МР-УР-100 (15А15)

          	      Разработка, испытания и развертывание
    2 сентября  1969г. вышло Постановление  правительства  о разработке  БРК с МБР
Р-36М,  МР-УР-100  и УР-100Н, оснащенных  РГЧ ИН. Создание  этих комплексов в СССР
явилось ответной мерой на развертывание США новых МБР и БРПЛ с РГЧ ИН.
    Постановлением правительства СССР от 19 августа 1970г. головным организациям -
КБ «Южное» под руководством Уткина (заменившего М.Янгеля)  и ЦКБМ под руководством
Челомея - была задана  разработка проектов  модернизации стратегического ракетного
комплекса  УР-100, с минимальными  сроками и затратами.  Ракета УР-100 (8К84) была
принята на вооружение РВСН в 1967г. и выпускалась в массовом количестве для скорей-
шего  наращивания военного  потенциала СССР.  Всего было  развернуто  около тысячи
ракет но к тому  времени они  уже морально  устарели.  Для сокращения  затрат было
решено в существующие шахтные сооружения ракет УР-100 установить новые, более сов-
ременные МБР.  Разработка на конкурсной основе стимулировала соперничающие органи-
зации добиваться улучшения ТТХ комплекса и форсировать темпы работ. 
    Ракета  КБ «Южное» получила  индекс МР-УР-100 (15А15) работа над  ней началась
примерно на год позже  чем «тяжелой»  МБР Р-36М (15А14) это дало возможность заим-
ствовать новые, перспективные  конструкторские  решения.  На обоих комплексах были
применены схемы минометного  старта из ТПК, разделяющиеся  головные части, системы
управления на основе БЦВМ, единый  унифицированный  боевой блок, аналогичные конс-
труктивно-компоновочные схемы твердотопливных двигателей РГЧ. Высокая степень пре-
емственности способствовала ускоренным темпам отработки ракеты 15А15. Летные испы-
тания ракет 15А14 и 15А15 начались практически одновременно.
     Летные испытания ракеты проводились на полигоне Байконур. Первый  пуск состо-
ялся 26 декабря 1972г. Программу испытаний удалось завершить в установленные сроки,
но вопрос о  принятии на  вооружение  нового ракетного  комплекса с  МБР МР-УР-100
«повис» в  воздухе  поскольку практически  одновременно закончились испытания нес-
колько превосходившего его по боевым возможностям конкурировавшего проекта Челомея
(УР-100Н). Руководство РВСН полагало нецелесообразным принимать на  вооружение две
ракеты одного класса.  Однако руководство  промышленности смогло  добиться нужного
для себя  решения о постановке на боевое дежурство сразу двух ракетных комплексов.
Ракетный комплекс 15П015 с ракетой МР-УР100 (15А15), оснащенной РГЧ, был принят на
вооружение РВСН СССР в 1975г. 6 мая 1975 г. в г.Бологое на дежурство был поставлен
первый  ракетный полк, вооруженный  этим  ракетным  комплексом.  Единственное, что
командованию  РВСН удалось  добиться, это  ограничить  число  развертываемых ракет
этого типа 150 единицами. 
    Очень скоро конструкторы приступили к модернизации ракеты получившей обозначе-
ние МР-УР-100УТТХ (15А16).  25 октября 1977г. состоялся первый пуск МР-УР-100УТТХ.
Испытания  проводились на  полигоне Байконур до 15 декабря 1979г. после чего нача-
лась замена  части ракет МР-УР100, в развернутых  ракетных полках, на модернизиро-
ванный вариант - 15А16 (МР-УР100УТТХ). Официально новый комплекс с модернизирован-
ной ракетой был  принят на  вооружение  РВСН в 1980г.  Новая ракета  отличалась от
предшественницы более совершенной системой  управления и доработанной РГЧ. Повыси-
лась надежность многих  систем и защищенность всего БРК.  Во второй  половине 80-х
годов было принято  решение о  постепенном выводе  из боевого состава  ракет этого
семейства и в 1995г. последние из них были ликвидированы.
    В начале 70-х годов значительно  возросли возможности радиоэлектронного подав-
ления противником средств боевого управления РВСН.  Актуальной стала задача гаран-
тированного доведения  боевых приказов от высших  звеньев управления  до командных
пунктов и отдельных  пусковых установок стратегических ракет.  Для ее решения было
предложено  использовать  (в дополнение  к имеющимся  каналам  связи)  специальную
командную  ракету, оснащенную  мощным  радиопередающим  устройством, которая после
пуска подавала бы команды на пуск всех ракет, находящихся на боевом дежурстве. 
    В декабре 1975г. в КБ «Южное» был выполнен эскизный проект командной ракеты на
базе МБР МР-УР100.  Доработке подверглась система управления обеспечивавшая  полет
ГЧ по траектории с вершиной на высоте около 4000км. при дальности 4500км.  Позднее
была использована ракета МР-УР-100 УТТХ  которая получила индекс 15А11.  На ракете
устанавливалась специальная головная часть (СГЧ), имевшая индекс 15Б99, включавшая
в себя  радиотехническую  систему разработки ОКБ ЛПИ.  СГЧ  во время полета должна
была иметь определенную  ориентацию в пространстве  для чего была разработана сис-
тема ориентации и стабилизации с использованием сжатого газа. При этом был исполь-
зован опыт  разработки двигателей для СГЧ «Маяк», что существенно  сократило стои-
мость и сроки разработки. Изготовление СГЧ 15Б99 было организовано на НПО «Стрела»
в г.Оренбурге. 
    В 1979г. начались ЛКИ командной ракеты.  На НИИП-5 на площадках 176 и 181 были
введены в строй две  экспериментальные шахтные ПУ.  Кроме того, на площадке 71 был
создан командный пункт, оснащенный вновь разработанной аппаратурой боевого управле-
ния.  Первый пуск ракеты 15А11 с эквивалентом  передатчика был успешно проведен 26
декабря 1979г.  Всего было произведено  7 испытательных пусков.  В ходе  испытаний
системы  «Периметр»  были проведены  реальные запуски  ракет 15А14, 15А16, 15А35 с
боевых объектов  по приказам, переданным  СГЧ 15Б99 в полете. Предварительно на ПУ
этих ракет были смонтированы  дополнительные  антенны и установлены новые приемные
устройства (впоследствии этим  доработкам  подверглись  все ПУ и  командные пункты
РВСН).  Наряду с летными  испытаниями проводилась  наземная проверка работоспособ-
ности комплекса в условиях воздействия поражающих факторов ядерного взрыва. Прове-
денные испытания подтвердили работоспособность аппаратуры СУ и СГЧ при воздействии
ядерного взрыва. В ходе летных испытаний постановлением правительства была постав-
лена задача о размещении приемных устройств системы «Периметр» на ракетных подвод-
ных лодках,на дальних бомбардировщиках на пунктах управления ВВС и ВМФ. 
    ЛКИ командной ракеты были завершены в марте 1982г. В январе 1985г. ракета была
поставлена на боевое дежурство в ШПУ «ОС» 15П716. В рамках соглашения СНВ-1 в июне
1995г. комплекс командной ракеты был снят с боевого дежурства. 
                                  
                     Конструкция ракеты.
     МР-УР-100 двухступенчата я ракета с  последовательным  разделением  ступеней.
Ступени соединялись  между собой  посредством  соединительного  отсека который при
разделении ступеней разрушался удлиненным кумулятивным зарядом (УКЗ), опоясывающим
переходной отсек в середине.  Топливный отсек  первой и второй ступеней  включал в
себя емкости  для окислителя  и горючего, разделенные  общим сферическим  днищем с
вторичной герметизацией сварных швов.  Для изготовления  оболочек топливных  баков
использовались более  прочные вафельные обечайки, технология  изготовления которых
впервые была освоена применительно к ракете Р-36М.  На ракете была применена новая
система управления расходованием топлива (СУРТ) для обеспечения одновременного опо-
рожнения топливных баков и оптимального использования запасов топлива. Для размеще-
ния маршевого двигателя бак горючего первой ступени был выполнен с вогнутым днищем.
    Двигательная  установка первой ступени состояла из маршевого однокамерного (со
второй ступени Р-36М) и рулевого  четырехкамерного  ракетных двигателей.  Маршевый
ЖРД с турбонасосной  подачей топлива выполнен  по замкнутой схеме, четырехкамерный
рулевой (15Д167)- по открытой схеме с одним общим турбонасосным агрегатом. Рулевой
двигатель обеспечивал для  первой ступени, кроме своей основной функции также над-
дув бака горючего восстановительным газом, питание окислителем  и горючим агрегата
наддува бака окислителя и питание горючим системы гидроприводов.
    Однокамерный маршевый  ЖРД второй ступени 15Д169 замкнутой  схемы размещался в
тороидальной полости бака горючего.  Управляющие усилия по тангажу и рысканию соз-
давались изменением направления вектора  тяги двигателя путем вдува  генераторного
газа в закритическую  часть сопла.  Для управления  по крену использовались четыре
сопла, работающих от газогенератора ТНА. ЖРД 15Д169 оббеспечивал также наддув бака
окислителя второй  ступени газом, вырабатываемым  газогенератором  наддува, и бака
горючего - восстановительным генераторным газом, отбираемым после ТНА. 
    К корпусу второй ступени с помощью разрывных болтов крепилась разделяющаяся ГЧ
с четырьмя боевыми  блоками мощностью  по 750кт, закрытыми  обтекателем.  В состав
РГЧ входил герметичный приборный отсек, в котором размещалась система управления и
твердотопливная двигательная установка разведения боевых блоков. Торможение второй
ступени при отделении ГЧ производилось  газореактивной системой путем стравливания
давления наддува из  полостей топливного отсека  через сопла противотяги (вскрытие
производилось УКЗ). Для разведения ББ РГЧ использовалась твердотопливная ДУ 15Д171,
разработанная КБ «Южное» и НПО «Алтай», конструктивно-компоновочная  схема которой
аналогична  схеме ДУ 15Д161 и 15Д221 РГЧ  ракеты Р-36М, Программирование тяги осу-
ществлялось за счет выбора заряда твердого  топлива торцевого горения в коническом
корпусе. Уменьшение поперечного сечения горящей поверхности заряда по времени обес-
печивало плавное снижение величины тяги. 
    Инерциальная система  управления с бортовым цифровым вычислительным-Комплексом
размещена в едином герметичном контейнере, расположенном в ГЧ.  Это решение позво-
лило максимально  сблизить приборы СУ, уменьшив  массу кабельной сети, существенно
уменьшить габариты  и массу приборного  отсека.  СУ обеспечивала  управление всеми
системами ракеты в процессе боевого дежурства, предстартовой подготовки и в полете
до момента отделения ГЧ, а затем обеспечивался  полет ГЧ и разведение ББ.  Система
управления позволяет производить  переприцеливание в процессе предстартовой подго-
товки. 
     Жесткие ограничения  по длине ракеты  привели к необходимости еще одного нов-
шества - был разработан специальный головной обтекатель со складывающимся наконеч-
ником, который после выхода ракеты из ШПУ под действием пружинных приводов образо-
вывал острый конус.  Ракеты  оснащались РГЧ с 4 ББ мощностью по 0,4 Мт каждый  или
моноблочной ГЧ с зарядом 3,4 Мт.  Район  разведения ББ РГЧ составляет  200х100 км.
    ТПК ракеты 15А15 представлял собой сварной цилиндр размерами 2х20м из алюмини-
евого сплава АМг6 с рядом ребер по наружному диаметру.  Сложность изготовления ТПК
таких больших габаритов заключалась в высокой точности обработки внутренней полос-
ти для обеспечения герметичности при выходе ракеты. Первоначально его изготовление
предполагалось вести на Омском авиазаводе N 166 (впоследствии НПО «Полет»), однако
впоследствии был назначен новый изготовитель ТПК - ждановский завод «Тяжмаш».
    
   
                   Состав комплекса  и его  эксплуатация
    БРК включал в себя в 10 ШПУ (15П715) типа «ОС» и командный пункт шахтного типа
контейнерного  исполнения и  унифицированную систему боевого управления и внутрен-
него электроснабжения. Расстояние между  соседними ПУ, ПУ и КП своего БРК, фланго-
выми ПУ соседних БРК — 6-8 км.  В ШПУ использовался принцип «минометного» пуска  с
использованием энергии  порохового аккумулятора давления.  Особенностью ШПУ 15П715
являлось то, что она не имела энергопотребляющих систем для поддержания температу-
ровлажностного режима и обеспечивала необходимый микроклимат за счет сплошной теп-
лоизоляции по наружной поверхности металлоконструкции сооружения и защитной крыши,
а также двойного резинового гермоконтура по периметру крыши. Внутри пусковой уста-
новки с ракетой находились лишь пассивные средства осушки воздуха - кассеты с сор-
бентом (хлористым кальцием), которые заменялись при регламенте. 
     Общая сборка  ракеты, загрузка  в ТПК, комплексная  проверка систем  ракеты и
наземного проверочно-пускового оборудования, установленного на ТПК, осуществлялась
на заводе. Перегрузка ТПК с ракетой на всех этапах эксплуатации - бескрановым спо-
собом в любых метеоусловиях.  Грунтовым транспортным средством повышенной проходи-
мости ТПК с ракетой доставлялись к ПУ без проведения проверок на технической пози-
ции. Загрузка ТПК с ракетой в ПУ производилась с помощью унифицированного подъемно-
транспортного оборудования.  Заправка ракеты топливом - с помощью  унифицированных
средств подвижного заправочного оборудования без присутствия личного состава в ПУ.
Пристыковка к ракете полностью собранной и проверенной ГЧ — с помощью унифицирован-
ного для всех видов боевого оснащения транспортно-установочного оборудования. 
     Боевое применение обеспечивается в любое время года и суток, в любых метеоус-
ловиях, а также после  воздействия ЯВ (в пределах защищенности БРК).  Прицеливание
ракеты по азимуту обеспечивается полностью  автономной системой  без использования
наземной геодезической сети. Система прицеливания обеспечивает первичное определе-
ние азимута базового направления при постановке ракеты на боевое дежурство и хране-
ние его в процессе боевого дежурства, в том числе при ядерном воздействии по пуско-
вой установке, и восстановление азимута базового направления после воздействия. 
     

                         ТТХ ракеты 15А16
 Дальность стрельбы               км.       
       - максимальная                    10300
       - минимальная                      1000
 Диаметр 1-ой ступени              м.      2.25
         2-ой ступени              м.      2.1
 Длина                             м.     22.51
 Стартовый вес                     т.      71.2
 Вес ГЧ                           кг.     2100
 Тяга ДУ (на земле/в пустоте)      т. 
 - основного двигателя I ступени        117/126
 - рулевого двигателя I ступени          28/33
 - II ступени                           - /14.5
 Предельное отклонение            км.     0,92
 Боеготовность                   сек.      80
        


         
 
         
                                 Наверх