в июле 1963 г. из КБ-1 ушел Высоцкий, с самого начала возглавлявший работы по ГСН.

В связи с систематическими задержками с поставкой на сборку ракет в ОКБ-2 и на завод №272 головок самонаведения, обусловленными трудностями, возникшими при ее отработке, было проведено более полутора десятков пусков ракет В-860 в отработочном варианте с радиокомандной системой управления. В этом случае для передачи команд управлении использовалась наземная станция наведения ракет РСН-75М зенитного ракетного комплекса «Волхов» (С-75М). Вместо штатной ГСН ракеты комплектовались аппаратурой ЯР-М.

Эти испытания, проведенные в дополнение к автономным пускам, позволили определить показатели управляемости ракеты, уровни реализуемых перегрузок, но возможности наземной аппаратуры управлении существенно ограничивали дальность управляемого и контролируемого полета ракеты.

далее

Посмотреть профиль http://sovetarmy.2x2forum.com

Admin

avatar
Admin
К середине лета 1962 г. работы по С-200 настолько отстали от первоначально заданных сроков, что для подтверждения целесообразности их продолжения потребовалось провести дополнительное технико-экономическое обоснование создания этой системы, показавшее ее значительное преимущество перед уже принятыми на вооружение вариантами С-75 и еще продолжавшей разрабатываться системой «Даль». Кроме того, зимой 1963 г. ввиду прекращения работ по системе «Даль» была проведена исследовательская работа по определению возможности использования ее наземных средств и ракет «400» в целях отработки В-860.

К началу осени 1962 г. на полигоне уже находились два радиолокатора подсвета цели и две кабины К-3М, три пусковые установки и одна кабина К-9 командного пункта, радиолокационная станция обнаружения П-14 «Лена», которая была сопряжена по аналоговой линии с КП огневого комплекса. РЛС П-14 представляла собой стационарную двух координатную станцию кругового обзора с низкими точностными характеристиками. Для обеспечения применения П-14 в качестве средства целеуказания огневому комплексу понадобилось ввести в РПЦ непредусмотренный ранее угловой поиск цеди. Из-за низкой точности П-14 и, в особенности, из-за отсутствия в поступавшем от нее целеуказании информации по углу места цели, потребовалось организовать на РПЦ наряду с коническим сканированием антенной системой также и секторный поиск - построчный просмотр пространственного угла в координатах азимут-угол места. Возросшие временные затраты на захват цели РПЦ из-за введения углового (особенно - секторного) поиска существенно ограничили боевые возможности комплекса С-200 в работе по высотным и скоростным целим. Угловой поиск получился громоздким - оба режима его осуществлялись сканированием всего антенного поста по азимуту и качанием антенной системы по углу места, что создавало дополнительные нагрузки на приводы, особенно при повороте в азимутальной плоскости. Поэтому станция П-14 была принята только на период испытаний, т.к. более подходящей РЛС не нашлось. Такой состав средств позволял перейти от испытания отдельных средств к отработке взаимодействия этих элементов системы в составе огневого комплекса. В составе системы продолжалась и отработка ЦВМ «Пламя-К».

Тем не менее, ускорения темпа летных испытаний не произошло. К осени 1962 г. завод №272 поставил всего пять ракет вместо заказанных 49, а завод №463 выпустил только две ГСН. В результате не были завершены программы автономных испытаний ракеты и заводских испытаний РПЦ. Не закончилась сборка автоматизированной контрольно-испытательной проверочной станции АКИПС-200.

Начиная с сентября 1962 г. и до начала следующего года было проведено всего семь пусков с довольно скромными результатами. Только один из них был оценен как полностью успешный, три - как явно аварийные, а остальные подошли под деликатную формулировку «частично успешные». По результатам анализа причин одной из аварий был доработан клапан постоянного давления гидравлики бортового источника питания.
Возникли трудности и в реализации дополнительных мероприятий, направленных на повышение тактико-технических характеристик системы. Так, не удавалось довести до соответствия требованиям показатели двухканального радиовзрывателя 5Е24, не были завершены автономные испытания ракеты В-860П, которые даже по «скорректированным» планам должны были закончиться еще в октябре 1962 г. Лишь в начале декабря на полигоне были произведены 40-й пуск - ракета В-860 и 41-й пуск - ракета В-860П. А в целом 1962 г. был завершен 45-м пуском телеметрической ракеты В-860 по самолету-мишени МиГ-17.

Как уже отмечалось, на начальной стадии полигонных испытаний был задействован минимальный состав наземных средств комплекса, необходимый для проведения стрельб ракет в замкнутом контуре управления. В дальнейшем на полигон были поставлены и использованы в испытаниях кабина управления К-9 и средства еще одного огневого канала, на этот раз со всеми шестью пусковыми установками.

В мае 1963 г. был выпущен отчет по этапу автономных испытаний системы С-200 с ракетой В-860, в июле - отчет по автономным испытаниям стартовой позиции СМ-СП2 системы С-200.

Но к лету 1963 г. все еще не были завершены пуски в замкнутом контуре управления, которые, по еще раз скорректированным планам, предполагалось закончить в марте. И по-прежнему задержки определялись отказами ГСН ракеты, проблемами с новым двухканальным взрывателем, а также выявившимися конструктивными недоработками в части разделения ступеней. В ряде случаев ускорители и седьмой отсек не отделялись от маршевой ступени ракеты, а иногда ракета разрушалась при разделении ступеней или же в первые секунды после его завершения - автопилот и органы управления не справлялись с полученными угловыми возмущениями, бортовая аппаратура выбивалась» мощным виброударным воздействием. В порядке «лечения» ранее принятой схемы в ходе летной отработки был внедрен специальный механизм, обеспечивающий одновременное отделение диаметрально противоположных стартовых ускорителей. Специалисты ОКБ-2 отказались и от больших шестиугольных стабилизаторов, закрепленных по «Х»-образной схеме на седьмом отсеке. Вместо них непосредственно на стартовых двигателях по «+»-образной схеме установили стабилизаторы значительно меньших размеров. При этом для загрузки ракеты на пусковую установку стабилизатор на нижнем ускорителе складывался, поворачиваясь на угол 135 град, в сторону левого борта ракеты.

В связи с высокой аварийностью на стартовом участке полета, для дополнительной отработки процесса отделения стартовых ускорителей весной -летом 1963 г. было проведено несколько автономных пусков ракет упрощенной конструкции. Ракеты комплектовались имитатором двигателя маршевой ступени - вместо штатной жидкостной двигательной установки устанавливался твердотопливный двигатель ПРД-25 от уже упоминавшейся ракеты «воздух-воздух» К-8М.

Постепенно в ходе испытаний дорабатывалась до работоспособного состояния и головка самонаведения ракеты. На ракетах последовательно устанавливались различные варианты ГСН под индексами КСН-Б, КСН-АВ, КСН-Д. Первые пуски ракеты с аппаратурой КСН-Б и одноканальным взрывателем 5Е18 были проведены в декабре 1962 г. С июня 1963 г. ЗУР уже комплектовались двухканальным радиовзрывателем 5Е24, а с сентября - головкой самонаведения КСН-Д.

Хотя полигонный огневой комплекс постоянно пополнялся разнообразной техникой, прибывающей от разработчиков для проведения полигонных испытаний, на Балхаш все еще не была поставлена автоматизированная контрольно-проверочная станция, летные испытания велись без ЦВМ «Пламя-К». Не обеспечивалась своевременная поставка для проведения испытаний мишеней - МиГ-15М, МиГ-19М, Ту-16М, КРМ.

1 ноября 1963 г. решением Госкомитета по оборонной технике для ракеты был, наконец, выбран окончательный вариант боевой части. Первоначально испытания В-860 производились с боевой частью, разработанной ГСКБ-47 под руководством К.И.Козорезова. Однако последующий ход работ показал преимущества конструкции, предложенной коллективом конструкторов НИИ-6 во главе с Седуковым. К дальнейшему применению была принята обычная шаровая осколочно-фугасная боевая часть с готовыми поражающими элементами, хотя обе организации наряду с традиционными конструкциями вели проработки и по поворотным боевым частям с направленным конусным полем разлета осколков, что позволяло существенно повысить плотность осколочного потока, летящего в направлении на цель. Принципиальная возможность использования таких боевых частей обеспечивалась наличием необходимой информации о положении цели в момент подрыва заряда. Антенна ГСН отслеживала цель, в том числе и на заключительном этапе полета перед поражением цели, и данные об ее отклонении можно было использовать для соответствующего поворота боевой части. В рамках этих работ весной 1961 г. в НИИ-6 был выпущен проект поворотной боевой части 5Б14.

К октябрю 1963 г. общее число пусков приблизилось к 75, на порядок превышая количество мишеней, успешно сбитых в ходе испытаний. В конце этого года опытному производству КБ-1 было поручено изготовить партию новых ГСН. При этом руководителем производства был назначен заместитель начальника ОКБ Кузьмин, а новым заместителем Бункина - В.Е.Черномордик.

Очередные оргмеры по ускорению работ были приняты в начале 1964 г. Решением ВПК №22 от 29 января 1964 г. был установлен новый срок завершения работ - II кв.1964 г., но и на этот раз в срок уложиться не удалось, и фактически испытания продолжались до конца года. На этом этапе следовало подтвердить возможность поражения целей с высокими тактико-техническими характеристиками, для чего разработчикам мишени КРМ потребовалось довести ее скорость до 3000 км/ч при высоте полета 26-28 км.

«Во время проведения автономных испытаний средств, - вспоминает МЛ.Бородулин, - прошел срок предъявления системы на совместные испытания, установленный Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР. На совещании по этому вопросу в ВПК военная сторона предложила реальный срок предъявления системы, однако Расплетин настоял на более раннем «мобилизующем» сроке, который и попал в Постановление. Как мы и предполагали, в реальной жизни он был сорван.

После завершения автономных испытаний начались комплексные заводские испытания системы. Была проведена стыковка РПЦ со стартом и начались наземные, летные и стрельбовые испытания системы. Стрельбы проводились по самолетам-мишеням, крылатым ракетам-мишеням и комплексным имитаторам цели. Из-за проблем, возникших при создании ракеты, особенно - ее бортового оборудования, испытания шли тяжело. Ход работ неоднократно обсуждался на совещаниях у председателя ГКРЭ Валерия Калмыкова в присутствии Главкома Войск ПВО страны Маршала авиации Владимира Судца, начальника 4 ГУ МО, командующего ЗРВ генерал-лейтенанта артиллерии Михаила Уварова, генеральных и главных конструкторов, разработчиков и других лиц. Mнe было поручено сделать на одном из совещаний доклад от имени заказчика об основных недостатках системы, выявленных к этому времени. После его обсуждения были намечены мероприятия по улучшению работы. В результате КБ-1, наряду с доводкой испытываемого образца ГСН, приступило к разработке нового варианта головки.

Для ознакомления с ходом испытаний на полигон прилетал Председатель ВПК Леонид Смирнов в сопровождении Главкома Войск ПВО страны, председателя ГКРЭ, генеральных конструкторов, заместителей начальника 4 ГУ МО и других ответственных лиц. На одном из совещаний во время этой поездки Главкомом был задан вопрос о мерах, предусмотренных для защиты антенного поста РПЦ от ядерного взрыва. Калмыков ответил, что около поста надо иметь окоп, в который расчет по аппареле стаскивал бы антенный пост. А весил антенный пост 35 тонн. Все дипломатично промолчали и перешли к другому вопросу.

Несмотря на трудный ход комплексных испытаний, связанный, прежде всего, с отработкой головки самонаведения, Госкомитет по радиоэлектронной технике настаивал на переходе к совместным испытаниям, поскольку истекал новый срок предъявления системы на совместные испытания.

Решением ВПК была назначена весьма представительная комиссия для проведения совместных испытаний...

4 Главное управление не соглашалось на переход к совместным испытаниям, считая, что отработку ракеты следует вести на заводских испытаниях, где хозяевами являются разработчики. Целью же совместных испытаний является оценка соответствия системы 773, а не отработка ее средств.

Однако под нажимом промышленности на совещании в ВПК Главком дал согласие на переход к совместным испытаниям после выполнения определенного количества стрельб. Всего до начала совместных испытаний был проведен 91 пуск.»


И в феврале 1964 г. 92-м пуском ракеты совместные (Государственные) испытания были начаты. Одной из первых использованных в их процессе мишеней стал Ту-16М, сбитый 19 марта в ходе проведения 94-го пуска. В момент старта ЗУР самолет находился на дальности 113 км и высоте около 10 км и, таким образом, стал первой целью, пораженной С-200 на дальности более 100 км. После подрыва боевой части ЗУР, Ту-16М загорелся и разрушился на крупные части, разбросанные в месте падения в радиусе до 2 км. В следующем пуске, выполненном на дальность около 80 км, была уничтожена мишень МиГ-19М, летевшая с околозвуковой скоростью на высоте 14,5 км. В июне во время 106-го пуска С-200 уничтожила мишень ЭР-35ИЦ, находившуюся на дальности 177 км и высоте более 25 км.

Полученные в процессе этих пусков результаты были положены в основу доклада руководству прайм на скрытом показе в Кубинке под Москвой летом 1964 г., когда система С-200 была представлена в сокращенном составе боевых средств, с демонстрацией процесса автоматического заряжания пусковой установки.

К тому времени были также проведены испытания головных образцов блоков новой ГСН, в том числе и на ударные и вибрационные воздействия. Началось строительство объектов для размещения cpeдств системы С-200 и военных городков для личного состава и семей военнослужащих.

Проектирование позиции для размещения радиолокаторов подсвета цели, инженерных сооружений с гартовой и технической позиций системы С-200 было возложено на Ленинградский филиал проектно-строительного института ЦПИ-20. В сентябре 1964 г. был выпущен технический отчет о строительстве первой очереди системы С-200.

В 1965 г. испытания С-200 были про-должены. Перехватывались все виды мишеней на соответствующих их характеристикам дальностях: Ту-16М - на дальности 100-160 км, МиГ- 19М - на 95¬100 км, МиГ-17М - на 25-30 км, КРМ -на 30-50 км. Пуски, как правило, проходили успешно. Одним из немногих неудачных испытаний стала попытка перехвата КРМ, состоявшаяся в мае 1965 г во время 155-го пуска. В соответствии с программой испытания, мишень должна была совершать полет на высоте 25-26 км со скоростью 950 м/с. Ее отцепка от носителя и выход на заданную высоту прошли нормально, однако за несколько секунд до старта В-860 произошло отключение камеры стартового ЖРД КРМ с одновременным почти троекратным увеличением тяги маршевого двигателя. В результате мишень оказалась на высоте более 33 км и развила скорость около 1300 м/с. Из-за невозможности выполнения перехвата в таких условиях на КРМ и В-860 были выданы команды на самоликвидацию.

В октябре во время 171 пуска прямым попаданием был сбит самолет-постановщик непрерывных шумовых помех МиГ-19М, оснащенный аппаратурой «Лайнер».

В конце декабря 1965 г. были проведены первые два пуска ракет, оснащенных новой ГСН. Один из них завершился прямым попаданием в самолет-мишень Ту-16М, второй - аварией. Для получения максимальной информации о работе ГСН в этих пусках использовались телеметрические варианты ракет с весовым макетом боевой части.

В апреле 1966 г. состоялись еще два пуска ракет с новой ГСН, но оба оказались аварийными. В октябре 1966 г., сразу же после окончания стрельб ракетами с первым вариантом ГСН, было выполнено четыре зачетных пуска ракет с новыми головками самонаведения: два - по Ту-1бМ на дальность 155-157 км (8 октября), один - по МиГ-19М (11 октября) и один - по КРМ (11 октября), Все мишени были поражены. Один из сбитых 8 октября Ту-1бМ был оснащен специальной фоторегистрирующей аппаратурой, которой был зафиксирован факт подрыва боевой части ракеты на расстоянии 11 м от мишени. В результате у Ту-1бМ отвалилась хвостовая часть, открылся бомболюк и выпустилось шасси.

Всего в ходе проведения совместных испытаний было проведено 122 пуска ракет (включая восемь пусков ракет с новой ГСН), в том числе: 86 пусков по программе совместных испытаний (из них 68 пусков ракет, предназначенных для проведения совместных испытаний, и 18 пусков ракет, выделенных для расширения боевых возможностей системы), а также 36 пусков, выполненных по программам Главных конструкторов.
При проведении испытаний было сбито 38 воздушных целей - самолетов-мишеней Ту-16. МиГ-15М, МиГ-19М, ракет-мишеней КРМ. Пять самолетов-мишеней было сбито прямыми попаданиями телеметрических, не укомплектованных боевыми частями ракет В-860П, в том числе самолет-мишень МиГ-19М, оборудованный аппаратурой постановки непрерывных шумовых активных помех.

Кроме огневых средств системы, на полигоне отрабатывались и средства технической позиции. В частности, прошел испытания опытный образец механизированного стеллажа 5Ф98, который был установлен на открытой площадке, а не по штатной схеме, в помещении-хранилище ракет.

«Программой совместных испытаний С-200, - вспоминает МЛ.Бородулин, - предусматривались: наземные испытания средств системы, облеты наземных радиотехнических средств, стрельбовые испытания пусками в заданные точки зоны поражения, проверка эксплуатационной документации и оценка соответствия системы 773.

Так как ранг руководителей и членов комиссии был очень высоким, для практической работы быт созданы тематические подкомиссии, в состав которых входит офицеры 4 ГУ МО, военных представительств КБ и НИИ, Зенитно -ракетных войск и полигона, а также соответствующие представители промышленности. Председателями подкомиссии, как правило, были члены комиссии. Подкомиссия составляла протоколы по порученным ей пунктам программы и представляла их на утверждение на заседании комиссии.

Стрельбовые испытания шли тяжело из-за продолжающейся отработки ракеты и, прежде всего, головки самонаведения 5Г22. Выявлялись и другие дефекты. Например, несмотря на принимаемые после каждой неудачи меры, несколько ракет было потерянo в процессе пусков из-за отказов бортового преобразователя тока. В конце концов, установили, что отказы преобразователя вызваны проникновением в отсек ракеты, где он был установлен, паров азотной кислоты. После герметизации прибора отказы прекратились.

Когда испытания, казалось были совсем близки к завершению, случилась новая беда: 27 января 1966 г. произойти взрывы ускорителей на двух ракетах в момент их пуска. Опять последовала приостановка испытании, выяснение причин взрывов, принятие радикальных мер - были разработаны и проверены стрельбой новые ускорители. Потребовалось еще более полугода, чтобы завершить выполнение программы.»


Одним из ее результатов стало то, что люберецкому НИИ-125 под руководством Б.П.Жукова было поручено в срочном порядке разработать новый заряд из более традиционного баллиститного топлива, обеспечивающего возможность эксплуатации ракеты при температурах от -40 до +50 град.С. Созданный в результате этих работ двигатель 5С28, работающий на баллиститном топливе РАМ-10К, в 1966 г. был передан в серийное производство.

«Оставался нерешенным вопрос о целеуказании огневому комплексу С-200, -вспоминает МЛ.Бородулин.- Автоматизированные системы управления зенитными ракетными комплексами, записанные в 113 на систему, в войсках отсутствовали. Как уже отмечалось выше, сопряженная с командным пунктом огневого комплекса РЛС П-14 как штатное средство целеуказания комплексу использоваться не могла. Председатель комиссии по совместным испытаниям как первый заместитель Главкома Войск ПВО страны заявил, что пока не будут готовы приемлемые средства целеуказания для огневого комплекса С-200, военная часть комиссии акт не подпишет, хотя система и в основном соответствует ТТЗ. Промышленностью были созданы так называемые «временные средства целеуказания» огневому комплексу С-200. Они состояли из нового радиолокационного комплекса П-80 («Алтай») в составе двух дальномеров и двух высотомеров ПРВ-11, сопряженных с пунктом боевого управления ПБУ-200, созданным на основе пункта боевого управления существовавшей автоматизированной системы управления группировкой С-75 (АСУРК-1). «Временные средства целеуказания» не могли обеспечить полное использование боевых возможностей С-200. Но на то время это были лучшие средства, которые должны были обеспечивать целеуказание системе С-200 в войсках до поступления автоматизированных систем управления зенитными ракетными комплексами. Так закончились совместные испытания системы С-200.

Государственная комиссия собиралась редко, для рассмотрения хода дел и утверждения протоколов по выполненным пунктам программы. Иногда, несмотря на старания председателя, заседания проходили бурно, с громкими спорами между «противоборствующими» сторонами: военной и гражданской частями комиссии. По настоянию военнослужащих - членов комиссии совместные испытания несколько раз прерывались, и система возвращалась разработчикам на доработку.

Несмотря на официальное завершение Государственных испытаний, из-за большого числа недоработок заказчик медлил с оффициальным принятием комплекса на вооружение, хотя серийное производство ракет, аппаратуры и наземных средств было подготовлено и фактически началось еще в 1964-1965 гг. В действительности испытания были завершены только к концу 1966 г. В начале ноября на полигон в Сары-Шаган для ознакомления с системой С-200 прилетел начальник Главного управления вооружений Минобороны, в тридцатые годы - участник знаменитых чкаловских перелетов, Г.Ф. Байдуков. В результате Государственная комиссия в своем акте о завершении испытаний рекомендовала принять систему на вооружение.

6 ноября 1966 г. в КБ-1 в кабинете Генерального конструктора системы комиссия подписала акт, в котором рекомендовала принять систему С-200 с временными средствами целеуказания на вооружение Войск ПВО страны. Учитывая невозможность обстрела системой С-200 целей с нулевой радиальной скоростью, комиссия также рекомендовала использовать С-200 в смешанных группировках Зенитных ракетных войск совместно с системами С-75 и С-125....»


Постановление ЦК КПСС и Совмина СССР №1б1-б4 о принятии на вооружение зенитной ракетной системы С-200 с временными средствами целеуказания было утверждено только к пятидесятилетию Советской Армии, 22 февраля 1967 г. По результатам испытаний всех образцов техники была выпущена документация на серийные варианты аппаратуры системы, ракет, пусковых установок, заряжающих и транспортно-перегрузочных машин, а также перечни доработок на поставленные ранее в войска средства. Проводились поставки техники в Войска ПВО страны. Средства системы С-200 поступали и на снабжение ПВО Сухопутных войск, где эксплуатировались до принятия на вооружение зенитных ракетных комплексов нового поколения - С-300. Важнейшие тактико-технические характеристики системы С-200, получившей заводское наименование «Ангара», в основном соответствовали ранее заданным директивными документами. В частности, дальность пуска по околозвуковой цели типа Ту-16 составила 160 км.

Посмотреть профиль http://sovetarmy.2x2forum.com

Admin

avatar
Admin
Краткая характеристика средств зенитной ракетной системы С-200 "Ангара"

Передвижной огневой комплекс 5Ж53 системы С-200 состоял из командного пункта, стрельбовых каналов и системы электроснабжения. Стрельбовой канал включал радиолокатор подсвета цели и стартовую позицию с шестью пусковыми установками и 12 заряжающими машинами.

Командный пункт огневого комплекса включал:
- кабину распределения целей К-9 (К-9М);
- систему электропитания в составе трех дизель-электрических станций 5Е97 и распределительно-- преобразовательного устройства - кабину К-21.

Разработанная КБ-1 аппаратура кабины К-9 серийно выпускалась заводом №304 Московского СНХ, а система электроснабжения - заводом "Прожектор". Командный пункт сопрягался с вышестоящим командным пунктом для приема целеуказания и передачи докладов о своей работе. Кабина К-9 сопрягалась с АСУ бригады АСУРК-1МА, "Вектор-2", "Сенеж", с АСУ корпуса (дивизии) ПВО.

Командному пункту могли придаваться ранее упомянутая РЛС П-14 или ее более поздняя модификация - П-14Ф ("Фургон"). Выше указывались ограничения, которые накладывало применение этих средств на боевые возможности системы.

До разработки автоматической системы управления АСУРК-1МА командному пункту придавались так называемые "временные средства целеуказания", заменяя отсутствующие АСУ. "Временные средства целеуказания" включали РЛК П-80 "Алтай" и ПБУ-200.

Пункт боевого управления ПБУ-200 был создан на базе пункта боевого управления автоматизированной системы управления группировкой комплексов С-75 (АСУРК-1).

В 1956 г. в НИИ-244 были начаты проектно-исследовательские работы по новой радиолокационной станцией дальнего обнаружения. О сложности поставленных перед разработчиками задач говорит тот факт, что радиолокационный комплекс П-80 "Алтай", предназначенный для наведения истребительной авиации и выработки целеуказаний ЗРК большой дальности, был принят на вооружение только в 1962 г. Аппаратура станции размещалась в нескольких транспортных средствах. Аппаратная кабина с рабочими местами операторов монтировалась в полуприцепе и, как правило, устанавливалась в укрытии на некотором удалении от антенного поста. Антенный пост с двухсторонней антенной монтировался на колесной тележке КЗУ-16 от 100-мм зенитной пушки КС-19. При переводе в транспортное положение антенные полотна и облучатели демонтировались и укладывались в транспортные автомобильные прицепы. Монтаж и демонтаж антенн на поворотном основании производились с помощью автокрана. При необходимости для последующей установки антенного поста на возвышенном месте использовалась лебедка автомобиля-буксировщика. Автономность работы РЛС обеспечивала передвижная дизель-электрическая станция.

Модифицированный вариант РЛК П-80 "Алтай" - П-80А с улучшенными характеристиками был принят на вооружение в 1967 г. На базе этого радиолокационного комплекса создан радиолокационный узел средней производительности, включавший два дальномера типа П-80 и до четырех высотомеров ПРВ-11.

Радиовысотомер ПРВ-13 разработан в НИИ-244 на базе высотомера ПРВ-11 "Вершина". В новом высотомере, выпускавшимся заводом №588, были введены трехкоординатный и программный режимы работы пеленгационного канала. Была обеспечена возможность определения дальности, азимута и высоты низколетящих (на высоте от 100 м и выше) целей в автономном режиме и по внешнему целеуказанию от сопрягаемой РЛС кругового обзора, выдачи на эту РЛС пеленгов самолетов-постановщиков помех, а также наведения самолетов-перехватчиков при взаимодействии пунктов управления зенитных ракетных войск и истребительной авиации в общих зонах огневых действий. Оборудование ПРВ-13 монтировалось на трех прицепах. Аппаратный контейнер и ДЭС размещались на базе низкорамных двухосных прицепов, антенный пост - на поворотном основании на артиллерийской тележке КЗУ-16.

При размещении комплексов системы С-200 на стационарных позициях в районах со сложными климатическими и ветровыми условиями использовались специальные укрытия для РЛС П-14 и П-14Ф, для радиолокационных станций П-80 "Алтай" и для радиовысотомеров ПРВ-13 и ПРВ-17.

Стрельбовой канал 5Ж52 включал следующие средства:
- радиолокатор подсвета цели, включавший антенный пост (К-1) и аппаратную кабину (К-2);
- стартовую позицию 5Ж51,
- средства автономного электропитания (К-22).

Радиолокатор подсвета цели (РПЦ) представлял собой доплеровскую РЛС непрерывного излучения, обеспечивающую как подсвет цели для наведения ЗУР с полуактивными головками самонаведения, так и индикацию информации о цели и обстреливающих ее ракетах в течение всего времени боевой работы.

По оценке зарубежных специалистов, РПЦ (код НАТО Square Pair) работал в довольно широком диапазоне радиочастот, что позволяло "разнести" рабочие частоты (литеры) излучения каждого РПЦ группы и соседних групп для исключения неблагоприятного взаимного влияния при боевой работе.

Радиолокатор подсвета цели работал в режиме непрерывного излучения зондирующего сигнала в двух основных режимах работы: монохроматического излучения (МХИ) и фазокодовой модуляции (ФКМ).

В режиме монохроматического излучения сопровождение воздушной цели осуществлялось по углу места, азимуту и скорости. Дальность могла быть введена вручную по целеуказанию от командного пункта или придаваемых радиолокационных средств, после чего по углу места определялась аппроксимированная высота полета цели. Захват воздушных целей в режиме монохроматического излучения был возможен на дальности до 400-410 км, а переход па автосопровождение цели головкой самонаведения ракеты осуществлялся на дальности 290-300 км.

В режиме фазокодовой модуляции сопровождение воздушной цели производилось по четырем координатам: углу места, азимуту, скорости и дальности. Определение дальности фиксировалось оператором РПЦ в ходе проведения операции выборки неоднозначности по дальности, которая осуществлялась примерно за 30 с. На основании радиолокационных данных выбирался тип траектории полета ракеты - высотная либо низкая, а также характер цели - закрытая, особая, групповая цель.

После захвата цели РПЦ на автосопровождение на кабину К-3М стартовой батареи в автоматическом режиме передавалась необходимая информация, на основании которой вырабатывались команды для азимутального разворота пусковых установок, наведения ГСН ракет по углам, частоте принимаемого сигнала, скорости и дальности цели.

При необходимости РПЦ использовался для допоиска воздушных целей по внешним целеуказаниям. Но соответствующие возможности РПЦ были относительно невысоки. Поиск целей мог вестись в режиме секторного поиска при механическом сканировании пространства "узким лучом" шириной 0,7 град, в секторе 4 град, па 4 град., или в секторе 8 град, на 8 град. В отличие от комплекса С-75 электронное сканирования пространства радиолокационным лучом конструкцией облучателей антенн не обеспечивалось.

Вся обслуживаемая радиоаппаратура антенного поста была размещена в двух контейнерах. При боевой работе в контейнерах антенного поста люди не находились.

Серийное производство антенн велось на заводе №23 ("Завод им М.В.Хруничева") и Горьковском механическом заводе, аппаратные контейнеры антенного поста и их основания изготавливали на волгоградском заводе "Баррикады".

Антенный пост К-1 массой 36 тонн устанавливался на крестообразном основании. Обеспечивалось круговое вращение контейнера и закрепленных на нем антенн совместно с механизмом их угломестного поворота. Управление положением лучей антенн в пространстве осуществлялось за счет поворота антенной системы по углу места и разворота всего антенного поста по азимуту.

При смене боевой позиции транспортировка демонтированных с РПЦ элементов производилась на придаваемых комплексу четырех двухосных низкорамных прицепах. Нижний контейнер антенного поста транспортировался непосредственно па своем основании после крепления съемных колесных ходов и уборки боковых станин. Буксировка осуществлялась автомобилем повышенной проходимости КрАЗ-214 (КрАЗ-255), у которого кузов загружался для повышения тягового усилия.

На подготовленной стационарной позиции огневых дивизионов для размещения части боевых средств радиотехнической батареи, как правило, строилось бетонное сооружение с земляным насыпным укрытием. Такие бетонные сооружения строились в нескольких типовых вариантах. Сооружение позволяло защитить технику (кроме антенн) от осколков боеприпасов, бомб малого и среднего калибра, снарядов авиационных пушек при налете авиации противника непосредственно на боевую позицию. В отдельных помещениях сооружения, оборудованных герметизированными дверями, системами жизнеобеспечения и очистки воздуха, размещались комната дежурной боевой смены радиотехнической батареи, комната отдыха, учебный класс, убежище, туалет, тамбур и душевая для проведения дезинфекционной обработки личного состава батареи.

Для увеличения дальности обнаружения воздушных целей и уменьшения отражений от местных предметов антенный пост устанавливался на самом верху укрытия. Для защиты антенного поста от поражающих факторов ядерного взрыва было разработано шахтное сооружение с подъемником, позволявшее укрывать антенный пост в шахте, но из-за высокой стоимости сооружения и осуществления инженерной подготовки позиции такие укрытия не строились.

Аппаратная кабина - кабина боевого управления К-2 размещалась на базе полуприцепа типа ОдАЗ-828. Аппаратура была разработана КБ-1 при участии НИИ-17 в части разработки ЭВМ "Пламя", которая выпускалась на радиотехническом заводе в Астрахани.

В режиме функционального контроля на аппаратуре проводились проверки функционирования всех систем и обучение расчета боевой работе. Обеспечивалась возможность тренировок расчета РПЦ по поиску воздушных целей и их обстрелу в имитационном режиме. В кабинах К-9 и К-2 находились и тренажерные средства комплекса, которые обеспечивали возможность простейшей тренировки боевых расчетов КП и РПЦ.

Для размещения радиоэлектронной аппаратуры ряда кабин комплекса и части ЗИП использовались полуприцепы типа ОдАЗ-828. Кузова-фургоны типа ОдАЗ-828, рассчитанные на массу устанавливаемого груза до 6000 кг, выпускались Одесским автосборочным заводом в нескольких вариантах, внешне незначительно отличавшихся друг от друга. Полуприцепы буксировались седельными тягачами ЗИЛ-131В со скоростью до 50 км/ч. Обеспечивалась перевозка полуприцепа железнодорожным транспортом на стандартных платформах, тяжелыми самолетами военно-транспортной авиации, судами речного и морского флота.

Кабины оснащались системой обогрева. Эти средства и система освещения, работавшая в нескольких режимах, обеспечивали приемлемые условия работы расчета практически в любых климатических условиях.

Распределительно-преобразовательное устройство (РПУ, преобразователь первичного напряжения) - кабина К-22 обеспечивало поступление электроэнергии с требуемыми характеристиками от дизель-электростанции или промышленной сети к потребителям радиотехнической батареи. При этом осуществлялось преобразование трехфазного тока напряжением 380 В частотой 50Гц в трехфазный ток напряжением 220 В частотой 400 Гц через распределительно-преобразовательные устройства К-21 и К-22, которые выпускались московским заводом "Прожектор".

При смене позиции буксировка полуприцепов типа ОдАЗ-828 с оборудованием КП группы дивизионов и радиотехнической батареи осуществлялась седельным тягачом ЗиЛ-131В. Их выпуск осуществлялся серийно с 1967 г. Московским автомобильным заводом им. И.А. Лихачева. Техника, смонтированная на двухосных прицепах, буксировалась автомобилями повышенной проходимости производства Кременчугского автомобильного завода.

Техническое обслуживание и войсковой ремонт аппаратуры РПЦ осуществлялись силами личного состава и офицеров, при необходимости привлекались специалисты службы вооружения зенитных ракетных бригад.

Управление стартовой позицией осуществлялось через кабину К-3М.

С целью повышения боевых возможностей и надежности аппаратуры в ходе эксплуатации проводились доработки. Они проводились в частях силами личного состава, выездными заводскими бригадами или на ремонтных заводах министерства обороны в ходе плановых ремонтов.

Стартовая позиция 5Ж51 состояла из шести пусковых установок, 12 заряжающих машин, кабины подготовки старта К-3М, системы электропитания. В зависимости от задействованной техники и степени укомплектованности в составе огневого комплекса могло быть от двух до пяти стрельбовых каналов - комплектов РПЦ и связанных с ними стартовых позиций, расположенных, как правило, по дуге относительно кабины целераспределения К-9.

Стартовая позиция 5Ж51, предназначенная для предстартовой подготовки и пуска ракет, из-за необходимости электронных развязок РПЦ и ГСН располагалась на некотором удалении от местоположения РПЦ.

Стартовая позиция представляла собой систему площадок для пусковых установок с центральной площадкой для размещения кабины подготовки старта К-3М и системы электропитания. Типовой проект стартовой позиции предусматривал круговое размещение шести пусковых установок 5П72, использование двенадцати рельсовых заряжающих машин. Система дорог на позиции позволяла обеспечить безопасность при одновременном заряжании нескольких пусковых установок, а также при подвозе ракет в моменты пуска ракет с соседних пусковых установок.

В зависимости от местности, типа стартовой позиции (постоянная или временная) строились стартовые площадки нескольких типов, в частности позиция с местным покрытием монолитным бетоном, позволяющим многократный пуск ракет с каждой пусковой установки; а также грунтовая, допускающая одноразовый пуск ракеты с пусковой установки. Хотя конструкция ПУ допускала ее размещение на грунте при развертывании комплекса на неподготовленной позиции, обычно типовым вариантом была ее установка на сборно-разборный фундамент из бетонных плит.

При установке ПУ на грунт для фиксации опорных плит использовались входящие в ее штатную комплектацию штыри, забиваемые в грунт через выполненные в них специальные прорези.

Установка ПУ 5П72 всех модификаций на подготовленных позициях производилось в небольшое заглубление с бетонным основанием и стенками.

В типовом варианте стартовой позиции длина рельсовых путей для заряжающих машин 5Ю24 составляла 41 м, путь движения рельсовой заряжающей машины - 34,5 м. Рельсовые пути расходились под углом 9 град, от пусковой установки.

На позициях полевого типа пусковые установки и заряжающие машины для снижения вероятности поражения техники осколками и уменьшения воздействия газовых струй стартующих ракет на соседние площадки окружались обваловкой. На подготовленных стационарных позициях сооружения для размещения заряжающих машин строились на таком удалении от пусковой установки, которое обеспечивало их безопасность при старте ракет. В этом варианте позиции ход заряжающей машины ограничивался 25 м.

Для размещения отдельных стартовых позиций системы С-200 использовались сооружения комплексов "Даль". Из пяти помещений хранилища и рельсовых путей, расположенных у каждой пусковой установки, были задействованы только крайние.

Подвоз ракет к пусковым установкам и рельсовым заряжающим машинам производился по кольцевой дороге, на которой были предусмотрены площадки для установки колесных заряжающих машин. Для грубого согласования направляющих пусковых установок и колесных заряжающих средств на подъезде к каждой пусковой установке на грунте устанавливалась клинообразная бетонная (металлическая) конструкция со скругленными боковыми гранями, направлявшая колеса полуприцепов при подаче машин задним ходом.

Стартовая батарея на позициях от комплекса "Даль" имела обозначение 5Ж54. При размещении на этих стартовых позициях в пусковых установках основание не использовалось, а поворотная часть установки была представлена только кольцом.

Во всех вариантах на стартовой позиции стрельбового канала на пусковых установках и двух рельсовых заряжающих машин находилось только две, а не три ракеты.

Проект стартовой позиции в составе всех технических средств в 1967 г. был доработан применительно к ракете 5В21В. В середине 1970-х гг. при принятии на вооружение ракеты 5В28, техника стартовой позиции прошла соответствующую модернизацию.

Кабина управления К-3 в ходе проведения полигонных испытаний была существенно доработана и принималась на вооружение уже с индексом "К-3М". Аппаратура кабины К-3М (разработчик КБ-1, производитель - завод №297, "Марийский машиностроитель") размещалась в полуприцепе типа ОдАЗ-828 и включала пульт стартовой позиции, пульт системы регулировки тяги и ряд других систем. Для буксировки кабины К-3М при смене позиции использовались седельные тягачи ЗиЛ-157КВ или ЗиЛ-131В.

Система управления стартом, блоки которой размещались в кабине К-3 и на пусковых установках, предназначалась для автоматизированного проведения ряда операций в соответствии с заложенными программами. Система обеспечивала регламентный контроль цепей пиропатронов и цепей боевого предохранения ракет. Предстартовая подготовка на ракетах проводилась независимо. Обеспечивался пуск шести ракет за время не более 60 с с реализацией пуска первой спустя 2-2,5 с после прохождения команды "Пуск". В соответствии с данными ЦВМ "Пламя-К" ("Пламя-КМ"), для обеспечения полета по оптимальной для обстрела конкретной цели траектории на каждой ракете автоматически выставлялся регулятор тяги маршевого двигателя. При обнаружении неисправности в бортовой аппаратуре ракеты автоматика прекращала проведение предстартовых операций.

Каждый огневой дивизион насчитывал шесть перевозимых пусковых установок типа 5П72, обеспечивающих перегрузку ракет со средств подвоза, автоматическое заряжание, дистанционную автоматическую предстартовую подготовку, наведение и пуск ракеты.

Пусковая установка 5П72 - наводимая по азимуту вкруговую (с сектором запрета в направлении на РПЦ), с горизонтальным положением стрелы с направляющими при заряжении и постоянным углом старта. Конструктивно пусковая установка состояла из качающейся части, вращающейся части, основания с горизонтирующим устройством, неподвижного основания.

Управление работой механизмов пусковой установки осуществлялось в автоматическом режиме по командам из кабины подготовки старта. При проведении контрольных проверок и регламентных работ использовались ручные приводы механизмов.

После пуска ракеты по команде из кабины К-3М производилось автоматическое перезаряжание пусковой установки. ПУ автоматически переводилась на угол заряжания при ориентации на ту из двух заряжающих машин, на которой имелась ракета. Разряжание пусковой установки с переводом ракеты на заряжающую или транспортную машину производилось в полуавтоматическом режиме от местного управления. Заряжание с машин 5Т82М и 5Т83М производилось с использованием электропривода. При заряжании ракетами с автопоездов 5Т53М использовались автокраны К-162 (или аналогичные) или автопогрузчик "4051".

При боевой работе электрический следящий привод механизма наведения пусковой установки по азимуту обеспечивал переброску на угол 180 град, с максимальной скоростью за 35 с без каких-либо ограничений, в режиме наведения максимальная скорость слежения составляла 3-3,5 град./с. Электрогидравлический привод наведения направляющей пусковой установки по углу места обеспечивал перевод качающейся части установки от угла заряжания +2 град, на предельный угол возвышения - +48 град. - за 30-31 с.

Принятая схема управления ракетой с захватом цели ГСН при нахождении ракеты на пусковой установке требовала соответствующего обмена информацией по каналу "борт-земля", обеспечения питания бортовой аппаратуры без использования бортовых источников электроснабжения ракеты, а также отвода тепла от бортовой аппаратуры охлаждающим потоком воздуха. При нахождении на пусковой установке ракета через электрический (задний) и электропневматический (передний) отрывные разъемы стыковались с наземными электрическими и воздушной магистралями в ходе проведения цикла предстартовой подготовки, что не требовало применения бортовых энергосистем ракеты и сохраняло их ресурс. Электрогидравлический механизм привода электровоздухоразъема за 2-3 с обеспечивал отстыковку борта ракеты от магистралей ПУ непосредственно перед стартом. Подключение бортовых: источников электроэнергии и задействование воздушно-арматурного блока ракеты производилось только непосредственно перед стартом ракеты.

При длине 7095 мм, ширине - 2602 мм, высоте на площадке в положении заряжания - 3465 мм, масса установки 5П72 без основания с горизонтирующим устройством составляла 11500 кг, а суммарная масса - около 16000 кг. Проводившиеся доработки незначительно изменяли массу пусковой установки. В транспортном положении с закрепленными по-походному элементами конструкции габаритные размеры установки не превышали следующие величины: высота - 3180 мм; ширина - 2600 мм; длина - 8300 мм.

С принятием на вооружение новых модификаций ракет, с совершенствованием аппаратуры и расширением номенклатуры средств на вооружение последовательно принимались разработанные под руководством А.Ф.Уткина пусковые установки следующих модификаций.

Зенитная управляемая ракета 5В21 скомпонована по двухступенчатой схеме с пакетным расположением четырех стартовых ускорителей. Маршевая ступень выполнена по нормальной аэродинамической схеме.

Конструктивно корпус маршевой ступени ракеты 5В21 состоял из семи отсеков.



Отсек №1 длиной 1793 мм объединял в герметичный блок радиопрозрачный обтекатель и ГСН. Стеклопластиковый радиопрозрачный обтекатель покрывался теплозащитной шпаклевкой и несколькими слоями лака.

Бортовая аппаратура ракеты (блоки ГСН, автопилот, радиовзрыватель, счетно-решающий прибор) размещалась во втором отсеке длиной 1085 мм.

Третий отсек ракеты длиной 1270 мм предназначался для размещения боевой части, бачка горючего для бортового источника питания (БИП). При снаряжении ракеты боевой частью головная часть изделия до стыка между отсеками №2 и №3 поворачивалась на 90 -100 град, в сторону левого борта.

Отсек №4 при длине 2440 мм включал баки окислителя и горючего и.воздушно-арматурный блок с шар-баллоном в межбаковом пространстве.

Бортовой источник питания, бачок окислителя бортового источника питания, баллоны гидросистемы с гидроаккумулятором размещались в отсеке №5 длиной 2104 мм. К заднему шпангоуту пятого отсека крепился маршевый жидкостный ракетный двигатель.

Шестой отсек длиной 841 мм прикрывал маршевый двигатель ракеты и обеспечивал также размещение рулей с рулевыми машинками. Задние узлы крепления стартовых двигателей располагались на сбрасываемом после отделения кольцевом седьмом отсеке длиной 752 мм.

Все корпусные элементы ракеты покрывались теплозащитным покрытием.

Крылья сварной конструкции каркасного типа размахом 2610 мм были выполнены в малом удлинении с положительной стреловидностью 75 град, по передней кромке и отрицательной 11 град, по задней. Корневая хорда составляла 4857 мм при относительной толщине профиля 1,75%, концевая хорда - 160 мм. Для уменьшения габаритов транспортной тары каждая консоль крыла технологически делилась на переднюю и заднюю части, которые крепились к корпусу в шести точках. На каждом крыле размещался приемник полного воздушного давления.

Жидкостный ракетный двигатель 5Д12 одноразового действия (без повторного включения) с турбонасосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания, выпускался в комплектации с топливной, воздушной и газовой системами. Двигатель работал на азотной кислоте с добавкой четырехокиси азота в качестве окислителя и триэтиламинксилидине, используемом как горючее. Температура газов в камере сгорания двигателя достигала 2500 - 3000 °С.

Двигатель был выполнен по "открытой" схеме - с выбросом продуктов сгорания газогенератора турбонасосного агрегата через удлиненный патрубок в атмосферу. При запуске турбонасосного агрегата его ротор раскручивался пиростартером, что сопровождалось характерным выхлопом темного дыма перпендикулярно оси корпуса ракеты.

С целью обеспечения максимальной дальности пуска ракеты либо полета на максимальной скорости при обстреле целей на малой дальности предусматривалось несколько режимов работы двигателя. Программы их реализации выдавались перед стартом ракеты на регулятор тяги двигателя 5Ф45 и программное устройство на основании решения баллистической задачи, выработанного ЦВМ "Пламя".

Режимы работы двигателя обеспечивали поддержание постоянных максимального (10000±300 кг) или минимального (3200±180 кг) значений тяги. При отключении системы регулирования тяги двигатель "шел в разнос" с дальнейшим разрушением, при этом развивалась тяга до 13000 кг. Режимы переменной тяги обеспечивали постепенное снижение тяги от максимальной до минимальной со средним градиентом 97+8 кг/с или резкий спад тяги до минимального значения.

Комбинация режимов позволяла реализовать несколько программ изменения тяги двигателя в полете. Первая основная программа предусматривала запуск двигателя с быстрым выходом на максимальную тягу. Начиная с 43± 1,5 с полета начинался спад тяги с остановкой двигателя по выработке топлива через 6,5-16 с с момента подачи команды "Спад". Вторая основная программа отличалась тем, что после запуска двигатель выходил на промежуточную тягу 8200±350 кг со снижением ее с постоянным градиентом до минимальной тяги и работой двигателя до полной выработки топлива на -100 с полета. Две промежуточные программы позволяли использовать максимальную тягу двигателя в течение любого временного интервала в пределах 0,2 - 50,8 с полета с последующим спадом с постоянным градиентом до полной выработки топлива или производить запуск двигателя с тягой 8200 - 10000 кг с последующим снижением тяги с постоянным градиентом до полной выработки топлива в ходе полета.

В баках окислителя и горючего размещались специальные заборные устройства, при больших знакопеременных поперечных перегрузках отслеживающие положение компонентов топлива и обеспечивающие их подачу в двигатель при поступлении в баки сжатого воздуха для поддержания давления подпора. Трубопровод подачи окислителя проходил под прикрытием короба по правому борту ракеты, а короб для проводки бортовой кабельной сети размещался с противоположной стороны корпуса.

Входивший в комплект двигателя турбонасосный агрегат обеспечивал компонентами топлива двигатель маршевой ступени, а также бортовой источник питания (при его работе от основных баков горючего и окислителя). Привод турбонасосного агрегата осуществлялся с использованием газогенератора, представлявшего собой автономную камеру сгорания компонентов топлива.

Бортовой источник питания 5И43 обеспечивал генерирование в полете электроэнергии (постоянного и переменного тока), а также создание высокого давления в гидравлической системе для работы рулевых приводов.

Ракеты оснащались стартовыми двигателями в одной из двух модификаций - 5С25 и 5С28. Стартовый двигатель конструктивно состоял из четырех блоков, включавших корпус с отделяемыми носовым обтекателем и сопловым блоком, воспламенитель, и двух пиропатронов. Нижний стартовый двигатель ракеты оснащался бугелями, закрепленными в носовой части на крестовине, и роликовыми опорами на хвостовой части, обеспечивающими опирание ракеты на транспортных машинах, механизированных стеллажах и пусковой установке, а при старте - движение ракеты по направляющей пусковой установки.

В передней части каждого блока стартового двигателя находился технологический разъем для снаряжения двигателя твердым топливом.

Комплектом поставки допускалось оснащение ракеты двумя оборудованными роликовыми опорами "нижними" стартовыми двигателями типа 5С25, в этом случае один из них крепился на ракете сверху.

Стартовый двигатель 5С28 оснащался твердотопливным зарядом 5Б28 из топлива марки РАМ-10К, состоявшим из шашки и обеспечивающих ее фиксацию в корпусе двенадцати "сухарей". Комплект поставки допускал только один "нижний" двигатель.

Сопла каждого ускорителя были наклонены относительно продольной оси корпуса таким образом, что вектор тяги проходил в районе центра масс ракеты и разнотяговость (до 8% для 5С25 и до 14% для 5С28) противоположных ускорителей не создавала неприемлемо высоких возмущающих моментов по тангажу и рысканию. В околосопловой части каждый ускоритель на двух консольных опорах крепился к седьмому отсеку маршевой ступени - литому кольцу, сбрасываемому после окончания работы ускорителей и их отделения.

В передней части ускоритель двумя аналогичными опорами был связан с силовым шпангоутом корпуса ракеты в районе межбакового отсека. Узлы крепления к седьмому отсеку обеспечивали проворот и последующее отделение ускорителей после разрыва передних связей противоположных блоков.

Для обеспечения аэродинамической устойчивости ракеты па стартовом участке полета на каждом из ускорителей размещалось по стабилизатору. На нижнем ускорителе стабилизатор складывался под углом 45 град, в сторону левого борта ракеты и занимал рабочее положение только после схода ракеты с пусковой установки.

Осколочно-фугасная боевая часть 5Б14Ш снаряжалась 87,6 - 91 кг взрывчатого вещества ТГ-20 и оснащалась 37000 шарообразных поражающих элементов двух диаметров, включая 21000 элементов массой 3,5 г и 16000 массой 2 г, что обеспечивало надежное поражение целей при стрельбе на встречных курсах и вдогон. Угол пространственного сектора статического разлета осколков составлял 120 град., скорость их разлета - 1000 - 1700 м/с. Подрыв осколочной боевой части ракеты осуществлялся по команде радиовзрывателя при пролете ракеты в непосредственной близости от цели, а при большом промахе - в конце управляемого полета ракеты, по пропаданию бортового питания.

Аэродинамические поверхности на маршевой ступени были расположены Х-образно по "нормальной" схеме - с задним положением рулей относительно крыльев.

Руль (руль-элерон) трапециевидной формы состоял из двух связанных торсионами частей, что обеспечивало автоматическое уменьшение угла поворота большей части руля при увеличении скоростного напора для сужения диапазона величин управляющих моментов. Рули устанавливались на шестом отсеке ракеты и приводились в движение гидравлическими рулевыми машинками. Максимальный угол поворота руля составлял ±45 град.

Контроль за пространственным положением ракеты и функционированием ее бортовой аппаратуры во время полета осуществлялся по сигналу контрольного радиоответчика.

Во время предстартовой подготовки ракеты производилось включение бортовой аппаратуры, ее прогрев, проверка функционирования; раскручивались гироскопы автопилота. Питание бортовой аппаратуры производилось от наземных источников через бортовые разъемы. Для охлаждения аппаратуры на борт ракеты от магистрали пусковой установки подавался воздух. При выдаче команды на подготовку ракеты к пуску на 17 с производилось разарретирование антенны ГСН. "Синхронизация" головки самонаведения с лучом радиолокатора подсветки цели по направлению достигалась при повороте пусковой установки по азимуту в направление на цель и выдаче с ЦВМ "Пламя" расчетного значения угла места для наведения ГСН.

В соответствии с выданной командой головка самонаведения производила поиск и захват на автоматическое сопровождение назначенной для уничтожения воздушной цели. Не ранее чем за 3 с до пуска при отводе электровоздухоразъема производилось отключение ракеты от внешнего электроснабжения и воздушной магистрали с переходом аппаратуры на бортовой источник питания.

Бортовой источник питания предварительно запускался подачей электрического импульса на пиропатрон пускового стартера, после чего срабатывал воспламенитель порохового заряда. Турбина раскручивалась сначала продуктами сгорания порохового заряда. Через 0,55 с осуществлялся перевод ее питания на жидкое топливо. После раскрутки турбины до 0,92 номинального числа оборотов проходила команда на разрешение старта ракеты и осуществлялся перевод всех систем на бортовое питание. Рабочий режим турбины бортового источника питания, соответствующий 38200±3% об/мин при максимальной мощности 65 л.с., поддерживался в течение 200 с полета. Топливо для бортового источника питания в ходе дальнейшего полета поступало из специальных топливных бачков.

При прохождении команды "Пуск" последовательно производились разарретирование гироскопа автопилота, уборка отрывного разъема, запуск бортового источника питания, подрыв пиропатронов запуска стартового двигателя. При запуске верхнего стартового двигателя продукты сгорания его топлива, поступая через пневмомеханическую систему, открывали доступ сжатого воздуха из баллона в баки горючего и окислителя маршевого двигателя и в топливные бачки бортового источника питания.

При достижении заданного скоростного напора сигнализаторами давления формировалась команда на подрыв пиропатронов двигателя 5Д12, включался исполнительный механизм регулятора тяги.

Первые 0,45 - 0,85 с после старта ракета летела без задействования рулей для управления и стабилизации.

Отделение блоков стартового двигателя происходило после 3 - 5 с их работы при скорости полета ракеты около 650 м/с на удалении порядка 1 км от пусковой установки. Противоположные стартовые ускорители при монтаже на ракете скреплялись в их носовой части натяжными лентами, проходившими через среднюю часть корпуса маршевой ступени. На участке спада тяги по достижении установленного давления при выработке топлива в одном из двигателей установленный на нем специальный замок освобождал ленту крепления, идущую от противоположного блока. После выгорания топлива и падения давления в противоположном двигателе происходило освобождение второй ленты, обеспечивающее одновременное отделение обоих ускорителей. Для гарантированного увода ускорителей от маршевой ступени они оснащались скошенными носовыми коническими обтекателями. При разрыве крепления в носовой части под действием аэродинамических сил блоки ускорителей поворачивались относительно узлов крепления на седьмом отсеке в хвостовой части ракеты. Отделение седьмого отсека происходит под действием осевых аэродинамических сил после отделения последней пары ускорителей.

Зона падения блоков ускорителя располагалась на удалении до 4 км от пусковой установки, что накладывало определенные требования по участкам размещения огневых средств системы в зоне охраняемых объектов и ограничения секторов стрельбы.

Через секунду после сброса стартовых ускорителей автопилот подключался к органам управления полетом ракеты.

При стрельбе в "дальнюю зону" через 30 с полета производилось переключение методов наведения: метод "с постоянным углом упреждения" сменялся методом пропорционального сближения. Подача сжатого воздуха в баки окислителя и горючего маршевого двигателя производилась до тех пор, пока давление в шар-баллоне не снижалось до 50 кг/см". После этого воздух подавался только в топливные бачки бортового источника питания для обеспечения управления на пассивном участке полета. В случае промаха по окончании работы бортового источника питания с предохранительно-исполнительного механизма снималось напряжение и с задержкой до 10 с выдавался сигнал на электродетонатор, что приводило к самоликвидации ракеты.

Автопилот ракеты, головка самонаведения, боевая часть и многие другие комплектующие поставлялись заводами-смежниками. Ленинградский Северный завод после проведения полной сборки маршевой ступени ракеты проверял все бортовые системы и узлы на правильность функционирования и соответствие изделия техническим требованиям. Ракеты с завода направлялись по разнарядке непосредственно в воинские части и на полигоны для отстрела.

Ракеты

Посмотреть профиль http://sovetarmy.2x2forum.com

Admin

avatar
Admin
Назначение и основные особенности

Зенитный ракетный комплекс (ЗРК) С-200 входит в состав полков и бригад смешанного состава ЗРВ. Он обеспечивает поражение как современных, так и перспективных воздушных целей, летящих со скоростями 100—1000 м/сек, при курсовых углах 0—60°, на высотах 300 м - 35 км и на дальностях стрельбы от 17 до 50—160 км в зависимости от характеристик и параметров движения цели.

В первую очередь ЗРК С-200 предназначен для уничтожения высотных, скоростных и малоразмерных целей, а также постановщиков радиопомех.

ЗРК С-200 в своем составе может иметь два, три или пять стрельбозых каналов (зрдн). Например, пятиканальный ЗРК С-200 в пределах указанных выше параметров позволяет:
— одновременно уничтожать до 5 одиночных самолетов (крылатых ракет), летящих с одного или нескольких направлений;
— уничтожать все одиночные самолеты (крылатые ракеты), входящие в зону пуска комплекса с одного или нескольких направлений с плотностью налета 2—3 цели в минуту до полного израсходования запаса ракет, находящегося на огневой позиции.

ЗРК С-200 по сравнению с другими системами ЗУР имеет следующие основные особенности.
а) В комплексе применен полуактивный метод самонаведения ракеты на цель, обеспечивающий высокую вероятность ее поражения на больших дальностях. Наведение и захват цели на автосопровождение головкой самонаведения осуществляется до старта ракеты при нахождении ее на пусковой установке.
б) В построении радиолокационных средств комплекса применен метод непрерывного излучения высокочастотной электромагнитной энергии, который имеет ряд преимуществ перед импульсным методом и обеспечивает:
— значительное увеличение дальности действия радиолокаторов подсвета цели (дальность обнаружения цели РПЦ увеличена примерно в два раза по сравнению с СНР-75В); это достигается сужением полосы пропускания приемного устройства, что увеличивает чувствительность приемника, а следовательно, и потенциал станции, и увеличением в три-четыре раза средней мощности передатчика радиолокатора подсвета цели (РПЦ) при непрерывном методе излучения по сравнению с импульсным методом излучения;
— высокую защищенность радиолокационных средств от пассивных помех; это обеспечивается тем, что узкополосный фильтр приемника РПЦ настраивается на частоту сигнала цели, отличающуюся от частоты зондирующего сигнала на величину доплеровского сдвига, а головка самонаведения ЗУР имеет систему селекции цели по скорости; поэтому помехи на экранах индикаторов не наблюдаются и отпадает необходимость в применении аппаратуры СДЦ;
— высокую разрешающую способность по радиальным скоростям целей благодаря применению узкополосных фильтров при частотной селекции целей.
в) В ЗРК С-200 широко использована цифровая вычислительная техника, обеспечивающая высокую автоматизацию процессов боевой работы, а следовательно, и высокую огневую производительность комплекса. Ряд процессов боевой работы (выдача и отработка целеуказания, наведение и захват цели головкой самонаведения (ГСН), заряжание пусковых установок) полностью автоматизирован.

Состав и структурная схема

Зенитный ракетный комплекс С-200 состоит из общей и многоканальной частей.

Общая часть комплекса включает в себя следующие элементы:
— кабину целераспределения К-9, предназначенную в основном для приема информации целеуказания от автоматизированной системы управления АСУРК-1МА (ПБУ-200), распределения целей между стрельбовыми каналами комплекса, управления и индикации боевой работы радиотехнических и стартовых батарей;
— контрольную вышку (КБ) К-7, предназначенную для контроля функционирования РПЦ и кабины целераспределения К-9; контрольная вышка состоит из мачты, имеющей высоту около 29 м, и антенной головки (приемной антенны, модулятора и передающей антенны).

Многоканальная часть комплекса состоит из двух, трех или пяти стрельбовых каналов (зрдн).

В состав каждого стрельбового канала входят следующие элементы.
а) Радиолокатор подсвета цели, состоящий из аппаратной кабины (кабины К-2) и антенного поста (кабины К-1).

РПЦ представляет собой радиолокационную станцию непрерывного излучения электромагнитной энергии с фазокодовой манипуляцией сигнала для определения наклонной дальности до цели и с диаграммой направленности приемной антенны, для формирования которой используется метод мгновенной равносигнальной зоны, обеспечивающий автоматическое сопровождение целей по угловым координатам β и ε. РПЦ автоматически наводится на цель по данным информации целеуказания, поступающим от АСУРК-1МА (ПБУ-200) через кабину К-9, захватывает цель и осуществляет автоматическое ее сопровождение по трем или четырем координатам (β, ε, V, Д).

Основным назначением РПЦ является непрерывный подсвет цели электромагнитной энергией для обеспечения работы полуактивной головки самонаведения.

В каждой кабине К-2 установлена цифровая вычислитель ная машина (ЦВМ) «Пламя-К», обеспечивающая автоматическое наведение следящих систем РПЦ на цель по данным информации целеуказания, решение задачи встречи и выра ботку начальных данных для установки на программирующих устройствах и счетно-решающем приборе ракеты.

б) Кабина подготовки старта К-ЗМ с аппаратурой управления стартом и аппаратурой управления ГСП, которая в основном предназначена:
— для размножения и передачи на шесть пусковых установок (ПУ) данных азимута, угла места, дальности и скорости, поступающие с РПЦ и необходимых для автоматического наведения ГСН на цель;
— для автоматической подстройки гетеродинов головк самонаведения на частоту задающего генератора передатчика РПЦ;
— для начальной (до старта) установки различных величин на программирующих устройствах и счетно-решающем приборе ракеты;
— для управление работой ГСН ракет при подготовке их к старту;
— для управлеиия автоматическим перезаряжапием пусковых установок ракетами.

В кабине К-ЗМ в угловые координаты и дальность до цели вводится поправка на параллакс РПЦ — ПУ.

в) Шесть ПУ 5П72Б, предназначенных для предстартовой подготовки ракет и их пуска. Пуск ракет производится при постоянном угле старта εпу = 48° путем нажатия соответствующих кнопок ПУСК в кабине К-2 РПЦ.

г) Двенадцать заряжающих машин 5Ю24 (по две на каждую ПУ), предназначенных для хранения ракет и автоматического заряжания (разряжания) ПУ.

Для пополнения боекомплекта ракет из технического дивизиона используется транспортно-перегрузочная машина (ТПМ) 5Т83М или 5Т82М. Перегрузка ракет с ТПМ на заряжающую машину 5Ю24 производится через ПУ.

д) Зенитные управляемые ракеты 5В21А (один боекомплект— одна ракета на каждую ПУ).

Ракета 5В21А — двухступенчатая с четырьмя боковыми пороховыми ускорителями и жидкостным маршевым двигателем. Ракета имеет полуактивную головку самонаведения, основным назначением которой является прием отраженных сигналов от цели, автоматическое сопровождение цели по углам, дальности и скорости до старта ракеты и после ее старта до встречи с целью, выработка команд управления на автопилот для наведения ракеты на цель.

Выработка команд управления в ГСН производится в соответствии с самонаведением по методу пропорционального сближения или с самонаведением по методу постоянного угла упреждения между вектором скорости ракеты и линией визирования «ракета — цель».

Метод самонаведения выбирается ЦВМ РПЦ до пуска ракеты. Если время полета ракеты до точки встречи больше 70 сек (стрельба в дальнюю зону), то применяется самонаведение по методу постоянного угла упреждения с автоматическим переключением на 30-й секунде полета на метод пропорционального сближения. Если время полета ракеты до точки встречи меньше 70 сек (стрельба в ближнюю зону), то применяется только метод пропорционального сближения.

В обоих случаях независимо от дальности стрельбы встреча ракеты с целью происходит при методе пропорционального сближения.

Средства электропитания

Для электропитания аппаратуры и оборудования ЗРК С-200 применяются следующие средства:
— пять, три или две электростанции ЭСД-200 (5Е97), каждая из которых питает кабину К-ЗМ и шесть ПУ с заряжающими машинами;
— три или две электростанции ЭСД-200 с одной распределительной кабиной К-21М, предназначенные для питания пяти или трех (двух) РПЦ и кабины К-9,
— пять, три или две кабины преобразования частоты и стабилизации напряжения К-22М, каждая из которых обеспечивает электропитание одного РПЦ;
— одна электростанция ЭСД-200, резервная для всего комплекса (находится на позиции технического дивизиона).

Каждая ЭСД-200 имеет основной дизель-злектрический агрегат мощностью 200 кВт и вспомогательный агрегат мощностью 30 кВт.

Электропитание комплекса может осуществляться не только от дизель-электрических станций, но и от промышленной сети. Для этого на позиции комплекса устанавливаются следующие подвижные трансформаторные подстанции:
— ПТП-560 (мощность 560 ква, понижает напряжение с 6—10 кв до 400 в), предназначенная для питания кабины целераспределения К-9 и двух, трех или пяти РПЦ;
— две, три или пять ПТП-320 (мощность 320 ква, понижает напряжение с 6—10 кв до 380 в), предназначенные для питания кабин К-ЗМ и ПУ (по одной на стартовую позицию).

Основные тактико-технические данные

В комплексе С-200 осуществлена полная независимость стрельбовых каналов при боевой работе. Это позволяет комплексу вести огонь одновременно по нескольким целям, идущим с разных направлений, или сосредоточить огонь на одном направлении. Стрельбовый канал (зрдн) является одноканальным по цели.

Огневой комплекс рассчитан на получение целеуказания от автоматизированной системы управления АСУРК-1МА или «Вектор-2» по данным информации о целях, поступающим с КП технических средств ПВО, оснащенного системой «Луч-1» или «Воздух-1М». Он может работать и от автономных средств целеуказания по данным РЛК П-80, передаваемым через АСУРК-1МА (ПБУ-200).

Средства комплекса могут работать при температуре воздуха от —40° до +50° С, скорости ветра у земли до 25 м/сек, расположении на высотах до 1000 м над уровнем моря. При этом обеспечивается непрерывная боевая работа в течение 12 ч. Повторное включение аппаратуры комплекса для боевой работы может быть произведено после 1 ч перерыва. В отдельных случаях ведения боя допускается непрерывная работа в течение 24 ч с последующим перерывом на 1 ч.

Комплекс С-200 - перевозной. Все его технические средства смонтированы на прицепах и полуприцепах, транспортируемых в походном положении автотягачами или грузовыми автомобилями повышенной проходимости со скоростью по шоссейным дорогам — 40 км/ч, по грунтовым дорогам — 20 км/ч.

В огневом комплексе предусмотрена следующая защита от воздействия активных и пассивных помех:
от активных помех:
— в РПЦ - разнос рабочих частот между РПЦ, применение метода мгновенной равносигнальной зоны (возможность определения угловых координат по источнику помехи) и высокий потенциал станции;
— в ГСН - возможность самонаведения ракет на источник активных помех при сопровождении цели — постановщика помех по угловым координатам;
— в радиовзрывателе - применение фазового метода мгновенной равносигнальной линии для определения момента его срабатывания;
от пассивных помех:
— в РПЦ - применение режекторных узкополосных фильтров, обеспечивающих селекцию движущихся целей;
— в ГСН - наличие следящей системы по скорости при наличии узкополосного приемного устройства;
— в радиовзрывателе - применение двух фильтров в приемном устройстве, разнесенных по частоте (по доплеровскому сигналу).

Максимальная дальность сопровождения РПЦ крылатой ракеты, летящей на высоте 20 км порядка 150 км, тяжелого бомбардировщика — порядка 380 км.

Максимальная дальность устойчивого автоматического сопровождения ГСН целей, летящих на высоте 20 км, — 95— 250 км.

Угол заряжания ПУ составляет + 2°. Время автоматического перезаряжання ПУ с заряжающих машин с учетом выхода ПУ на угол заряжания после старта ракеты — 2 мин.

Длительность режима подготовки ракет после нажатия кнопки ПОДГОТОВКА в кабине К-ЗМ — 1 мин. На подготовке ракета может находиться не более 15 мин с последующим перерывом на 13 мин. Однако в зависимости от обстановки ракета может находиться в состоянии готовности к пуску на 3 мин больше, и в любой момент 13-минутного перерыва она может быть включена на подготовку для пуска не более чем на 3 мин.

Время от нажатия кнопки ПУСК в кабине К-2 до старта ракеты — 2—2,5 сек. Минимальные интервалы между пусками ракет в очереди 5—25 сек в зависимости от скорости цели и дальности пуска.

Средняя скорость полета ракеты — около 1000 м/сек.

Начальная тяга четырех РДТТ составляет 168 т (каждый стартовый двигатель имеет начальную тягу 42 т). РДТТ работают в течение 3,1—5,0 сек и сообщают ракете скорость около 560 м/сек.

ЖРД запускается через 1,4—2,3 сек после старта ракеты. Тяга маршевого двигателя регулируется в пределах 10—3,2 т
в зависимости от дальности стрельбы (времени работы маршевого двигателя, вырабатываемого ЦВМ РПЦ).

Самонаведение ракеты на цель после старта производится через 1 сек после отделения стартовых двигателей (т. е. на 4-й и 6-й секунде после старта).

Самоликвидация ракеты производится после израсходования ресурса работы бортового источника питания (после пропадания постоянного напряжения 27 в).

ПОЗИЦИЯ КОМПЛЕКСА

Позиция ЗРК С-200 состоит из огневой позиции (ОП), радиотехнической позиции (РТП) и технической позиции (ТП) или пункта технического обслуживания ракет (ПТОР).

Конфигурация позиции комплекса определяется минимальным расстоянием зоны падения ускорителей ракет от каждой ПУ, равным 930 м.

Площадь позиции трехканального комплекса в ограждении составляет 110 га. Позиция вытянута по оси симметрии на 1525 м, а в другом направлении (по ширине) на 1100 м.

Площадь двухканального комплекса в ограждении составляет около 95 га.

Позиция ограждается двумя рядами колючей проволоки.

Все позиции и площадки огневого комплекса роединены между собой дорогами, покрытыми слоем оптимально-гравийной песчаной смеси толщиной 20 см. Дороги имеют одностороннее или двустороннее движение (первые шириной 5,5 м, вторые шириной 8,5 м). Общая протяженность дорог для трехканального комплекса — около 6 км.

До занятия боевого порядка позиция комплекса подготавливается в инженерном отношении. При этом возможны вариант позиции с сооружениями (основной) и полевой вариант позиции.

В основном варианте предусмотрено строительство укрытий. Он обеспечивает многократный пуск ракет с автоматическим заряжанием ПУ.

В полевом варианте:
— рельсовые пути и посты для станций управления ЗМ не предусматриваются;
— заряжание ПУ ракетами осуществляется с помощью транспортно-перегрузочной машины 5Т83М (5Т82М);
— укрытия для боевого расчета на стартовых и радиотехнической позициях выполняются в виде типовых щелей;
— профили дорог и трассы прокладки кабелей выполняются упрощенно;
— техника комплекса размещается на профилированных грунто-щебеночных площадках, а личный состав —в палатках.

Полевой вариант позиции комплекса обеспечивает возможность поэтапного строительства, при котором одна часть стартовых площадок может выполняться в грунтовом варианте, а другая — отделываться бетоном.

Полевой вариант позиции позволяет быстро развернуть систему; он экономичен в строительстве. Однако при этом значительно снижаются боевые возможности комплекса, а именно:
— ограничивается многократность пусков ракет с одних и тех же стартовых площадок;
— резко снижается скорострельность из-за отсутствия заряжающих машин;
— возникает необходимость непрерывного контроля и выверки вертикальных осей антенных постов РПЦ и ПУ.

Полевая позиция в инженерном отношении дооборудуется в ходе несения боевого дежурства.

Огневая позиция

Огневая позиция ЗРК С-200 представляет собой участок местности, на котором в определенном боевом порядке размещаются технические средства и личный состав стартовых батарей для ведения боя.



Наземное оборудование ОП во взаимодействии с радиотехническими средствами обеспечивает:
— прием с технической позиции или ПТОР полностью снаряженных и заправленных ракет;
— заряжание (разряжание) ПУ ракетами;
— предстартовую подготовку, пуск и наведение ракет на цель;
— возврат неисправных ракет на техническую позицию или ПТОР.

Огневая позиция состоит из двух, трех или пяти стартовых позиций (по числу стрельбовых каналов). Стартовые позиции (СП) расположены относительно друг друга на определенных направлениях и расстояниях.

Так, для трехканального комплекса:
— стартовая позиция первого стрельбового канала размещается на основной (продольной) оси позиции комплекса, проходящей через кабину К-9 в сторону технической позиции или ПТОР; при этом расстояние между кабинами К-9 и К-ЗМ составляет 725 м;
— стартовые позиции второго и третьего стрельбовых каналов размещаются на удалении 345 м от оси комплекса, по обе стороны ее, ближе к радиотехнической позиции, чем стартовая позиция первого стрельбового канала;
— расстояние между стартовыми позициями по направлению основной оси позиции комплекса первого, второго и третьего стрельбовых каналов составляет около 160 м.

Такое размещение стартовых позиций по обе стороны относительно основной оси позиции комплекса уменьшает влияние РПЦ на ГСН ракет.

Каждая стартовая позиция включает шесть стартовых площадок, центральную площадку и подъездные дороги.

Стартовые площадки располагаются от кабины К-ЗМ на расстояниях 125—130 м, а одна от другой — на расстояниях 100 и 180 м. Они нумеруются против хода часовой стрелки с №1 по № 6.

На каждой стартовой площадке размещаются пусковая установка, две заряжающие машины (ЗМ) на рельсовых путях и пост между рельсовыми путями на удалении около 35 м от ПУ, предназначенный для размещения станции управления заряжающими машинами. Для исключения воздействия газовой струи стартующей ракеты на соседние ПУ и кабины К-ЗМ на каждой стартовой площадке устраивается обваловка.

На центральной площадке устанавливаются кабина подготовки старта К-ЗМ и электростанция ЭСД-200. Кроме того, на ней предусматриваются укрытие для боевого расчета и место для трансформаторной подстанции ПТП-320.

Подъездные дороги стартовой позиции должны обеспечивать движение автотранспорта во время боевой работы на расстоянии не менее 80 м от ПУ и подъезд транспортно-перегрузочной машины 5Т83М (5Т82М) к каждой из трех ПУ, размещенных по одну сторону стартовой позиции, при пусках ракет с ПУ, размещенных по другую сторону ее. Подъезд транспортно-перегрузочной машины ПУ осуществляется задним ходом с расстояния 20—25 м.

Радиотехническая позиция

Радиотехническая позиция трехканального комплекса размещается на расстоянии около 800 м от огневой позиции в сторону, противоположную от технической позиции или ПТОР, по основной оси позиции комплекса. На ней размещаются радиолокаторы подсвета цели, кабина К-9 и средства электропитания.

В центре РТП на основной оси позиции комплекса размещаются кабина К-9, две электростанции ЭСД-200 (кабины 5Е97), распределительно-преобразовательная кабина К-21М, трансформаторная подстанция ПТП-560, укрытие для боевого расчета и площадка для прицепов кабины К-1. По окружности с радиусом 180 м от кабины К-9 на равном расстоянии один от другого располагаются три радиолокатора подсвета цели (кабины К-1 и К-2) и распределительно-преобразовательные кабины К-22М. При этом РПЦ1 располагается на основной оси позиции комплекса, а РПЦ2 и 1РПЦЗ — справа и слава от РПЦ1.

Расположение стартовых и радиотехнической позиций по разные стороны относительно основной оси позиции комплекса снижает влияние РПЦ на ГСН ракет других дивизионов и уменьшает площадь всей позиции.

Антенный пост может быть поднят на насыпи, если это необходимо для обеспечения минимального угла закрытия.

Контрольная вышка К-7 размещается в тыловой стороне от основного направления стрельбы между площадками № 1 и 2 на расстоянии от кабины управления К-9 не более 450 м и от ближайшей ПУ не менее 275 м.

Источник: учебник "Зенитный ракетный комплекс С-200. Состав, принцип действия и боевые возможности." 1969 г.

Принята на вооружение в 1967 г., постановление ЦК КПСС и СМ СССР №161-64 от 22.02.1967 г., приказ МО СССР №0030 от 28.02.1967 г.

Посмотреть профиль http://sovetarmy.2x2forum.com

Спонсируемый контент


Вернуться к началу  Сообщение [Страница 1 из 1]

Права доступа к этому форуму:
Вы не можете отвечать на сообщения