Разработка межконтинентальной баллистической ракеты 8К84 (была начата в ЦКБ машиностроения под руководством В.Н.Челомея в соответствии с постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР от 30 марта 1963 года. Ракета 8К84 создавалась в ответ на американский проект "Мinuteman-1". МБР 8К84 должна была быть пригодна для крупносерийной постройки, размещаться в шахтных пусковых установках одиночного старта с дистанционным управлением пуском, иметь гарантийный срок эксплуатации не менее пяти лет и сохранять высокую боевую готовность на протяжении всего срока эксплуатации.
Первые пуски 8К84 по программе летно-конструкторских испытаний на полигоне Байконур проводились с наземной пусковой установки. В 1964 году началось строительство ШПУ ОС. Для испытаний на полигоне были построены десять шахт глубиной 32 метра и один командный пункт. Первый пуск с наземной ПУ проведен 19 апреля 1965 года, первый пуск из ШПУ - 17 июля 1965 года. Всего по программе ЛКИ было проведено 60 пусков. Испытания завершились 27 октября 1966 года. 24 ноября 1966 года первые полки с МБР 8К84 в ШПУ ОС были поставлены на боевое дежурство под населенными пунктами Дровяная, Ясная- Читинской области, Бершеть Пермской области, Татищево Саратовской области, Гладкая Красноярского края. Ракетный комплекс 8К84 был принят на вооружение Постановлением СМ 705-235 от 21 июля 1967 г. .
В 1964 году Московский Машиностроительный завод имени М.В.Хруничева приступил к производству ракет. Серия 8К84 была также развернута на Омском авиазаводе № 166 (ПО "Полет") и Оренбургском авиазаводе № 47 (ПО "Стрела").
Первоначально В.Н.Челомей предполагал использовать ракету 8К84 в вариантах МБР, противоракеты и баллистической ракеты для подводных лодок и надводных кораблей. Проект противоракетной системы "Таран" с использованием 8К84 был закрыт в 1964 году. Проект морского варианта УР-100М разрабатывался в 1963-1964 годах и также не был реализован.
"Легкие" МБР 8К84 наряду с "тяжелыми" 8K67 сделали возможным достижение количественного паритета с США в 60-х годах. Эти ракеты могли нести боевое дежурство в заправленном состоянии, что позволяло практически постоянно поддерживать их в состоянии высокой боеготовности. Развертывание ракет отличалось очень высокими темпами. К концу 1969 г. было развернуто около 860 ракет 8К84 и 170 ракет 8K67. К 1971 г. количество развернутых 8K67 было доведено до 260, а 8К84 - до 990. Кроме этого, в 1968 г. была принята на вооружение первая советская твердотопливная межконтинентальная ракета 8K98. Эта ракета была поставлена на боевое дежурство, однако масштабы ее развертывания были ограничены 60 пусковыми установками.
![](http://yasnay.ru/47/rk/100_4.jpg)
Модернизация ракеты 8К84 привела к созданию МБР 8К84М с улучшенной системой управления и повышенными тактико-техническими характеристиками. Летно-конструкторские испытания модернизированной ракеты на полигоне Байконур были завершены в 1971 году после проведения двенадцати успешных испытательных пусков. Комплекс был принят на вооружение 3 октября 1972 года. Доработка проводилась прямо в шахтных пусковых установках МБР 8К84 на стартовых позициях позиционных районов. В 1974 году 8К84 была снята с вооружения. На смену ей пришли более совершенные, обладающие повышенными тактико-техническими характеристиками и боевыми возможностями ракеты новых поколений в том числе: 15А20, 15А30/15А35, 15А15 и др.
8К84 была выполнена по схеме "тандем" с последовательным разделением ступеней и плотной компоновкой отсеков. Ракета конструктивно состояла из первой и второй ступеней и головной части.
В корпусе первой супени 8С816 размещались: четыре маршевых ЖРД 15Д2 (РД-0217) с поворотными соплами, пневмогидравлическая система, система опорожнения баков и приборы системы управления. Корпус был выполнен по несущей схеме и состоял из трех отсеков: хвостового, топливного и переднего. Топливный отсек, выполненный из алюминиевого сплава АМг-6, представлял собой неразъемный блок, состоящий из бака окислителя и бака горючего, которые разделялись общим совмещенным двойным днищем. Двигательная установка первой ступени была выполненна по замкнутой схеме с дожиганием генераторного газа в камерах сгорания. Высокий удельный импульс тяги двигателей позволил сократить время работы первой ступени. Их суммарная тяга на земле достигала 74 т. Для управления полетом ракеты каждый двигатель отклонялся в одной плоскости гидравлическим рулевым приводом.
Вторая ступень 8С817 по конструкции аналогична первой и состояла из хвостового, топливного и приборного отсеков. На ней устанавливали маршевый однокамерный ЖРД 15Д13 и четырехкамерный рулевой ракетный двигатель 15Д14 (РК-3). Двигатели второй ступени были созданы в Ленинградском ОКБ-117 (Главный конструктор С. П. Изотов). Они развивали тягу в пустоте 13,4 т и 1,5 т соответственно и обеспечивали скорость полета 7.12км/с в конце активного участка. В качестве компонентов топлива применялись азотный тетроксид и несимметричный диметилгидразин. Все баки перед стартом наддувались сжатым азотом и воздухом из баллонов, установленных в шахтной пусковой установке, а в полете наддув осуществлялся продуктами газогенерации. Разделение ступеней ракеты осуществлялось с помощью пороховых ракетных двигателей, установленных на хвостовом отсеке первой ступени.
![](http://yasnay.ru/47/rk/100_5.jpg)
На ракете устанавливалась автономная инерциальная система управления, обеспечивавшая управление полетом на активном участке траектории в соответствии с заранее рассчитанной программой полета, а также обеспечивала автоматизированную подготовку пуска и пуск ракеты, дистанционный непрерывный и периодический контроль состояния ракеты с пункта управления боевым ракетным комплексом. В ее состав входили устройства установленные как в приборном отсеке, так и размещенные на пусковой установке.
Головная часть мощностью 1Мт была разработана в НИИ-1011 (Челябинск-70, ныне - Российский федеральный ядерный центр - ВНИИ технической физики, г. Снежинск Челябинской области). Научными руководителями работы были Е.Н.Забабахин, главными конструкторами - Б.В.Литвинов, А.Д.Захаренков, О.Н.Тиханэ.
В варианте 8К84М ракета была одной из первых МБР, оснащенных комплексом средств преодоления ПРО. Ее КСП ПРО был разработан в НИИ-108 под руководством Виталия Герасименко и получил название "Пальма".
Ракета ампулизировалась (изолировалась от внешней среды) в специальном транспортно-пусковом контейнере (ТПК) заполненном инертным газом. В ТПК она транспортировалась, хранилась в шахтной пусковой установке в течение всего срока эксплуатации в постоянной готовности к пуску и из него стартовала. Применение мембранных клапанов, отделявших топливные баки с агрессивными компонентами от ракетных двигателей, позволило держать ракету постоянно заправленной в течение нескольких лет. Контроль технического состояния ракет одного боевого ракетного комплекса, а также предстартовая подготовка и пуск проводились дистанционно по командам с командного пункта полка. Транспортно-пусковой контейнер был азработан в Филиале № 2 ОКБ-52 (ныне - ГНИП «ОКБ Вымпел») под руководством главного конструктора В.М.Барышева. ТПК диаметром 2.7м, длиной 19.5м и весом 14.4т герметизировался специальной пленкой. Стартовый комплекс создан в КБ общего машиностроения (КБОМ) под руководством В.П. Бармина. Система автономного управления разработана в НИИ АП под руководством Н.А.Пилюгина. Командные приборы разработаны в НИИ-944 под руководством Виктора Кузнецова.
Стартовый комплекс для ракеты 8К84 состоял из 10 рассредоточенных боевых стартовых позиций , на каждой из которых размещалась одна шахтная пусковая установка 15П784. Вблизи одной из боевых стартовых позиций размещался командный пункт боевого ракетного комплекса, связанный кабельными линиями системы боевого управления и связи со всеми стартовыми позициями. С командного пункта проводились постоянный и периодический контроль технического состояния ракеты, систем пусковой установки и управления пуском ракет. При этом предстартовая подготовка к пуску проходила в автоматическом режиме от автономных источников электроснабжения. Ракеты находились в ШПУ только в заправленном состоянии. Предусматривалось проведение не реже одного раза в год регламента технического обслуживания пусковой установки с привлечением боевого расчета и подвижных средств позиционного района. Боевое дежурство пусковой установки и ракеты, а также пуск ракет осуществлялись без присутствия на них боевого расчета.
![](http://yasnay.ru/47/rk/Untitled-2copy.jpg)
Пусковая установка представляла собой сооружение, состоящее из шахтного ствола и оголовка, закрытых сверху крышей защитного устройства. В ней размещались технологическое оборудование и спецтехнические системы, обеспечивающие длительное содержание, подготовку к пуску и пуск ракеты. В стволе шахты были размещены: пусковое устройство, элементы стыковки кабельных и газовых коммуникаций с ракетой, элементы газоотводящего тракта, средства откачки грунтовых вод и другое оборудование. В оголовке пусковой установки была размещена аппаратура для подготовки ракеты к пуску и ее пуска, элементы системы дистанционного контроля и управления, аппаратура электроснабжения спецтоками, средства снабжения ракеты сжатыми газами и другое оборудование. Шахта выдерживала давление до 2 кг/см2, что равнозначно энергии взрыва ядерного боеприпаса мегатонной мощности, произведенного на расстоянии 1300 метров. Способ старта - газодинамический.
Защитное устройство и установщик разработаны в ЦКБТМ под руководством Николая Кривошеина. Защитное устройство для ШПУ имело время открывания 30 секунд и было выполнено в виде сдвижной железобетонной плиты, расположенной на наклонных рельсовых путях. Установщик предназначался для бескрановой перегрузки контейнера с ракетой в шахтное сооружение и установку на пусковое устройство.
Максимальная дальность стрельбы, м: 10600 Длина ракеты, м: 16,93 Максимальный диаметр корпуса, м: 2 Стартовая масса: 41,4-42,3 Тяга маршевого двигателя первой ступени у земли, тс: 80 Тяга маршевого двигателя первой ступени в пустоте, тс: 87 Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени у земли, кгс•с/кг: 274 Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени в пустоте, кгс•с/кг: 306 Удельный импульс тяги маршевого двигателя второй ступени, кгс•с/кг: 320 Точность стрельбы (КВО), м: 1000-1400
В середине 1960-х годов, с целью изучения воздействия агрессивных компонентов топлива на ракету при ее длительной эксплуатации, по инициативе В.Н.Челомея на испытательной базе в Фаустово были построены две шахтные пусковые установки для ракет 8К84. Одна шахта была изготовлена в штатном варианте и предназначалась для исследований штатной ракеты в течение всего гарантийного срока ее хранения. В этой шахте также хранились более 1000 образцов материалов - металлы, неметаллы, резинотехнические изделия, клеевые и сварные соединения различных форм и сочетаний, радиотехнические средства, насосы, аккумуляторы и многое другое. Помимо сотрудников ОКБ-52 в исследованиях стойкости материалов к длительному хранению принимали участие свыше 100 смежных предприятий. Одновременно несколько раз в сутки на протяжение многих лет хранения регистрировались около 100 параметров (температура, влажност, загазованность, давление в баках и т. д.). Вторая шахта также предназначалась для ракеты 8К84. Установленная в ней ракета заправлялась агрессивными компонентами и хранилась при температере + 50 градусов для проведения ускоренных коррозионных испытаний в течение одного года. За время экспериментов ни в одной из шахт не было выявлено серьезных неисправностей или отказов систем ракет. Результаты этих испытаний позволили продлить гарантийный срок последующих модификаций до 15 лет, затем - до 20 лет, затем - до 25 лет.
Материал разместил gsf 4.06.09 года
|