ИЗДАТЕЛЬСКАЯ ПРОГРАММА ПРАВИТЕЛЬСТВА МОСКВЫ
РАЗВИТИЕ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ НАУКИ
И ТЕХНИКИ
ФЕДЕРАЛЬНОЕ КОСМИЧЕСКОЕ АГЕНТСТВО
РОССИЙСКАЯ АКАДЕМИЯ КОСМОНАВТИКИ
ИМЕНИ К.З.ЦИ0ЛК0ВСК0Г0
2014
Том 1
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ
ОТЕЧЕСТВЕННОГО
РАКЕТОСТРОЕНИЯ
МОСКВА
ИЗДАТЕЛЬСКИЙ ДОМ
СТОЛИЧНАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ
2014
УДК 629.76(470+571 )(091)
ББК 39.62(2Рос)г
И90
Том1. Редколлегия
Председатель редколлегии 1-го тома:
Поповкин В.А., в 2011-2013 гг. - руководитель Федерального космического агентства, д.т.н.
Научный редактор:
Бармин И.В., генеральный конструктор - заместитель генерального директора ФГУП «ЦЭНКИ»,
президент Российской академии космонавтики им. К.Э.Циолковского, член-корреспондент РАН
Члены редколлегии:
Александров А.А., ректор МГТУ им. Н.Э.Баумана, д.т.н., профессор
Алексеев Ю.С., Председатель Государственного космического агентства Украины
Батурин Ю.М., директор Института истории естествознания и техники имени С.И.Вавилова РАН,
летчик-космонавт России, член-корреспондент РАН
Геращенко А.Н., ректор Московского авиационного института, д.т.н., профессор
Дегтярев А.В., генеральный директор - генеральный конструктор ГП «КБЮ», д.т.н.
Дегтярь В.Г., генеральный директор - генеральный конструктор ОАО «ГРЦ Макеева», член-корреспондент РАН
Каракаев С.В., командующий РВСН
Кирилин А.Н., генеральный директор ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс», д.т.н., профессор
Колмыков В.А., генеральный директор ОАО «Красмаш», к.т.н., профессор
Коротеев А.С., директор ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша», академик РАН
Леонов А.Г., генеральный директор - генеральный конструктор ОАО «ВПК «НПО машиностроения», д.т.н.
Легостаев В.П., вице-президент ОАО «РКК «Энергия», академик РАН
Лопота В.А., президент, генеральный конструктор ОАО «РКК «Энергия», член-корреспондент РАН
Милованов А.Г, главный ученый секретарь НТО Федерального космического агентства, д.т.н., профессор
Нестеров В.Е., первый заместитель генерального директора, генеральный конструктор ФГУП «ГКНПЦ
им. М.В.Хруничева», к.т.н.
Никулин С.П., генеральный директор ОАО «Корпорация «МИТ»
Остапенко О.Н., с 2013 г. - руководитель Федерального космического агентства, д.т.н.
Сапего М.К., первый заместитель генерального директора, председатель совета директоров ОАО «М3 «Арсенал», к.э.н.
Селиверстов А.И., генеральный директор ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
Соломонов Ю.С., генеральный конструктор ОАО «Корпорация «МИТ», академик РАН
Тестоедов Н.А., генеральный конструктор и генеральный директор ОАО «ИСС», член-корреспондент РАН
Федоров И.Б., президент МГТУ им. Н.Э.Баумана, академик РАН
Щеголь В.А., генеральный директор ГП «ПО «Южный машиностроительный завод им. А.М.Макарова», к.т.н.
Составитель М.А.Первов
Выпуск осуществлен при финансовой поддержке
Департамента средств массовой информации и рекламы города Москвы
ISBN 978-5-903989-22-5
УДК 629.76(470+571 )(091)
ББК 39.62(2Рос)г
И90
На форзацах репродукция картины летчика-космонавта ААЛеонова
ISBN 978-5-903989-22-5
© М.А.Первов, составление, 2014
© ЗАО «Издательский дом «Столичная энциклопедия»,
оформление, 2014
ПРЕДИСЛОВИЕ
7/.Й. Ъ.армии
Вашему вниманию предлагается книга «История
развития отечественного ракетостроения» - первый
том шеститомного издания «Развитие отечествен-
ной ракетно-космической науки и техники». Книга
посвящена истории создания отечественных боевых
ракет и средств выведения полезной нагрузки в кос-
мос (ракет-носителей и разгонных блоков). В следу-
ющих томах серии будет рассказано об истории раз-
вития отечественной пилотируемой космонавтики,
автоматических космических аппаратов, ракетного
двигателестроения, наземной ракетно-космической
инфраструктуры, систем и средств управления ракет-
но-космической техники.
Первый том охватывает многовековой период. От-
крывается он материалами о первых русских пиротех-
нических и боевых ракетах. За ними следуют статьи,
посвященные вопросам становления и развития раке-
тостроения в Советском Союзе и Российской Федера-
ции в XX - начале XXI веков.
Вопросам создания ракетного оружия и средств
выведения, истории отдельных предприятий ракет-
но-космической отрасли, жизни и деятельности ее
выдающихся представителей посвящено немало из-
даний. Цель нашей книги - обобщить многочисленные
публикации, представить на суд читателей сбалан-
сированные материалы «равнопрочного» характера
по основным вопросам истории на данную тему, по
возможности раскрыть максимально полную карти-
ну развития отечественного ракетостроения, отразить
деятельность основоположников отечественной ракет-
но-космической науки и техники, внесших решающий
5
вклад в ее становление, отразить вклад государствен-
ных деятелей, руководителей, специалистов предпри-
ятий, организаций, учреждений.
Следует отметить, что материалы по истории
создания и развития ракетного вооружения сухопут-
ных войск, военно-морского флота (за исключением
морской составляющей стратегических ядерных сил),
военно-воздушных сил, войск противовоздушной и
противоракетной обороны остались за рамками пове-
ствования, поскольку истории создания вооружения и
военной техники этих самостоятельных видов и родов
войск посвящено немало отдельных изданий.
При подготовке книги мы стремились отобрать для
публикации материалы, изложенные доступно, пред-
ставляющие интерес как для ученых, специалистов
ракетно-космический отрасли, учащихся, студентов и
курсантов профильных учебных заведений, так и для
широкого круга читателей, интересующихся историей
развития отечественной ракетно-космической науки и
техники.
ГЛАВА 1
МЛ.Пг/М
К ВОПРОСУ ОБ ИСТОРИИ ПОЯВЛЕНИЯ
И РАЗВИТИЯ ПЕРВЫХ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ РАКЕТ,
ИХ ПРОИЗВОДСТВА И БОЕВОГО ПРИМЕНЕНИЯ
РАЗРАБОТКА ТЕОРИИ ОСНОВ
РАКЕТНОГО ДВИЖЕНИЯ. 1675-1932 гг.
Появление ракет в России.
Первые пиротехнические ракеты
Первым документом, подтверждающим факт при-
менения ракет в России, может считаться описание
фейерверка, устроенного в 1675 г. в Великом Устюге
при царе Алексее Михайловиче. Это описание до-
шло до наших дней. «Было пущено несколько ракет
и шутих и, кроме того, зажжено целых сто смоленых
бочек при громадном стечении народа, собравше-
гося на это необычайное
зрелище. На этом берегу
реки собрались крестьяне
из соседних деревень, но
ракеты были приняты ими
за огненный змей, и они в
страхе разбежались».
Более полные и досто-
верные сведения о созда-
нии в России ракет свя-
заны с деятельностью Пе-
Петр Первый тра I. Страстный любитель
праздничных фейерверков, он всячески поощрял их
организаторов и способствовал расширению произ-
водства пороха. При Петре развивались пиротехниче-
ские ракеты. Слово пиротехника имеет греческие кор-
ни и означает огненное мастерство. Пиротехнические
составы отличаются медленным горением, что необ-
ходимо для производства фейерверочных, освети-
тельных, сигнальных и других ракет. Продолжитель-
ное горение позволяет создавать огневые эффекты,
поражающие своей красотой.
Первые пиротехнические ракеты были прими-
тивными. Трубку или, как тогда писали, гильзу изго-
тавливали из картузной бумаги (бумаги для сыпучих
веществ). Один конец гильзы перетягивался веревкой
так, чтобы оставалось отверстие для выхода порохо-
вых газов. Две трети гильзы заполнялись порохом.
Это был так называемый форсовый (движущий) со-
став. Одна треть гильзы заполнялась пиротехниче-
ским составом и представляла осветительную часть.
После заполнения верх гильзы перетягивался верев-
кой полностью и заклеивался.
По свидетельствам различных письменных ис-
точников, в 1686 г., в возрасте 14 лет, Петр завел при
Русская пиротехническая ракета XVIII в.
Мешок с пороховой мякотью и пиротехническим составом
привязан к деревянному боковому хвосту (стабилизатору)
1
История развития отечественного ракетостроения
В литературе авторство этого пятизарядного ракетного станка приписывается А.П.Демидову
хотя сведения о том, что станки были изготовлены и поступили в войска, отсутствуют
Возможно, перед нами рисунок станка более поздней конструкции, созданного на основе проектов А П Демидова
потешном полку артиллерию и устроил свой первый
фейерверк (или, как тогда говорили, «огненную по-
теху»), 28 февраля 1690 г. под его руководством при
большом стечении народа был проведен грандиозный
фейерверк на Пресне в честь рождения сына Алексея.
12 февраля 1697 г. Петр устроил новый грандиоз-
ный фейерверк в Москве. Позже богатые потехи царь
устраивал ежегодно в день основания Петербурга,
взятия Нарвы и на масленицу. Пуском ракет занима-
лись офицеры бомбардирской роты Преображенского
полка. Английский посол Рэксол писал: «Иллюмина-
ция превосходила все, которые я до сих пор видывал.
В устройстве иллюминаций, как и фейерверков все-
возможных родов, русские перещеголяли все ино-
странные народы».
С 1710 по 1720 г. производство пиротехнических
ракет непрерывно расширялось. Артиллерийская ла-
боратория для их изготовления открылась в Санкт-
Петербурге. Для изготовления пороха были построены
Петербургский, Сестрорецкий и Охтинский заводы.
В 1717 г. была создана и по указу Петра принята на
вооружение первая 25-мм сигнальная (по другим ис-
точникам - осветительная) ракета с высотой подъема
более одного 1 км. Интересно отметить, что ракета со-
стояла на вооружении русской армии практически без
изменений свыше 150 лет. В 1721 г. приступила к под-
готовке специалистов ракетного дела Петербургская
артиллерийская школа. Были переведены на русский
язык иностранные книги по пиротехнике. Изучая на-
следие Петра, историки обнаружили в его кабинетах
большое количество собственноручных записей об
осветительных ракетах и составах смесей для фейер-
верков.
Вклад в развитие ракетной техники в XVIII в. внес-
ли московские ученые и изобретатели В.Д.Корчмин и
Г.Г.Скорняков-Писарев. Конструированием ракет зани-
мался преподаватель Петербургской артиллерийской
школы майор М.В.Данилов. В 1763 г. он выпустил труд
«Начальное знание теории и практики в артиллерии с
приобщением гидростатических правил» - своеобраз-
ную энциклопедию по артиллерии и ракетной технике.
В 1783 г. увидела свет его книга «Довольное и ясное
показание, по которому всякий сам собою может при-
готовлять и делать всякие фейерверки и разные иллю-
минации». Эта книга полностью посвящена пиротехни-
ческим ракетам.
В 1820 г. выпустил книги «О стеллажах, фейерве-
рочных корпусах и нечто о расположении увеселитель-
ных огней» и «О происхождении увеселительных огней,
изобретении пороха и схематическое описание ракет-
ных павильонов» ученый, инженер-артиллерист, под-
полковник Алексей Петрович Демидов. Он описал со-
временные конструкции ракет, внес предложения по их
усовершенствованию и производству, предложил проект
пускового станка для одновременного пуска пяти ракет,
который стал прообразом легких ракетных станков,
применявшихся в русско-турецкую войну 1828-1829 гг.
В книге «Полное и подробное наставление о со-
ставлении увеселительных огней, фейерверками
именуемых» (1824 г.) командир Санкт-Петербургской
8
Глава 1
пиротехнической лаборатории полковник Ф.С.Челеев
проанализировал состояние ракетной техники в Рос-
сии в начале XIX в. и описал конструкцию фейерве-
рочных и сигнальных ракет. В разделе «Ракеты с вы-
летающими из них ракетами» Челеев впервые описал
принцип действия двухступенчатой ракеты. Действие
происходило следующим образом. Выгорая в первой
ракете, пороховой состав зажигал состав второй ра-
кеты, которая продолжала полет, отделившись от пер-
вой ракеты.
После Петра I устраивать праздничные фейервер-
ки любила Екатерина II. Проводились они ежегодно и
с большой пышностью. Число запускаемых ракет на
иных праздниках исчислялось десятками тысяч. По-
мимо Москвы и Санкт-Петербурга фейерверки прово-
дились в Ярославле, Казани и других городах России.
На подступах к созданию отечественных
боевых ракет. АИКартмазов
В самом конце XVIII в. индусы, нуждавшиеся в лег-
ком, недорогом и эффективном оружии в борьбе с ан-
гличанами, усовершенствовали уже хорошо известные
им фейерверочные ракеты, превратив их в боевые.
Раджа Мейсорской провинции Индии Гайдер-Алихан
первым обратил на них внимание и создал специаль-
ный корпус ракетчиков - пеших воинов, вооруженных
ракетными стрелами. После смерти Гайдера-Алихана
дело продолжил его сын Типпо-Саиб. Численность
своего ракетного корпуса он довел до 5000 чел. Как
только английские войска разворачивались в боевой
порядок, ракетчики Типпо-Саиба выпускали по ним
тысячи огненных стрел. Попадая в колонны, они сот-
нями убивали атакующих, сеяли панику. После ряда
ожесточенных сражений англичане в 1799 г. начали
штурм столицы Мейсорской провинции города Серин-
гапатам. Здесь индусы применили огромное количе-
ство боевых ракет. Англичане понесли большие потери,
но город взяли.
Ракеты Типпо-Саиба имели гильзу, выполненную
не из бумаги, а из листового железа, и боковой бам-
буковый хвост (стабилизатор), соединенный с гильзой
проволокой. В качестве зажигательной головной части
использовался остроносый снаряд, похожий на на-
конечник стрелы. Несмотря на то, что боевые ракеты
уже были известны в Европе, ракетами индийской кон-
струкции, а, главное, возможностью их применения в
войсках заинтересовался английский генерал Уильям
Конгрев. Изучив конструкцию, он организовал произ-
водство боевых пороховых ракет в Вульвичском арсе-
нале под Лондоном.
Первые ракеты Конгрева были сделаны по образцу
фейерверочных, имели малый калибр, небольшие бо-
ковые хвосты и обладали зажигательным действием.
В 1804 г. Конгрев провел их первое испытание и был
поражен тем, что даже эти несовершенные изделия
обладали достаточным поражающим действием для их
применения против войск противника.
В 1805 г. ракеты Конгрева впервые появились в
армии. Год спустя они впервые в мире были примене-
ны для боевых действий. Произошло это при обстреле
французского города Булонь, когда с гребных судов
англичане выпустили по противнику около 200 ракет,
которые произвели пожары в городе. В 1807 г. ан-
гличане применили ракеты в массовом количестве,
выпустив по Копенгагену за три дня обстрелов около
40000 ракет. Историки окрестили это сражение «со-
жжением Копенгагена».
Конгрев был первым, кому удалось существенно
усовершенствовать пороховые ракеты, наладить их
широкое производство, доказать их потенциальные
возможности и поставить их в армию. Именно его бо-
евыми ракетами заинтересовались в России. В1811 г.
Военное ведомство получило несколько образцов ан-
глийских боевых ракет и поручило Военно-ученому
комитету при Главном артиллерийском управлении
приступить к изучению их конструкций. Сотрудниками
комитета были собраны и проанализированы имею-
щиеся сведения о ракетах и составах их порохов.
Гранатная ракета Картмазова-Челеева
состояла из трех основных частей: корпуса,
бокового стабилизатора и гранаты (боевой части). 1814-1817 гг
Пусковой станок-тренога с гранатной ракетой,
оснащенной боковым стабилизатором. 1814-1817 гг
9
История развития отечественного ракетостроения
В 1814 г. к изучению ракет приступил член Воен-
но-ученого комитета Алексей Иванович Картмазов.
Боевые ракеты он предложил разделить на два вида:
верховые (навесные) и рикошетные (прицельные).
Верховые подразделялись, в свою очередь, на зажи-
гательные и гранатные (осколочно-фугасные). Первые
наполнялись зажигательным составом, вторые - со-
ставом фугасного действия, помещаемого в головную
часть (гранату), разрывающуюся на множество оскол-
ков. Применять и те, и другие предлагалось при осаде
крепостей. По расчетам Картмазова, дальность полета
зажигательных ракет калибра 3 дюйма (76 мм) могла
достигнуть 1250 сажен (2500 м).
Рикошетные ракеты предназначались для при-
цельной стрельбы по настильной траектории и также
подразделялись на зажигательные и гранатные. При-
менять их предлагалось для «зажжения камышей»,
в которых мог спрятаться противник, и для стрель-
бы прямой наводкой по неприятельской кавалерии.
Дальность полета 2-дюймовых ракет могла достигать
2000 м.
Теорию Картмазов решил подтвердить экспе-
риментами. К сожалению, почти все они были не-
удачными. В 1814 г. в Петербургской пиротехниче-
ской артиллерийской лаборатории, возглавляемой
Ф.С.Челеевым, были изготовлены зажигательные и
гранатные боевые ракеты Картмазова диаметром 2,
2,5 и 3,6 английских дюйма (51, 64 и 92 мм), осна-
щенные боковым стабилизатором. Они стали пер-
выми в России опытными боевыми пороховыми
ракетами. Испытания проводились в 1814 и 1817 гг.
в Петербурге на Волковом поле. Ракеты показали
дальность от 1 до 3 км. На вооружение армии их при-
нимать не стали. В 1818 г. Картмазов был уволен со
службы по состоянию здоровья.
АДЗасядко
По свидетельству К.И.Константинова, «в России
стали приготовлять боевые ракеты, как и везде, вслед
за Конгревом. Первым, кому удалось их у нас приго-
товить, был артиллерийский генерал Засядко. Далее
АДЗасядко
мы можем назвать гене-
рала Козена и полковника
Внукова».
Артиллерийский ге-
нерал Засядко заинтере-
совался ракетным делом
и приступил к конструи-
рованию пороховых ракет
в 1814 г. Бытует мнение,
что идея применения ракет
в боевых действиях посе-
тила его и других русских
офицеров в Отечественную войну, а именно после
Бородинского сражения. Определенно сказать невоз-
можно, но, вероятно, утверждение это не лишено ос-
нования.
7 сентября 1812 г., у села Бородино, между Старой
и Новой Смоленскими дорогами, на площади в 50 км2
сошлись русская и французская армии общей числен-
ностью более 250 тыс. чел. На крайне ограниченном,
ровном и открытом пространстве, в непосредственной
близости друг от друга было сосредоточено огромное
количество живой силы и вооружения противобор-
ствующих сторон. Это обстоятельство привело воен-
ных к мысли о том, что при скученности противника
ракеты, применение которых может быть массовым,
нанесут ему катастрофический урон. Причем ошелом-
ляющие результаты могут быть достигнуты, несмотря
на малую дальность и недостаточную точность ракет-
ной стрельбы.
Александр Дмитриевич Засядко родился в 1779 г. в
деревне Лютенке Гадячского уезда Полтавской губер-
нии на Украине. После окончания кадетского корпуса
был назначен подпоручиком артиллерии. Участвовал
в боевых кампаниях. В сражениях против Наполеона
прошел с боями Северную и Южную Италию. В1812 г.
командовал 15-й артиллерийской бригадой, с которой
дошел до Парижа. В1814 г. вместе с бригадой возвра-
тился в Россию. Не располагая данными о деятельности
Военно-ученого комитета, Засядко практически одно-
временно с Картмазовым начал конструировать раке-
ты в пиротехнической лаборатории главной квартиры
русской армии в Могилеве, где служил в это время под
командованием фельдмаршала М.Б.Барклая-де-Толли.
Опираясь на большой опыт проведения русских
фейерверков, Засядко задался целью довести фейер-
верочную ракету до боевой. Не получив материальной
помощи от правительства на проведение опытов, он
продал имение, перешедшее к нему от отца, и на вы-
рученные средства приступил к работе.
В начале 1817 г. Засядко привез свои ракеты
и пусковые станки в Санкт-Петербург и продемон-
стрировал их на артиллерийском полигоне. Командо-
вал стрельбой поручик Василий Михайлович Внуков.
В ходе испытаний была достигнута дальность полета
2670 м.
Результаты испытаний были признаны весьма
скромными: дальность стрельбы - недостаточна, куч-
ность стрельбы - совершенно недостаточна. Положи-
тельным был признан лишь сам факт создания боевых
ракет. Опыты над ними решено было продолжить, но
решение об их производстве не принималось.
Вернувшись в Могилев, Засядко доложил об испы-
таниях Барклаю-де-Толли. Оставшись довольным, Бар-
клай в декабре 1817 г. отметил работу Засядко: «Хоро-
ши опыты сии, сделанные в употреблении и действии
сего нового и вообще еще улучшения требующего ору-
10
Глава 1
АДЗасядко демонстрирует ракету и ракетный станок
военному министру генерал-фельдмаршалу М.Б.Барклаю-де-Толли
Каждая насыпка уплотнялась
45 ударами «бабы» (специального
набойника), весившей 24 кг и па-
давшей с высоты 1 м. Всего в гиль-
зу 4-дюймовой ракеты вмещалось
5275 г ракетного пороха, в гильзу
2,5-дюймовой ракеты -1314 г.
Зажигательный состав ракеты
содержал селитру, серу, трехсер-
нистую сурьму, канифоль и ски-
пидарное масло. В 4-дюймовой
ракете помещалось 2140 г зажи-
гательного состава, в 2,5-дюймо-
вой - 771 г. Боевая часть ракеты
представляла колпак, начиненный
зажигательной или фугасной сме-
сью. Гильза (корпус ракеты) была
металлической. Хвост (стабилиза-
тор) изготавливался из сосны или
другого дерева и имел квадратное
сечение. Его длина составляла от
7,5 до 20 длин окружности гильзы. Как правило, раке-
ты Засядко имели боковой стабилизатор. К гильзе он
крепился винтами. Станок для пуска ракеты изготавли-
вался из дерева, обшитого листовым железом.
К1821 г. Засядко усовершенствовал конструкцию и
представил ракеты на повторные испытания, результаты
жия, конечно, не могут быть сочтены окончательными,
однако доведены до такой степени, что полезность сих
ракет неоспорима, равно как и необходимость иметь
оные при войсках».
В1818 г. Засядко был произведен в генерал-май-
оры. К этому времени ему удалось сформировать
специальный отряд, личный состав которого он начал
обучать боевому применению ракет. Вопросы боевого
применения он изложил в своем труде «О деле ракет
зажигательных и рикошетных» - первом наставлении
по изготовлению и боевому использованию ракет в
русской армии.
В феврале 1820 г. Засядко был назначен заведу-
ющим Санкт-Петербургским арсеналом, а несколько
месяцев спустя возглавил также Артиллерийское учи-
лище и воинскую бригаду. Вскоре к этим должностям
прибавилась должность управляющего Охтинским
пороховым заводом. Здесь, в пиротехнической ла-
боратории, он приступил к планомерным работам по
созданию боевых ракет.
Засядко были разработаны зажигательные и фу-
гасные ракеты трех калибров: 2-дюймовые (51 мм),
2,5-дюймовые (64 мм) и 4-дюймовые (102 мм), а
также треножные пусковые станки. По виду стрельбы
ракеты подразделялись на верховые и рикошетные.
Верховые запускались под углом 35-55 градусов
для навесной стрельбы. Рикошетные запускались под
углом 12-15 градусов для настильной стрельбы.
Пороховые составы ракет Засядко имели различное
соотношение угля, селитры и серы. Процесс изготов-
ления состава был примитивно прост. Уголь, селитра
и сера измельчались, просеивались через сито и тща-
тельно перемешивались. Набивка 4-дюймовой гиль-
зы проводилась порциями по 100 г (т.н. насыпками).
Зажигательная ракета с боковым стабилизатором
конструкции АДЗасядко
Пусковой ракетный станок конструкции АДЗасядко
11
История развития отечественного ракетостроения
которых были признаны весьма незначительными,
а конструкция ракет подвергнута резкой критике. По-
сле этой неудачи Засядко прекратил свои опыты, дру-
зьям и близким признался, что он офицер, а работа
конструктора - не его призвание. В марте 1826 г. он
оставил должность управляющего Артиллерийской
академией и командира артиллерийской бригады. Не-
которое время провел в ожидании нового назначения.
В 1827 г. был вновь призван на военную службу и на-
значен начальником штаба артиллерии русской армии.
В апреле 1827 г. по инициативе Засядко на базе од-
ной из рот 3-й полевой артиллерийской бригады была
сформирована первая в русской армии постоянная
ракетная рота. Командиром роты был В.М.Внуков, по-
сле него - П.П.Ковалевский. Рота подчинялась Петер-
бургскому ракетному заведению и предназначалась в
военное время для совместных действий с пехотой и
кавалерией, в мирное время - для обучения ракетному
делу. В1831 г. она была переименована в ракетную ба-
тарею. Батарея состояла из четырех огневых взводов,
имевших по восемь пусковых станков, личный состав
насчитывал 6 офицеров, 20 унтер-офицеров и 198 ря-
довых. Батарея просуществовала до апреля 1856 г., по-
сле чего была расформирована.
В1834 г. Засядко вышел в отставку. Умер в 1838 г.
Массенгберд-Турнер
Советская историография считала создателем пер-
вых русских боевых ракет А.Д.Засядко, несмотря на
то, что данное суждение противоречило многочислен-
ным фактам. Заслуги Засядко умалить невозможно.
Он был и останется русским военачальником, героем
войн и сражений, автором первого в России наставле-
ния по боевому применению ракет. Однако знакомство
с многочисленными свидетельствами и сопоставление
данных позволяет определенно утверждать, что соз-
дателем первых русских серийных боевых ракет как
оружия, впервые применявшегося в боевых действиях,
был англичанин Массенгберд-Турнер, а изготовлены
они были на основе технологии Уильяма Конгрева.
Опыты Картмазова и Засядко не привели к созда-
нию боевых ракет и закончились неудачно. В 1823 г.
с целью ликвидации отставания в ракетном деле в Рос-
сию был приглашен английский конструктор Турнер,
которому поручена организация производства боевых
ракет Конгрева. Для этого ему выделена лаборатория
Охтинского порохового завода.
Картмазов и Засядко занимались ракетами с боко-
вым стабилизатором. Такая схема была наиболее рас-
пространена в Австрии. Ракеты Конгрева, которыми
занялся Массенгберд-Турнер, имели центральный ста-
билизатор. Эта английская схема многими признава-
лась прогрессивной. Однако точного ответа на вопрос
о том, какой схеме отдать предпочтение, не знал в то
время никто, а потому Турнеру была поручена разра-
ботка обеих схем.
Боковой стабилизатор, как видно из названия, кре-
пился к гильзе сбоку и не мешал свободному выходу
пороховых газов. Тазы выходили наружу, движущая
сила развивалась стремительно, пороховая смесь бы-
стро сгорала, начальная скорость ракеты была высо-
ка. После выгорания пороха она летела как обычный
снаряд по законам баллистики. Центр тяжести не ме-
нялся, точность стрельбы повышалась. Но происходи-
ло это только при стрельбе на малую дальность. При
увеличении дальности скорость падала, боковой асим-
метрично расположенный стабилизатор мешал полету,
и ракета теряла точность стрельбы. Более того, летать
на большую дальность такая ракета вообще не могла
из-за слишком быстро сгорающей пороховой смеси.
Однако процесс сборки ракет с боковым стабилизато-
ром был простым и дешевым.
Центральный стабилизатор мешал свободному ис-
течению пороховых газов. Для его крепления к гильзе
был изобретен специальный поддон. В центре поддо-
на крепился стабилизатор, а по окружности были от-
верстия для истечения газов. Такая ракета могла лететь
на большое расстояние с большой точностью. Однако
процесс сборки ракеты с поддоном был сложным и
трудоемким.
В июне 1824 г. Турнер провел первые испытания
своих ракет. Отчет об этих испытаниях произвел впе-
чатление на начальника Главного штаба И.И.Дибича,
который предложил завершить испытания и отправить
ракеты на Кавказ, генералу Ермолову.
С 1816 г. Алексей Петрович Ермолов служил на-
местником Кавказа и одновременно командующим
войсками Кавказского отдельного корпуса. Хорошо из-
учив особенности Северного Кавказа, населяющих его
народов и характер боевых действий в горах, Ермолов
поддержал предложение Дибича. Военное министер-
ство предложило повторить испытания ракет Турнера,
организовать их производство, написать методику
применения, обучить войска этой методике, а затем
поставить ракеты в места боевых действий.
В августе 1825 г. Турнер подготовил, а Дибич дал
указание вывести на повторные испытания ракеты ка-
либра 2,2,5 и 3,25 дюйма. Специально созданная ко-
миссия по испытаниям пришла к выводу, что дальность
их полета недостаточна и непостоянна. Положительный
отзыв получили лишь ракеты малого калибра, кои ре-
комендовано было использовать против кавалерии.
Основываясь на выводах комиссии, Главное ар-
тиллерийское управление признало необходимым
создать специальное ракетное предприятие и наладить
производство ракет. Решением Военного ведомства
30 марта 1826 г. на территории Охтинского порохового
завода было основано Санкт-Петербургское ракетное
12
Глава 1
ПАКозен
л
Навесная 2-дюймовая гоанатная пакета
Головная часть 2-дюймовой гранатной ракеты (разрез)
заведение (в те времена
схожими по значению сло-
вами заводь и заведенье
было принято обозначать
то, что заведено, устрое-
но, служит для машинного
производства; позже сло-
во заведение стали упо-
треблять применительно
к учебным учреждениям,
слово завод - примени-
тельно к промышленным
предприятиям). Управляющим заведением был назна-
чен генерал-лейтенант Петр Андреевич Козен, дирек-
тором - Массенгберд-Турнер. Под их руководством
был налажен выпуск первых русских боевых ракет.
Производство Массенгберд-Турнер возглавлял до
1850 г.
Заведение стало первым в стране предприятием
серийного производства ракет. Здесь была организо-
вана сборка 2-, 2,5-, 3- и 4-дюймовых зажигательных,
фугасных и осколочных ракет и пусковых станков.
Многие советовали Турнеру не связываться с англий-
ской схемой. Схема сложная, опыта производства в
России нет, культура промышленных предприятий на
низком уровне. Однако Турнер решил по-своему: над
производством помучаемся, но ракеты сделаем хоро-
шие! Его вывод был определенным: заведение займет-
ся выпуском ракет наиболее прогрессивной англий-
ской схемы, кроме фугасных и зажигательных будут и
осколочные ракеты.
В январе 1827 г. Петербургское ракетное заведение
получило первый заказ на изготовление 3000 гранат-
ных и зажигательных ракет для Кавказского корпуса
Ермолова. Первая партия из 1000 ракет была направ-
лена в феврале 1827 г. Партию составляли 500 гра-
натных ракет, 400 осколочных и 100 зажигательных.
В июне партия прибыла в Тифлис, где под руковод-
ством Сипягина - военного губернатора города - ре-
шено было провести контрольные испытания.
К сожалению, испытания закончились полным про-
валом. Пороховые заряды ракет, несовершенные сами
по себе, не выдержали ужасных условий перевозки
зимой по российским дорогам. Большинство из них
преждевременно разрывались, нанося вред своим же
войскам. Те же ракеты, что летали, показывали неудов-
летворительные дальность и точность стрельбы. Ис-
пользовать их в бою Сипягин категорически запретил.
Понаблюдав за стрельбами, артиллеристы по-
говаривали между собой: «Бестолковая затея - раке-
ты. Солдат покалечим, а противник жив останется».
Но Ермолов поверил в новое оружие. Впредь, дабы
исключить пагубное воздействие транспортировки,
сборку ракет решено было осуществлять не в заведе-
нии, а в местах расположения войск.
Навесная 4-люймовая гоанатная пакета
Головная часть 4-дюймовой гранатной ракеты (разрез)
Первые применения боевых ракет в России
Защищавший интересы России на Северном Кав-
казе корпус Ермолова был одним из самых боеспо-
собных соединений русской армии. При Ермолове он
насчитывал 12 тыс. штыков. Всего же расквартирован-
ных на Кавказе войск было значительно больше.
14 декабря 1825 г, в день присяги войск новому
императору Николаю I, в Петербурге вспыхнуло вос-
стание. Восставшие в северной столице ожидали, что к
ним примкнет и юг России. На юге действительно име-
лись тайные общества, но самую большую опасность
для монархии мог представлять их союз с Кавказским
корпусом. В молодости Ермолов участвовал в загово-
ре группы офицеров против государя императора, за
что отсидел в Петропавловской крепости. Но восста-
ние декабристов Ермолов не поддержал и присягнул
на верность новому императору.
Николай I и его окружение Ермолову все же не до-
веряли. Год спустя император приказал генералу Ивану
Федоровичу Паскевичу выехать на Кавказ, принять кор-
пус и приступить к боевым действиям против Персии.
В марте Ермолов был отозван. Получив всю полноту
власти, Паскевич стянул войска к персидской границе.
Небольшой отряд генерала Красовского начал оса-
ду крепости Эривань (современный город Ереван в Ар-
мении). В августе на помощь осажденным двинул свои
13
История развития отечественного ракетостроения
И.Ф.Паскевич
П.П.Ковалевский
войска сын персидского шаха Аббас-Мирза. Корпус
Паскевича был разбросан по всему Кавказу. Подкре-
пления Красовский не получил и был вынужден рас-
считывать только на собственные силы. В конце авгу-
ста 1827 г. под селением Ушаган состоялось сражение
отряда Красовского с войсками Аббаса-Мирзы. В этом
сражении впервые в истории России были применены
боевые ракеты. Приказ об их применении был отдан
генералом Паскевичем. Ракетным отрядом командо-
вал подпоручик Петр Петрович Ковалевский.
Ракеты не спасли Красовского. Войска Аббаса-
Мирзы разбили его немногочисленный отряд, остат-
ки которого укрылись в Эчмиадзине. Вдохновленные
победой, персы заняли дороги, ведущие в Грузию, и
остановились в одном дне пути от Тифлиса. Собрав
войска, Паскевич в начале сентября вышел на по-
мощь Красовскому, подошел к Эривани и остановил-
ся напротив Аббаса-Мирзы. Поняв, что перед ним не
маленький отряд, а большое русское войско, Аббас
отступил.
Примененная в Ушаганском сражении партия ракет
была собрана не в Петербургском ракетном заведении,
а прямо в Тифлисе. После контрольных отстрелов был
сделан вывод о возможности их применения в бою, и
ракеты были отправлены в самую «горячую точку» -
генералу Красовскому. Вскоре новая партия ракет
была применена против кавалерии персов неподалеку
от Алагеза и при осаде Ардавильской крепости.
В отчете Главному штабу Паскевич отметил сле-
дующее:
«1. Ракеты, привезенные из С.-Петербурга, были
испорчены. Сделанные же в Тифлисе довольно хо-
роши; но надобно, чтобы для употребления их была
весьма тихая погода, ибо ветер переменял всегда на-
правление.
2. Весьма неудобно перевозить их, ибо они подвер-
гаются через то порче».
В конце 1827 г. штаб артиллерии представил в
Военное ведомство предложения по использованию
ракет в войне. Во-первых, было намечено перейти от
отдельных случаев к массовому использованию. Во-
вторых, планировалось применить их не только в горах
Кавказа против персов, но и на Балканах против турок,
в том числе на равнинной местности. Подобные опера-
ции в русской армии планировались впервые.
От губительной перевозки снаряженных ракет ре-
шено было отказаться окончательно, а собирать их
вблизи балканского театра военных действий. Решено
было также основать в Тирасполе ракетное заведение.
Спустя полгода в издаваемом Военно-ученым коми-
тетом «Военном журнале» были опубликованы реко-
мендации «Употребление ракет вместе с артиллерией,
кавалерией и пехотой» - первое в России официаль-
ное руководство по боевому применению ракетного
оружия.
В апреле 1828 г. Николай I объявил войну Турции.
Началась очередная русско-турецкая война. Стотысяч-
ная русская армия под командованием фельдмаршала
Витгенштейна отправилась на Балканы. Предваритель-
но, в марте, Петербургское ракетное заведение полу-
чило предписание организовать производство ракет
в районе боевых действий. Производственное под-
разделение ПРЗ должно было выдвинуться в район
Тульчина и в кратчайшие сроки наладить выпуск до
6000 ракет ежегодно.
24 марта транспорт с оборудованием будуще-
го производства 2- и 2,5-дюймовых ракет выехал из
Петербурга. В пути выяснилось, что для развертыва-
ния полноценного производства в Тульчине нет под-
ходящего места. 15 мая транспорт прибыл в Тульчин
и получил приказ передислоцироваться в Тирасполь.
По дороге в Тирасполь был получен приказ начальника
артиллерии Второй армии выдвинуться в район города
Браилов (город на реке Дунай в современной Румы-
нии). Под Браилов прибыли 29 мая. Здесь уже шли
бои. По приказу командования оборудование транс-
порта было направлено в Осадный лагерь, а сопро-
вождавшие транспорт нижние чины направлены в бой
с неприятелем.
Неделю спустя выяснилось, что часть сопрово-
ждавших погибли в боях или попали в лазарет, а часть
оборудования была использована солдатами и офице-
рами Второй армии для своих нужд. Из того, что оста-
лось, организовать ракетное производство невозмож-
но. Дополнительные обозы с оборудованием прибыли
не в Браилов, а в Тирасполь и были там остановлены,
дабы не допустить дальнейшего разграбления. Из это-
го дополнительного оборудования решено было орга-
низовать полевую сборку ракет в Тирасполе.
В мае по приказу Засядко были проведены ра-
кетные обстрелы крепости Браилов. В сентябре из
Петербурга под Варну (Болгария) была переброшена
ракетная рота подпоручика П.П.Ковалевского. Кре-
пость Варна была ключом к обороне турок, ибо отсюда
шел кратчайший путь в столицу Турции Константино-
поль. Осада крепости началась в середине лета 1828 г.
14 сентября Ковалевский принял участие в крупных
боевых действиях против одной из турецких позиций.
14
Глава 1
Обстрел крепости Варна русскими боевыми ракетами. 1828 г.
Его ракетчики были дислоцированы с северной и юж-
ной сторон и активно участвовали в артиллерийском
обстреле, сжигая деревянные строения противника.
На вооружении Ковалевского имелись 23 шестиза-
рядных пусковых станка для ракет калибра 2, 2,5
и 4 дюйма, а также 3222 ракеты, которые он успешно
их применял. После взятия Варны ракетная рота была
отведена на зимние квартиры в Бендеры.
Перезимовать в Бендерах не удалось. В декабре,
после непродолжительного отдыха, рота Ковалевского
получила приказ передислоцироваться под крепость
Силистрия. Для осады крепости русским войскам не-
обходимо было переправиться через Дунай. Переправу
навели у города Калараша. Строить мост было невоз-
можно - противник мог быстро обнаружить саперов
и открыть по ним огонь. Тем временем Витгенштейна
сменил главнокомандующий генерал Дибич. Офи-
цер Шильдер предложил Дибичу интересный план.
На берегу реки Аржис, впадающей в Дунай, находились
плашкоуты - плоскодонные суда для перевозки тяже-
лых грузов. Шильдер предложил подогнать их к Сили-
стрии и использовать для переправы войск. План был
заманчивым, но опасным, так как по дороге тихоход-
ные плашкоуты могли обстрелять турецкая береговая
артиллерия и суда речной флотилии. Дибич одобрил
план Шильдера.
15
История развития отечественного ракетостроения
Стрельба русскими боевыми ракетами
с установленных на паромах пусковых станков
конструкции Засядко по турецким кораблям. 1829 г.
В начале апреля 1829 г. плашкоуты подготовили к
отплытию. Их сопровождали связанные из лодок па-
ромы, на которых установили легкие пушки и шести-
зарядные ракетные станки. Часть пути удалось пройти
без помех. При подходе к Силистрии встретились ту-
рецкие баркасы, вооруженные пушками малого кали-
бра. Ковалевский обстрелял их ракетами. Турки приш-
ли в ужас и отступили без боя.
Вскоре было принято решение атаковать турецкую
флотилию у правого берега Дуная. Заметив против-
ника, турки открыли по плашкоутам и паромам огонь.
Русские открыли ответный огонь, подкрепив его ракет-
ными залпами. Турецкая флотилия отступила. Ракет-
чики Ковалевского заняли боевые позиции прямо под
Силистрией и по команде открыли огонь вместе с ар-
тиллерией. Было зафиксировано множество пожаров.
Вскоре крепость была взята. В июне 1829 г. ракетная
рота Ковалевского возвратилась на родину.
В ходе русско-турецкой войны 1828-1829 гг. Рос-
сия впервые перешла к массовому применению ракет.
За время боевых действий войска получили около
10 000 фугасных и зажигательных ракет разных кали-
Треножный станок для стрельбы 4-дюймовыми
ракетами с центральным стабилизатором. Имеет
простейшее приспособление для прицеливания
бров весом от 2,5 до 15 кг. Возросло их производство в
Петербургском ракетном заведении. В течение 1828 г.
войска отстреляли по противнику 1190 ракет.
Значительная часть ракет, изготовленных Петер-
бургским ракетным заведением, уходила в Кавказский
отдельный корпус. Поставлялись они и в другие «го-
рячие точки». Таковыми были Крым (Севастополь и
Керчь), Средняя Азия, Прибалтика (Ревель), Румыния
(Бухарест), Финляндия (Гельсингфорс). В1851 г. бое-
вые ракеты поступили на вооружение экспедиционно-
го корпуса в Киргизии. В1853-1855 гг. ракеты исполь-
зовались в боевых действиях в Армении и на Балканах.
В 1845 г. Кавказский отдельный корпус воз-
главил высоко ценивший ракетное оружие генерал
М.С.Воронцов. Израсходовав весь имеющийся запас,
он в декабре затребовал в Тифлис новую партию из
6000 ракет. Из-за отсталой технологии и ручного труда
мощности Петербургского ракетного заведения не по-
зволяли выпускать более 4000 ракет ежегодно. Ждать
полтора года Воронцов не мог. Разрешить ситуацию
попытался Военный министр А.И.Чернышев. Ознако-
мившись с заявкой, он поинтересовался у Воронцова,
так ли действенны ракеты, если он заказывает их в
большом количестве? Воронцов ответил, что малень-
кие пушки стреляют вернее и имеют для обороны
картечь. Но при пушках всегда есть лафеты, колеса и
зарядные ящики. Да и сами стволы даже горных пу-
шек тяжелы, и для вьючных лошадей ноша немалая.
У маленьких ракет ничего этого нет, и каждый всадник
может иметь их при себе. И станки у них маленькие,
да можно и без станков обойтись. Подытожил Ворон-
цов так: «Малые ракеты - не лучшая артиллерия, но
их всегда можно иметь с собой там, где артиллерию
иметь трудно, или опасно, или вовсе невозможно».
Первые опыты применений боевых ракет в 1828—
1829 гг. привели к неутешительным выводам. Собран-
ные в Петербургском ракетном заведении, они ока-
зались опасными в обращении, малоэффективными
в употреблении, требовали существенной доработки.
Войска с недоверием отнеслись к новому оружию. Ко-
мандиры не стремились внедрять ракеты в войска. По-
ложение решено было исправить организацией сборки
ракет в местах боевых действий, что исключало нали-
М.С.Воронцов	К.А.Шильдер
16
Глава 1
Треножный станок для стрельбы 2-дюймовыми ракетами с центральным стабилизатором
Применялся в боевых действиях на Кавказе. Имеет железную трубу, деревянную треногу и квадрант
чие губительных перевозок. Но это
было временное решение. Разру-
шающее воздействие тряски на ра-
кеты прекратилось, но ракеты при-
обрели многочисленные дефекты
вследствие сборки неквалифици-
рованными работниками в непри-
способленных полевых условиях.
В1832 г. прошла реорганизация
ракетного дела в России. Неболь-
шие ракетные производства страны
были объединены в Петербургское
ракетное заведение. На заведение
были возложены задачи «усовер-
шенствования способов приготов-
ления конгревовых ракет и дей-
ствия оными», задачи руководства
лабораторией для приготовления
боевых и зажигательных ракет, ру-
ководства ракетной батареей.
В 1849 г. вышло «Положение о
боевом применении ракетного ору-
жия», в котором определялись бое-
вая служба ракетчиков, виды ракет,
способы их боевого применения.
В «Положении» прозвучал вы-
вод о том, что «при употреблении
ракет против неприятеля должны
преимущественно действовать не-
сколькими ракетами вдруг, беглым
огнем или залпом. Таким образом,
если не меткостью удара отдельной
ракеты, то совокупным действием
большого их числа можно достиг-
нуть желаемой цели».
Этапным в развитии россий-
ского боевого ракетостроения стал
Проект подводной лодки Шильдера с ракетными станками
По замыслу Шильдера, к месту боевых действий подводная лодка должна
была доставляться паромом, вооруженным ракетными станками
17
История развития отечественного ракетостроения
1854 г., когда на ракеты обратил внимание император
Николай I. Вот что писал об этом военный министр
ВАДолгоруков: «Государь, имея ввиду значительные
успехи, сделанные в ракетном делопроизводстве в
Австрии, Англии и даже во Франции, где недавно ис-
пытывали полет ракет на весьма дальнее расстояние,
изволил признать необходимым, дабы и у нас было
обращено неукоснительное внимание на всевозмож-
ное усовершенствование этого снаряда, чтобы не от-
стать от иностранцев».
Боевые ракеты начали получать практически все
военные округа Российской империи. В 1855 г. было
принято решение о регулярных поставках ракет в мор-
ские порты Ревель, Выборг и Кронштадт. В 1856 г.
ракетами были вооружены легкие суда российского
флота.
Интересно заметить, что еще в начале 1830-х гг.
военный инженер генерал-адъютант Карл Алексан-
дрович Шильдер начал заниматься первым в России
проектом подводной лодки, вооруженной ракетами.
По замыслу изобретателя лодка должна была иметь
бронированный корпус и предназначалась для уничто-
жения вражеских кораблей, находящихся в портах или
курсирующих в проливах.
Лодка была построена на Александровском ли-
тейном заводе (ныне - ОАО «Пролетарский завод»),
и в августе 1834 г. продемонстрирована в Петербурге
на Неве. Имея корпус длиной 6 м, шириной 1,5 м и вы-
сотой 1,8 м, она вместе с вооружением весила 16 тонн,
приводилась в движение ручными гребками, могла
погружаться на глубину до 12 м. Команда насчитывала
16 чел. Вооружалась лодка шестью ракетами и одной
миной. Для пуска ракет использовались два трехра-
кетных станка, спроектированные Шильдером вместе
с Ковалевским.
Из 128 ракет, выпущенных с подводной лодки
на испытательных стрельбах 19 июля 1835 г., только
57 достигли цели. В мае 1838 г. вблизи Кронштадта
2-дюймовая гранатная ракета усиленного фугасного действия конструкции
КИ.Константинова с присаженным артиллерийским снарядом (ядром).
Такие ракеты ограниченно применялись под Силистрией в 1854 г.
Шильдер провел новые стрельбы усовершенствован-
ными ракетами из подводной лодки, находящейся в
подводном положении. К сожалению, все результаты
были признаны неудовлетворительными.
Экспериментами по вооружению усовершен-
ствованными ракетами подводных лодок Шильдер
занимался до 1850 г., после чего, убедившись в не-
возможности осуществления своей идеи как преждев-
ременной, прекратил их.
Ракеты в Крымской кампании
В октябре 1853 г. 80-тысячная русская армия под
командованием князя Михаила Дмитриевича Горчако-
ва заняла Молдавию и Валахию и оттеснила турецкие
войска Омер-паши за Дунай. Развивая наступление,
войска Горчакова переправились через Дунай, подош-
ли к Силистрии (город на территории современной
Болгарии) и начали артиллерийский обстрел крепости.
Штурм не удался, войска перешли к осаде.
В1853-1854 гг. из Петербургского ракетного заве-
дения в Дунайскую армию Горчакова было направлено
в общей сложности около 3000 двухдюймовых ракет,
снаряженных гранатами разрывного действия, а также
24 конных станка. И ракеты, и станки были конструк-
ции Константинова. Инженерные работы возглавлял
Шильдер.
Уже после первых стрельб стало ясно, что мощ-
ности 2-дюймовых гранатных ракет для осады кре-
пости недостает, и Горчаков направил в ПРЗ заявку
на 100 четырехдюймовых фугасных ракет. Столкнувшись
с технологическими проблемами, ПРЗ не смогло во-
время выполнить заказ. Шильдер использовал имеющи-
еся ракеты по пехоте и кавалерии противника, выпустив
639 штук. Бои были тяжелыми. Из 40 чел. его ракетной
команды в живых осталось только 19. В1854 г., получив
ранение в бою под Силистрией, Шильдер погиб.
Наблюдая за отчаянными действия-
ми ракетчиков, Горчаков вновь послал
заявку в ПРЗ с просьбой о высылке
2000 ракет усиленного фугасного дей-
ствия. Получив заявку, командир заве-
дения Константинов понял, что выпуск
4-дюймовых ракет, как и разработка
нового усиленного варианта, займет
время, а у действующих войск этого
времени нет. В кратчайшие сроки он
придумал хитроумную конструкцию.
На продолговатую головную часть уже
имеющихся ракет он предложил наса-
живать колодку из березового дерева с
выемкой, в выемку вкладывать мощное
пушечное ядро и все это связывать вме-
сте полосками из листового железа.
18
Глава 1
К сожалению. Горчаков не оценил всех достоинств
ракет. Лишь часть прибывших ракет использовалась
при осаде Силистрии, часть так и осталась невостребо-
ванной на Тираспольских складах. Позже все остатки
Горчаков велел направить в Севастополь. Однако по
непонятным причинам ракеты ушли не в Севастополь,
а в Одессу. Затем их переправили в Николаев, где ими
были вооружены береговые батареи.
Тем временем войска Кавказского корпуса встре-
тились с турками у крепости Баязет. 24 июля 1854 г.,
имея под командованием отряд в 18000 штыков,
князь Бебутов сразился с 60-тысячным корпусом За-
рифа-Мустафы-паши под Кюрюк-Дара (окрестности
современного города Гюмри в Армении). Русские ра-
кетные команды находились в составе 20-го Донского
казачьего полка. Вскоре после начала сражения турки
начали беспорядочно отступать. Донские казаки их
преследовали. Конно-ракетные команды им помога-
ли. Командование выдвинуло вперед конно-ракетные
команды под прикрытием донских сотен. Они открыли
ракетную стрельбу. Турецкая конница пришла в ужас и
обратилась в беспорядочное бегство.
В рапорте о сражении под Кюрюк-Дара отмечалось:
«Действия ракетных команд, находившихся во время
сражения на правом фланге нашей первой линии при
казачьих сотнях, были весьма успешны. Приведя в
страх неприятеля, у которого этого рода снарядов до
сего времени не замечено, ракеты неожиданностью
и новизной своего употребления не только произве-
ли сильное нравственное впечатление на его пехоту и
кавалерию, но, будучи метко направлены, наносили и
действительный вред массам, в особенности во время
преследования».
Начав войну с Турцией, Николай I спланировал
одновременные действия армии на двух фронтах -
Дунайском и Кавказском. Но он не предполагал и не
имел сил для борьбы на три фронта. Недовольные и
раздраженные действиями русского императора и ра-
стущим влиянием России на Балканах, Англия и Фран-
ция присоединились к Турции и объявили войну. Осе-
нью 1854 г. третьим и главным фронтом стал Крым.
Устаревший русский деревянный парусный флот
не мог противостоять английским и французским
стальным пароходам, поэтому корабли Черноморско-
го флота были затоплены у входа в Севастопольскую
бухту, чтобы неприятель не смог сюда войти. Обойдя
Севастополь, 3-тысячный десант английских, фран-
цузских и турецких войск 1 сентября занял Евпаторию,
обеспечив последующую высадку 80-тысячной армии
союзников. 8 сентября, стремясь остановить наступле-
ние, русские войска дали бой на реке Альме.
С самого начала боя стала видна катастрофиче-
ская отсталость русской армии. Вооруженные новей-
шими английскими штуцерами (нарезными ружьями),
имевшими дальность и скорострельность стрельбы
в три-четыре раза большую, союзники буквально коси-
ли огнем противника, не позволяя ему приблизиться на
расстояние стрельбы своих допотопных гладкостволь-
ных ружей и сделать хотя бы один действенный выстрел.
Бедным русским солдатам и офицерам не помогали ни
храбрость, ни героизм. Они гибли сотнями.
Оценив ситуацию, главнокомандующий князь Алек-
сандр Сергеевич Меньшиков решил спасти положение
штыковой атакой и приказал стремительное наступле-
ние, невзирая на губительный огонь. В надежде достать
врага штыком и в штыковой расквитаться, батальоны
ринулись в атаку. Но огонь штуцеров вновь оказался
столь беглым и шквальным, что пришлось с огромны-
ми потерями отойти. Такого темпа стрельбы русские
еще не видали. Штыковая, на которую они так уповали,
и которой так боялись англичане и французы, «за-
хлебнулась». Спасая войска, Меньшиков отступил не к
Севастополю, а к Бахчисараю. Дорога на Севастополь
открылась противнику. Сухопутную оборону Севасто-
поля возглавили адмирал Павел Степанович Нахимов
и вице-адмирал Владимир Алексеевич Корнилов. Ин-
женерными работами руководил генерал-адъютант-
инженер Эдуард Иванович Тотлебен.
Еще в мае 1854 г., за несколько месяцев до высад-
ки союзников в Крыму, хорошо информированный об
ограниченных возможностях имеющейся артиллерии,
Меньшиков затребовал ракеты дальнего действия для
обстрела с берега судов противника. Петербургское ра-
кетное заведение технологию изготовления 4-дюймовых
Сражение при Кюрюк-Дара. Воины конно-ракетной
команды отряда генерала Бебутова приготовились
к производству ракетного выстрела. Ракета и станок
конструкции КИ.Константинова. 1854 г.
19
История развития отечественного ракетостроения
ракет так и не освоило, раке-
ты с дальностью до 3000 м,
как просил Меньшиков, вы-

пускать не могло, хотя такие
ракеты уже серийно выпуска-
лись французской промыш-
2-дюймовая ракета с 2-фунтовой гранатой. Применялась русскими войсками
во время боевых действий на Кавказе и в Севастополе в 1854—1855 гг.
ленностью. Все, что имело отсталое заведение на тот
период времени - 600 малокалиберных 2-дюймовых
ракет с 4-гранными желобами, дальностью стрельбы
не более 1400 м и 8 пусковых станков для них. Партия
предназначалась для Кавказского корпуса, но была в
полном составе направлена в Крым.
1 сентября офицер Петербургского заведения по-
ручик Щербачев с партией ракет и пусковых станков
прибыл в Севастополь. Ракеты были складированы в
артиллерийском арсенале. Эффективность исполь-
зования 2-дюймовых ракет для борьбы с кораблями
противника была близка к нулю. Стремясь хоть как-то
помочь севастопольскому гарнизону, Щербачев обра-
тился к Корнилову с просьбой разрешить применение
ракет. Выслушав доклад, Корнилов пожелал ознако-
миться с их действием. Выехав на окраину города,
Щербачев выпустил 10 ракет по старой барке. К сожа-
лению, ни одна из них не попала в цель. Поморщив-
шись, Корнилов махнул рукой и решительно заявил,
что ни мастерских, ни людей Щербачеву не даст, так
как все люди заняты более важными делами.
Вместо ожидаемого штурма противник предпри-
нял осаду. Щербачев был ранен при одной из бомбар-
дировок Севастополя и попал в госпиталь. Выписав-
шись, обнаружил, что ракетами занимается морской
артиллерист штабс-капитан Пестич. Объяснив Кор-
Пусковой станок треножного типа и 2-дюймовая ракета КИ.Константинова
с центральным стабилизатором, применявшиеся при обороне Севастополя в 1854—1855 гг.
нилову, что стрелять ракетами теперь придется не по
кораблям, а по скоплениям осаждающей пехоты, Пе-
стич быстро, как моряк моряка, уговорил Корнилова,
получил 20 чел. личного состава, 350 ракет, 5 станков
и в районе дислокации Тарутинского полка сформиро-
вал ракетную батарею. Вновь вступив в командование,
Щербачев принял батарею у Пестича и получил приказ
обеспечить ее подвижность с тем, чтобы при штурме
города выдвигаться на наиболее пострадавшие пози-
ции защитников, помогая им ракетным огнем.
Оставшиеся 250 ракет были переданы Алексан-
дровской и Константиновской артиллерийским бата-
реям, расположенным на южном и северном берегах
Севастопольской бухты. В октябре противник предпри-
нял ожесточенную атаку на Константиновскую батарею.
В критический момент защитникам удалось выпустить
10 ракет. Получив неожиданный отпор, союзники
пришли в замешательство. В это время несколько ору-
дий были подготовлены к бою и открыли огонь. К со-
жалению, атака противника удалась, все пушки батареи
были уничтожены, оставшиеся ракеты захвачены.
В начале августа 1855 г. неприятель усилил обстрел
и подошел вплотную к Севастополю. В этих условиях
было принято решение собрать все оставшиеся ракеты
и станки, затащить их на верхние этажи уцелевших зда-
ний и оттуда открыть огонь. Первую стрельбу сделали
из окон трехэтажных Ла-
заревских казарм. Ракеты
падали и разрывались
прямо в первых траншеях,
нанося урон врагу. Через
несколько часов по казар-
ме был открыт шквальный
ответный огонь. По свиде-
тельству Константинова,
«ракеты русские бросили
в весьма малом числе,
они не имели ни дально-
сти, ни правильности по-
лета, ни разрушительного
действия».
Для ведения боевых
действий в Крыму фран-
цузы заказали 24000 ра-
кет. Однако в таком ко-
личестве они доставлены
не были. Всего по Сева-
стополю было выпуще-
но около 3000 ракет и
20
Глава 1
2128000 артиллерийских снарядов, то есть по одной
ракете на каждые 700 снарядов. В основном исполь-
зовались зажигательные ракеты большого калибра
(3,5 и 5 дюймов). Брошенные в Севастополь, ракеты
вызывали пожар, потушить которые русским защитни-
кам не давали интенсивные обстрелы горящих терри-
торий французскими мортирами.
Интересно отметить, что в 1842 г., спустя несколько
лет после смерти Засядко, началось постепенное изъя-
тие из учебных планов Михайловской артиллерийской
академии курсов по изучению ракет. Крымская война
показала ошибочность этих действий, и в 1856 г. в ака-
демии был вновь введен курс боевых ракет.
Петербургское ракетное заведение
и К. И. Константинов
В марте 1850 г. командиром Петербургского ракет-
ного заведения был назначен полковник Константин
Иванович Константинов. Ему предстояло решить про-
блему массового производства качественных ракет
для армии и флота. Практически одновременно он
был назначен начальником Охтинского капсюльного
заведения и надзирателем Пиротехнической школы.
Константинов родился в 1818 г. в Варшаве. В фев-
рале 1834 г. поступил в Михайловское артиллерийское
училище, бывшее в те времена одним из лучших учеб-
ных заведений России. По окончании училища был
произведен в прапорщики с «состоянием при артилле-
рии и при Артиллерийском училище для продолжения
курса высших наук». В мае 1838 г. окончил курс наук
в старшем офицерском классе училища, получил чин
прапорщика и был зачислен в 3-ю легкую батарею гвар-
дейской конной артиллерии. Позже работал преподава-
телем дивизионной фейерверкской школы, помощни-
ком заведующего учебной лабораторной командой.
1 октября 1840 г. Константинов был назначен по-
мощником Роберта Антоновича Винспиера и отправлен
за границу для «собирания полезных сведений до ар-
тиллерии относящихся». Генерал-майор Винспиер был
артиллеристом, за отличие в Бородинском сражении
имел орден Георгия III степени - чрезвычайно редкую
награду для высших офи-
церов. В течение ряда лет
он выполнял ответствен-
ные дипломатические по-
ручения за границей.
Пробыв в командиров-
ке 4 года, Константинов
посетил целый ряд пере-
довых европейских пред-
приятий. Вернувшись, он
получил назначение ко-
мандующего школой ма-
К.И.Константинов
Стрельба боевыми ракетами из окон
Лазаревских казарм при обороне Севастополя. 1855 г.
стеров и подмастерьев порохового, селитренного и
серного дел при Охтинском пороховом заводе (позже
она была преобразована в Пиротехническую школу).
Через год вновь уехал за границу для изучения поро-
хового дела. Возвратившись в Петербург, провел ряд
блестящих фейерверков.
Осматривая ракетное заведение после вступления
в должность, Константинов был удручен полным от-
сутствием средств механизации и обилием ручных
операций. В сильно обветшалых 14 зданиях трудились
60 чел. В соответствии с кооперацией Петербургское
заведение получало пороховую смесь с Охтинского
порохового завода. Охта вырабатывала мощный пу-
шечный порох, и под наблюдением представителя ПРЗ
превращала его в мякоть. Получив пороховую мякоть,
работники заведения добавляли в нее уголь с целью
уменьшения мощности. Уголь с мякотью смешивался
в четырех метальных бочках, которые произвели на
Константинова особо тягостное впечатление. Бочки
находились в неотапливаемом помещении, ибо топить
печи в соседстве с пороховой смесью было крайне
опасно. Вращали бочки 8 рабочих (к этому времени
все европейские производства, использовавшие ранее
в качестве двигателей лошадей, уже перешли на паро-
вые машины). Зимой люди трудились в холоде, от бо-
чек были отделены лишь легкой перегородкой и имели
очень много шансов взорваться от одного неверного
движения. Взрывы, приводившие к человеческим
жертвам, не были редкостью в ПРЗ.
21
История развития отечественного ракетостроения
Порохомешапьная наклонная бочка конструкции Константинова
со счетчиком оборотов. Петербургское ракетное заведение
Константинов распорядился поместить людей вда-
ли от бочек, в теплом помещении, а для их безопас-
ности насыпать земляной вал. Решив проблему охраны
труда, он занялся проблемой качества. Ракеты, выпу-
щенные ПРЗ, уже имели довольно большую дальность
полета, но точность их стрельбы не выдерживала кри-
тики. Улучшить кучность можно было лишь повысив ка-
чество изготовления. Получаемая ручным смешением
пороховая масса была неоднородной. Качественную
смесь можно было приготовить в бочках, снабжен-
ных механическим приводом и счетчиком оборотов.
Для начала Константинов снабдил бочки счетчиками,
помогавшими рабочим крутить их с определенной ско-
ростью. После этого удалось впервые изготовить одно-
родную пороховую массу довольно высокого качества.
Развитие производства тормозило отсутствие
прессов необходимой мощности. По расчетам Кон-
стантинова, для набивки порохового состава в ра-
кетную гильзу требовалось давление около 4 т/см2.
Все европейские производства уже использовали мощ-
ные прессы. Только во Франции для изготовления ракет
было задействовано 26 ед. Три пресса Петербургского
заведения были установлены в 1830-е гг., обеспечива-
ли давление не более 200 кг, то есть в 20 раз менее
требуемого, и считались совершенно устаревшими. Ре-
шая проблему, Константинов заказал новые прессы в
Париже. Изготовление затянулось, и установлены они
были уже в Николаеве.
Непосредственно в заведении велись изготовление
ракетных гильз, сборка ракет и набивка их порохом.
Гильзы делали из листового железа с последующей
клепкой. Заклепки изготавливались вручную. В1858 г.
в Париже была закуплена машина. Если вручную один
рабочий делал 50 заклепок в час, то машина стала де-
лать 50 заклепок в минуту. Ракетные поддоны и хвосто-
вые стабилизаторы завозились с частных предприятий.
Качество поддонов было низким, а стоимость непо-
мерно высокой. Дороговизна кооперации сдержива-
ла развитие производства, но наладить производство
поддонов в заведении при отсутствии па-
рового молота было невозможно.
В1850 г. был утвержден штат «Ракет-
ного заведения», разработанный Кон-
стантиновым. Штат предусматривал ор-
ганизацию технической части заведения,
которая должна была заниматься опыт-
ными работами и изготовлением боевых
ракет, а также создание ракетной батареи,
которая должна была готовить кадры ра-
кетчиков, проводить боевые учения и на-
капливать опыт боевого использования
ракетного оружия. Это была первая по-
пытка создать учебное заведение с зада-
чей подготовки ракетчиков для действую-
щей армии и проверки на практике вновь
разработанных образцов оружия.
Учебная ракетная батарея состояла из 4 огневых
взводов. В каждом взводе имелось по 8 пусковых ра-
кетных станков на треногах. Личный состав батареи -
6 офицеров, 20 унтер-офицеров и 198 рядовых.
В 1859 г. под руководством Константинова была
сформирована полевая ракетная полубатарея при ар-
тиллерии отдельного гвардейского корпуса. Полубата-
рея состояла из двух взводов (по два пусковых станка
в каждом взводе), имела 53 чел. личного состава и
17 лошадей. На вооружении были 2-дюймовые ракеты
с короткими хвостами желобкового типа для настиль-
ной и навесной стрельбы. Максимальная дальность
стрельбы прицельными ракетами составляла 1400 м,
навесными -1000 м. Для стрельбы ракетами исполь-
зовались 4 станка на треногах со сменными трубами.
Боекомплект составлял 4 зарядных ящика по 32 раке-
ты с принадлежностями.
Ручной маломощный пресс Петербургского заведения,
использовавшийся для набивки пороховой смесью ракетных гильз
22
Глава 1

Боевые 2-дюймовые ракеты
КИ.Константинова с центральными
стабилизаторами различных конструкций
Гранатная ракета КИ.Константинова
с центральным стабилизатором
3 Зажигательная ракета КИ.Константинова
с центральным стабилизатором
Треножный станок производства ПРЗ с желобом
для 2-дюймовых ракет с длинными призматическими
хвостами. Применялся конными ракетными командами
во время боевых действий на Кавказе в 1850-е гг.
Повозка для перевозки ракет Петербургского ракетного заведения. 1850-е гг.
Колесный станок и зажигательные ракеты конструкции КИ.Константинова
23
История развития отечественного ракетостроения
Николаевский ракетный завод
«Нас часто спрашивают, - писал Константинов, - в
чем заключается секрет изготовления боевых ракет.
Чаще всего те, которые задают этот вопрос, считают,
что весь секрет заключается в движущем ракетном со-
ставе. В противоположность этому распространенно-
му мнению надобно сказать, что секрет приготовления
боевых ракет заключается прежде всего в обладании
способами фабрикации, производящими идентичные
результаты, и это не только относительно размеров
различных частей ракеты, но и относительно физи-
ческих и химических материалов, из коих сделаны
эти части, и, наконец, в удобстве производить много-
численные испытания при текущей фабрикации, без
потери времени, по мере надобности. Когда сегодня
можно приготовить ракету, в строгости подобную той,
которая была приготовлена вчера, и когда имеется в
твоем распоряжении опытное поле, таким образом
можно достигнуть всех подробностей лучшей установ-
ки конструкции ракет.
В пиротехнии для способов фабрикации, произво-
дящей идентичные результаты, необходимо иметь над-
лежащее машинное производство, по большей части
автоматическое, в котором машины по возможности
заменили бы не только силу и искусство рабочих, но
даже и их внимание, когда от недостатка последнего
может произойти медленность и неуспех в фабрика-
ции. Необходим также и личный состав мастеровых -
искусных и добросовестных: потому что автоматиче-
ские приспособления, как бы они ни были остроумны,
не могут заменить вполне человеческий ум и действуют
только тогда хорошо, когда содержатся в исправности».
Для бесперебойной работы ракетному заведению
требовался обширный полигон, размером не менее
десять на десять верст, на котором можно было бы
проводить испытания каждой партии ракет большую
часть года в удобных условиях. Петербургское ракет-
ное заведение этих условий не имело. В холодные и
снежные северные зимы проводить испытания выпу-
щенных ракет было невозможно. На этот период рабо-
ты прекращались.
Лекция К.И.Константинова
24
Глава 1
Всемерно поддерживающий выпуск ракет, главно-
командующий Кавказским корпусом князь Воронцов
предложил перенести ракетное производство в город
Георгиевск. Георгиевская крепость была основана
в 1786 г. на территории современного Ставропольско-
го края и предназначалась для защиты южных границ
России. По мнению Воронцова, георгиевский вариант
избавлял ракеты от губительных перевозок и макси-
мально приближал их производство к местам посто-
янных боевых действий.
Георгиевск устраивал военных, но не устраивал
промышленников. Мягкий южный климат подходил,
но мешало отсутствие реки как источника дешевой
энергии. Предложение военных об организации не-
скольких точек сборки ракет в полевых условиях также
было отвергнуто. Опыт Тирасполя показал, что веде-
ние сложных и опасных операций ракетной сборки
в неприспособленных условиях невозможно. Местом
дислокации промышленники выбрали окрестности Ки-
ева на левом берегу Днепра. Но вскоре, в силу ряда
причин, от этого варианта отказались и вопрос о пере-
носе ПРЗ остался открытым.
В 1859 г., решив многие вопросы механизации
и безопасности труда, Константинов ушел с должно-
сти командира Петербургского ракетного заведения.
Обследовав различные районы юга страны с целью
определения места дислокации нового завода, он вы-
брал город Николаев, расположенный на юге Украины,
в излучине рек Южный Буг и Ингул. Артиллерийский
комитет Главного артиллерийского управления, кури-
ровавший вопросы ракетного дела, одобрил выбор.
В1861 г. Константинов приехал в Николаев, выбрал
площадку для строительства завода и подготовился
к приемке оборудования, заказанного во Франции.
В ноябре первые французские машины, в числе ко-
торых были мощные 400-тонные прессы, поступили
в Россию. В марте 1862 г. проект Николаевского ракет-
ного завода был завершен, но возникла заминка.
Именно в это время началось интенсивное пере-
вооружение русской армии на новые артиллерийские
орудия с нарезными стволами. Сложнейшая по тем
временам технология была наконец освоена завода-
ми. На фоне возросшей точности и дальности стрель-
бы нарезных пушек показатели ракетных стрельб, и без
того невысокие, совсем поблекли. В ГАУ все громче
звучали голоса противников ракет. «Доколе будем
выбрасывать деньги на ветер? - восклицали офице-
ры ГАУ. - Нарезная артиллерия решит все проблемы.
От ракет надлежит отказаться, и чем скорее, тем лучше».
Как мог отстаивал Константинов и завод, и раке-
ты. К счастью, ему удалось найти сторонников. По-
сле бурных дебатов, в ноябре 1862-го, было принято
окончательное решение о строительстве Николаевско-
го завода. Тут же возник вопрос о том, что делать с
Петербургским заведением. Голоса разделились. Одни
считали, что деятельность заведения с его отработан-
ной технологией производства и опытными кадрами
прекращать не следует. Другие, напротив, придержи-
вались мнения о том, что двух ракетных заводов для
страны многовато.
Мнение последних разделял Константинов. В апре-
ле 1863 г. он завершил проект перевода Петербургско-
го ракетного заведения в Николаев. Летом следующего
года оно было закрыто, начался демонтаж оборудо-
вания и отправка его на Украину. На некоторое время
страна осталась без ракетного производства. Восполь-
зовавшись этим, противники ракет начали кампанию
за расширение выпуска артиллерийских орудий с на-
резными стволами. Некоторые ответственные работ-
ники ГАУ заняли весьма жесткую позицию относитель-
но дальнейшего выпуска ракет. К ним присоединились
командующие военными округами. Узнав о прекра-
щении выпуска ракет, они стремились избавиться от
складских запасов и больше не возобновлять поставки.
Ракеты повсеместно снимались с вооружения.
Николаевский завод удалось отстоять, но строи-
тельство затянулось. Срок сдачи отодвинули на осень
1867 г. Затем его отодвигали еще несколько раз. Пе-
реехав в Николаев, Константинов перевез туда же из
Петербурга основной рабочий состав и непрерывно
руководил строительством завода, ставшего главной
целью его жизни.
В июле 1871 г. завод изготовил первые 90 опытных
ракет. Эту дату решили считать датой пуска предпри-
ятия. Его основатель не дожил до события. Последние
годы жизни он страдал тяжелой болезнью и скончался
в Николаеве-на-Буге 12 января 1871 г. Его тело было
отправлено в село Нивное Черниговской губернии
(ныне Брянская область), где и погребено.
До конца года Николаевский завод изготовил
1500 боевых ракет, которые отправили командующим
военными округами в Омск, Оренбург, Красноводск и
Ташкент. Разрабатывая проект, Константинов рассчитал
завод на ежегодный выпуск до 6 тыс. ракет и указал,
что производство может быть увеличено до 18 тыс. На
практике вышло иначе. От водяного двигателя отказа-
лись. Паровой заказали, но долгое время не могли по-
лучить. Машины крутили вручную. Прессы изготовили
и поставили на завод, но их производительность ока-
залась мала, они имели конструктивные недоработки.
Николаевский завод страдал теми же недостатками,
что и Петербургский. На увеличение производства рас-
считывать не приходилось. Выпуск не превышал 4 тыс.
ракет в год. Хотели как лучше, получилось как всегда.
В 1876 г. установили, наконец, паровой двигатель
и приняли решение о замене прессов с целью увели-
чения выпуска ракет. В это же время на одном из за-
седаний Военный Совет рассмотрел вопрос о боевых
ракетах и констатировал, что потребность армии в
них ограничена. Необходимы они были, в основном,
25
История развития отечественного ракетостроения
азиатским военным округам. Другие округа отказы-
вались. Главному артиллерийскому управлению было
предложено решить вопрос о целесообразности даль-
нейшего финансирования ракетного завода.
Перепрофилировать Николаевский завод, спроек-
тированный и построенный специально для выпуска
ракет, было весьма затруднительно. Предложения про-
дать завод, сдать в аренду или превратить в мастерские
были отвергнуты. Тем временем руководство завода
само нашло выход из создавшегося положения.
Еще в 1873 г. начался выпуск опытных партий спа-
сательных ракет для Морского ведомства, а год спустя
- производство опытных осветительных и сигнальных
ракет для Главного артиллерийского управления. Спа-
сательные ракеты предполагалось использовать для
спасения экипажей кораблей, терпящих бедствие непо-
далеку от берега. Осветительные и сигнальные ракеты
должны были применяться для освещения местности и
подачи сигналов с осаждаемых крепостей или, наобо-
рот, при осаде крепостей противника и других боевых
действиях.
В1876 г. испытания этих ракет успешно завершились
и завод приступил к их сборке. По мере роста производ-
ства спасательных, осветительных и сигнальных ракет
выпуск боевых ракет уменьшался. Интересно отметить,
что осветительные и сигнальные ракеты дошли в неиз-
менном виде до Первой мировой войны, а в несколько
измененном виде-до Великой Отечественной.
Последние боевые применения ракет
в XIX в.
12 апреля 1877 г. Россия объявила очередную
войну Турции. Это произошло после неудачных бое-
вых действий Сербии и Черногории против турецких
войск, в ходе которых Сербия получила сокрушительное
поражение. Отказавшись от предложения России за-
ключить перемирие, Турция разгневала Александра II.
Стремясь повлиять на государя, военный министр ге-
нерал-адъютант Милютин направил ему записку. «Вну-
треннее и экономическое перерождение России нахо-
дится в таком фазисе, что всякая внешняя ему помеха
может повести к весьма положительному расстройству
государственного организма. Ни одно из предпринятых
преобразований еще не закончено. Война в подобных
условиях была бы поистине великим для нас бедстви-
ем. У нас нет ни одного союзника, на помощь которого
мы могли бы безусловно рассчитывать».
Не прислушавшись к здравым словам министра,
император назначил главнокомандующим войсками
великого князя Николая Николаевича Старшего и со-
средоточил в Румынии войско численностью около
220 тыс. В июне войска переправились через Дунай,
заняли Тырново, затем Шипку, Ловчу и Никополь.
Для укрепления своих позиций Осман-паша устре-
мил войска к Плевне. Находясь на перекрестье мно-
жества дорог, этот болгарский город имел стратегиче-
ское значение. В начале войны он был занят отрядом
казаков, которые, узнав про наступление 50-тысячной
турецкой армии, покинули Плевну. Осман-паша занял
город-крепость.
Первую атаку на Плевну, явно недооценив про-
тивника, совершил небольшой отряд русских солдат
Понеся потери, отряд отошел и запросил помощи.
Вторую атаку предпринял более сильный отряд гене-
рала Криднера, но и его штурм не удался. Для третьей
атаки, порученной генералу Скобелеву, было выделено
три корпуса. Но сил этой довольно мощной армии не
хватило. Заняв часть турецких укреплений, Скобелев
понес потери и отступил. Сменив тактику, он окружил
Плевну и перешел к блокаде.
К концу ноября в осажденной крепости закончил-
ся провиант, и Осман-паша сделал отчаянную попытку
Пуск ракеты. 1870-е гг.
26
Глава 1
прорвать осаду. Попытка провалилась. Осман был ра-
нен и вместе с армией сдался в плен. Воодушевленные
победой, русские войска начали решительное насту-
пление на Балканы. Вскоре были взяты София, Казан-
лык, а в январе 1878 г. - Адрианополь. Путь на Стам-
бул открылся, но из-за угрозы войны с Англией армия
в город не вошла. Турецкий султан запросил мира.
За все время боевых действий Николаевский завод
выпустил и поставил войскам всего лишь 386 боевых
ракет. Большая часть из них использовалась в боях
под Плевной. Здесь в 1877 г. были впервые приме-
нены новые мощные 3-дюймовые фугасные ракеты
конструкции В.В.Нечаева. Их головная часть впервые в
российской истории была начинена не порохом, а бо-
лее сильным взрывчатым веществом - пироксилином.
В зависимости от веса головной части, ракеты Нечаева
имели дальность стрельбы от 850 до 1500 м. Успешно
применялись они ракетными командами также в боях
под Рущуком и Сулином.
Однако роль ракет снижалась. Никакого влияния на
ход боевых действий они уже не оказывали и оказать
не могли. Усвоив печальные итоги Крымской войны,
армия и флот переходили на нарезное оружие и без-
дымный порох. В 1899 г. в Туркестане произошло по-
следнее боевое применение русских ракет в XIX в.
Снятие ракет с вооружения
и закрытие Николаевского завода
Успехи в металлургии и химии привели к появле-
нию нарезного оружия и бездымного пироксилиново-
го пороха, что позволило значительно увеличить даль-
ность и кучность стрельбы ружейными патронами и
артиллерийскими снарядами и избавиться от главных
недостатков гладкоствольного оружия с боеприпасами
на дымном порохе. Нарезные стволы и бездымный
порох произвели революцию в военном деле и приве-
ли, в свою очередь, к появлению совершенно нового
вооружения - скорострельных орудий и пулеметов,
изменивших облик армий стран мира, оказавших су-
щественное влияние на тактику и стратегию войн.
Эффективность ракетного оружия оставалась
на прежнем уровне. Ракеты все еще имели большое
рассеивание при стрельбе и недостаточную дальность
полета. Ненадежная конструкция делала их опасными в
применении. В 1860-е гг. средняя дальность прицель-
ной стрельбы боевых ракет не превышала 500-600 м.
Максимальная дальность могла быть и выше, но точ-
ность при этом значительно снижалась. Наблюдая за
тем, как медленно совершенствуется конструкция ра-
кет, артиллеристы относились к ним скептически.
Основные партии ракет поступали на Кавказ,
в Среднюю Азию и Сибирь. Принимая их, команду-
ющие военными округами постоянно жаловались
на низкое качество и стали ратовать за прекраще-
ние производства. В период интенсивного перехода
на нарезную артиллерию их голоса зазвучали громче
и решительнее. Приведем отрывки из боевых донесе-
ний начальников Омского, Туркестанского, Иркутского,
Кавказского и Приамурского военных округов в 1885 г.
в Главный штаб.
Начальник Омского округа считал, что боевые ра-
кеты непригодны даже в азиатских войнах «по малой
их меткости, малому поражению и крайне неоднооб-
разному полету, причиняющему иногда вред своим
войскам, а также по затруднительности сохранения их
в должной исправности во время перевозки, так как от
сотрясения и сильной жары состав их портится, при-
чем, нередко бывают случаи разрыва ракет на станке и
вблизи его, не без вреда для прислуги. При подобных
случаях является недоверие к оружию».
Начальник Туркестанского округа считал производ-
ство боевых ракет «напрасным расходом для казны,
так как вследствие разнообразия полета ракет, редко
случающегося разрыва их гранат и малой их дально-
сти, они не могут соперничать с ружейным огнем. При
употреблении ракет против кавалерии они своим по-
летом пугают лошадей и расстраивают строй, но при
войне с среднеазиатскими народами и такой поль-
зы ракеты не принесут, так как азиатская кавалерия
не имеет строя, а решается на атаки громадной мас-
сой, и спущенные против нее несколько ракет могут
произвести какое-нибудь впечатление только на не-
значительную ее часть. Между тем, доставка ракет
в Туркестанский округ обходится дорого». Исходя из
вышеизложенного, командующий округом предлагал
имеющиеся на складах ракеты уничтожить, а станки и
прочую принадлежность обратить в лом и продать.
Командующий войсками Иркутского округа рато-
вал за «прекращение фабрикации боевых ракет по ма-
лой их действенности в бою. Состоящие же в складах
округа боевые ракеты полезно оставить на хранении на
случай ведения войны с монголами и китайцами, пред-
ставляющими неорганизованную конницу, так как при
отсутствии артиллерии боевые ракеты могут принести
пользу в такой войне, затрудняя неприятеля в управле-
нии лошадьми».
Командующий войсками Кавказского округа также
ратовал за прекращение изготовления ракет и счи-
тал уместным уже существующие ракеты передать в
распоряжение начальников Закаспийской области и
Туркестанского края, «где единственно только могут
встретиться случаи их применения, так как главное на-
значение ракет должно заключаться не столько в по-
ражении, сколько в производстве морального впечат-
ления на полудикие и недисциплинированные полчища
туземной кавалерии. Что же касается до употребления
боевых ракет в случае столкновения нашего с Турци-
ей или Персией, то от действия ракет нельзя ожидать
27
История развития отечественного ракетостроения
3-дюймовая светящаяся (осветительная) ракета
Николаевского ракетного завода со снятым стабилизатором
Станок треножного типа для пуска светящихся (осветительных)
ракет Николаевского ракетного завода. Коней XIX в.
никакой пользы, так как в настоящее время не только
регулярные войска этих государств, но и большая часть
их иррегулярной кавалерии вооружены заряжающими-
ся с казны ружьями, обладающими большой дально-
стью и меткостью, каковых качеств ракеты не имеют».
Командующий войсками Приамурского военного
округа отмечал, что «боевые ракеты ныне совершен-
но утратили свое значение в войнах с государствами,
имеющими правильно организованные и хорошо воо-
руженные войска. Но в Приамурском округе они могут
быть употреблены с пользой, так как в случае войны
придется иметь дело по преимуществу со скопищами,
на которых боевые ракеты производят панику».
Все начальники округов были единодушны во мне-
нии, что даже наиболее распространенные в армии
2-дюймовые ракеты не могут принести пользы, а по-
тому производство их и других боевых ракет должно
быть прекращено. Расходились они лишь в одном:
хранить на складах уже изготовленные ракеты или
избавиться от них. При этом все признавали невоз-
можность использования ракет в войне с регулярной
и организованной армией противника, отмечая, что
недисциплинированные полчища пехоты и кавалерии,
против которых только и могли успешно применяться
ракеты, уходят в прошлое.
16 января 1886 г. Артиллерийский комитет Глав-
ного артиллерийского управления принял решение
о прекращении изготовления боевых ракет на Никола-
евском ракетном заводе. Всего с 1826 по 1885 г. их было
изготовлено в России около 120 тыс. Скопившиеся на
Николаевском заводе 5650 боевых ракет решили от-
править в распоряжение командующего войсками
Приамурского военного округа. Кроме того, некоторая
часть ракет осталась на хранении на складах Кавказ-
ского и Туркестанского военных округов. В 1897—
1899 гг. последние ракетные батареи в русской армии
были расформированы, ракеты сняты с вооружения.
Примерно в это же время от ракет отказались евро-
пейские страны. В1867 г. они были сняты с вооружения
австрийской армии, в 1872-м - прусской, в 1885-м -
английской. Англичане имели ракеты дольше всех, так
как использовали их в колониальных войнах в трудно-
доступной местности, где применение артиллерии было
невозможно. Сняли ракеты с вооружения Франция, Гол-
ландия, Швейцария, Греция, Испания, Австрия, Италия.
С 1871 по 1886 г. боевые ракеты выпускались в
основном Николаевским ракетным заводом. С 1887
по 1910 г. на заводе изготовлялись осветительные, а
также небольшие партии сигнальных, спасательных и
фейерверочных ракет. В 1905 г., в связи с острой не-
хваткой казенных средств на производство вооруже-
ния, Военное министерство подняло вопрос о закры-
тии Николаевского завода и переносе производства на
Шостенский пороховой завод.
Считалось, что перенос производства позволит
переориентировать Николаевский завод на решение
более важных задач. В Шостке же решено было орга-
низовать лишь мастерские для окончательной сборки и
снаряжения ракет, что не требовало больших казенных
затрат. Выпуском гильз должны были заняться част-
ные заводы.
Проблема решалась медленно. В ноябре 1909 г.
решением Военного Совета Николаевский завод был
закрыт, производство перенесено на Шостенский по-
роховой завод. В 1911 г., после подготовки цехов,
в Шостке начался выпуск осветительных, сигнальных
и спасательных ракет для армии и флота, продолжав-
шийся до 1917 г.
Возрождение ракет в начале XX в.
М.М.Поморцев, H.В.Герасимов,
И.В.Воловский
К началу XX в. на во-
оружении русской армии
остались осветительные,
сигнальные и спасательные
ракеты. Самой массовой
была 3-дюймовая освети-
тельная ракета полковника
Завадовского. Она приме-
нялась в русско-японской
войне 1904-1905 гг., в
Первой мировой и Граж-
М.М.Поморцев
28
Глава 1
данской войнах в 1914-1920 гг. Сигнальные ракеты
выпускались малыми сериями и в 1908 г. были сняты с
вооружения русской артиллерии. Спасательные ракеты
большого распространения не имели.
XX век принес новые идеи. В 1906-1908 гг. не-
мецкий инженер Мауль изобрел фотографическую
ракету и предложил использовать ее в военных целях.
Оснащенная фотоаппаратом, ракета поднималась на
несколько сотен метров, откуда автоматически вела
съемку местности. Несколько позже в Австрии была
изобретена почтовая ракета, с помощью которой осу-
ществлялась доставка корреспонденции в труднодо-
ступную горную местность страны.
Усовершенствованием осветительных и сигналь-
ных ракет в России занялся генерал-майор Михаил
Михайлович Поморцев (1851-1916 гг.). Он родился в
Старорусском уезде Новгородской губернии. Обучал-
ся в Михайловском артиллерийском училище и Ми-
хайловской академии. Служил в артиллерийской бри-
гаде, работал в Николаевской главной обсерватории.
С1885 г. преподавал в Михайловском артиллерийском
училище. В1902 г. приступил к работам по совершен-
ствованию конструкции ракет в Петербургской пиро-
технической лаборатории.
Добиваясь устойчивости полета и увеличения
дальности стрельбы, Поморцев занимался проекта-
ми различных типов стабилизаторов и станков для
сигнальных ракет. Первыми в этой серии стали ра-
кеты со стабилизаторами в форме труб. Ракеты с
трубчатыми стабилизаторами летали устойчиво, но
дальность их полета значительно снизилась. Решая
проблему, Поморцев сконструировал стабилизато-
ры кольцевого типа. Кольца имели разные формы
и размеры, изготавливались из алюминия и крепи-
лись к нижнему концу ракетной гильзы. Продолжая
эксперименты, Поморцев сконструировал для ракет
крестообразные и звездовидные стабилизаторы из
стальной ленты.
В 1907 г. Поморцев вышел в отставку. Испытания
продолжались без его участия и закончились неудач-
но. В 1908 г. Артком обобщил данные об испытаниях,
отметил заслуги изобретателя в усовершенствовании
стабилизатора, но, признав недостаточной точность
стрельбы и ненадежность конструкции, прекратил фи-
нансирование работ. В1916 г. Поморцев скончался.
Изобретателем первой ракеты с гироскопом счи-
тается Николай Васильевич Герасимов. Он родился
19 июля 1868 г. в Симбирске. После окончания Ми-
хайловского артиллерийского училища служил в 34-й
артбригаде в Севастополе. В1895 г., после окончания
Николаевской инженерной академии, переехал в Мо-
скву, где проводил гидрологические изыскания на во-
дных путях сообщения. Позже работал в Министерстве
финансов, но как военный инженер занимался созда-
нием военной техники.
Опытная ракета с крестообразным стабилизатором
конструкции Поморцева. 1907—1912 гг.
Гироскопическая ракета конструкции Н.В.Герасимова. 1909 г.
Изучая способы борьбы с воздушными целями
противника, Герасимов пришел к выводу, что попасть
в аэроплан или дирижабль очень трудно и предложил
поражать не сам аппарат, а воздушное пространство
вокруг него. Делать это следовало фугасными заря-
дами, которые могли поражать летательные аппараты
избыточным давлением взрыва. Для доставки фугасов
Герасимов предложил использовать ракету, изобрете-
нием которой и занялся.
Стремясь повысить точность стрельбы, Гераси-
мов сконструировал специальное стабилизирующее
устройство, которое назвал жироскопом (сегодня
аналогичные приборы называются гироскопами).
Жироскоп представлял конструкцию из двух турбин,
вращавшихся с большой скоростью при помощи га-
зов, частично отводимых от работающего реактивного
двигателя. После окончания работы двигателя турбины
вращались с помощью воздуха, поступающего через
отверстие в головной части летящей ракеты.
Все эксперименты, проведенные Герасимовым
с гиростабилизированными ракетами, окончились
неудачно - ракеты взрывались на станке, падали,
в лучшем случае показывали максимальную дальность
полета от 150 до 500 м вместо заявленных изобретате-
лем 10 км. Главной причиной была неотработанность
состава дымного пороха. Исправить положение Гера-
симов не мог, так как опыта подобной работы не имел.
Комиссия Главного артиллерийского управления
отметила, что ракеты Герасимова не могут конкуриро-
вать по меткости и дальности стрельбы с уже состо-
ящими на вооружении артиллерийскими снарядами.
29
История развития отечественного ракетостроения
Опыты с 3-дюймовыми сигнальными ракетами, осна-
щенными простейшим гироскопом, он продолжал до
лета 1912 г. Все они были безуспешными, но патент на
устройство пороховой ракеты с гироскопической ста-
билизацией ему все же был выдан.
В апреле 1912 г. бывший вице-директор Путилов-
ского завода отставной поручик Иван Васильевич Во-
ловский разработал проекты вращающихся в полете
ракет и пусковых установок для поражения воздушных
Проект многозарядной ракетной пусковой установки
Воповского для стрельбы с автомобиля. Вид спереди. 1912 г.

Проект многозарядной ракетной пусковой установки
Воловского для стрельбы с самолета. Вид спереди. 1912 г.
Проект ракеты конструкции Воловского. 1912 г.
и наземных целей, проекты вооружения аэропланов и
представил их в Военное министерство.
Рассмотрев проект, Артиллерийский комитет ГАУ
дал отрицательную оценку, указав на недостаточную
дальность полета и неприемлемую точность стрельбы.
Начальник ГАУ Д.Д.Кузьмин-Караваев не согласился с
этим выводом. Отметив, что идея применения ракет
для борьбы с воздушными целями отличается новиз-
ной и представляет интерес, он дал указание провести
опыты с ракетами Воловского.
Повысить дальность и точность стрельбы Воловский
предложил с помощью полой металлической трубы, ис-
пользуемой вместо ракетного хвоста. Наклонные пло-
скости, помещенные внутри трубы, придавали ракете
вращение в полете. Усовершенствовав конструкцию,
Воловский в ноябре 1912 г. вновь вынес проект на рас-
смотрение Арткома. Артком вновь высказал те же заме-
чания и добавил, что проблема стрельбы по воздушным
целям может быть успешнее решена с помощью артил-
лерийских орудий, проектируемых в настоящее время.
Пусковые установки ракет (по терминологии ав-
тора - ракетные батареи) Воловский предложил
размещать на автомобилях и аэропланах. Наземная
многозарядная пусковая установка должна была иметь
50 направляющих труб (10 рядов по 5 труб), а самолет-
ная - 20 таких же направляющих. В каждой трубе нахо-
дилось по одной ракете. Их пуск должен был происхо-
дить после замыкания размещенных в выбрасывателях
контактов, соединенных проводами с источником тока.
Теоретики
основ ракетного движения
Несмотря на интересные идеи и конструкции, раке-
ты М.М.Поморцева, Н.В.Герасимова и И.В.Воловского
не были отработаны и на вооружение не принимались.
К началу Первой мировой войны создать боевые раке-
ты, характеристики которых были бы сопоставимы с
характеристиками нарезной артиллерией, не удалось.
После окончания войны интерес к боевым ракетам
снизился. В большинстве стран работа над ними пре-
кратилась. Но в это же время получили развитие воз-
никшие во второй половине XIX в. идеи использования
ракет в мирных целях, в первую очередь и главным
образом для полетов в межпланетном пространстве.
Развитие этих идей тормозило отсутствие теоре-
тических основ. Осознав наличие проблемы, к те-
оретическим исследованиям ракетного движения в
конце XIX - начале XX вв. приступили русские мыс-
лители и ученые Н.И.Кибальчич, С.С.Неждановский,
И.В.Мещерский, Ю.В.Кондратюк и другие. Каждый из
них внес весомый вклад в решение конкретных про-
блем. Основоположником цельной теории ракетного
движения стал К.З.Циолковский.
30
Глава 1
НИКибальчич
Николай Иванович Кибальчич родился 31 октя-
бря 1853 г. в городке Короп Черниговской губернии
в семье сельского священника. В 1871 г. поступил в
Петербургский институт инженеров путей сообще-
ния, откуда перевелся в Медико-хирургическую ака-
демию. Изучил немецкий, французский, английский
языки. В академии попал под влияние идеологии
народничества, увлекся чтением литературы, запре-
щенной цензурой.
В октябре 1875 г. в ходе полицейского обыска на
квартире Кибальчича были обнаружены и изъяты два
тюка нелегальной литературы. Подвергшись аресту,
он около трех лет провел в заключении. В эти годы,
под влиянием несправедливого ареста за чтение книг
«кем-то, когда-то и почему-то запрещенных», оконча-
тельно сформировалось мировоззрение Кибальчича.
Возненавидев царский режим, он уверовал в необхо-
димость революционных преобразований в стране.
Преобразования с помощью мирных действий в Рос-
сии, по его мнению, были невозможны. Производить
их в России можно было лишь единственным спосо-
бом - с помощью террора.
Освободившись из заключения, он дважды подавал
прошение о продолжении службы в Медико-хирурги-
ческой академии, но получил отказ. Это еще более
ожесточило его и побудило примкнуть к народоволь-
цам. Активизируя свою деятельность, народовольцы
вынашивали планы убийства Александра II. Придя к
выводу, что без высокоэффективной взрывчатки не
обойтись, Кибальчич решил усовершенствовать свои
знания в этой области. В дневнике тех лет он писал:
«Я перечел все, что мог достать на русском, француз-
ском, немецком и английском языках, касающееся ли-
тературы взрывчатых веществ».
Предсмертная записка Н.И.Кибальчича и схема его ракетного
аппарата, сделанные в Петропавловской крепости
1 марта 1881 г. бом-
бой большой мощности,
изготовленной Кибальчи-
чем, был убит Александр II.
Участников покушения наш-
ли и арестовали. Шестерых
из них, в числе которых ока-
зался и Кибальчич, суд при-
говорил к смертной казни.
Привыкший жить в ус-
ловиях постоянного риска
и опасности, Кибальчич
Н.И.Кибальчич
спокойно воспринял арест. Находясь в заключении
в Петропавловской крепости, он продолжил анализи-
ровать возможности применения взрывчатых веществ,
но не в целях разрушения (эту задачу он считал вы-
полненной), а в мирных целях. В первую очередь его
интересовала проблема воздухоплавания. Изучив из-
вестные попытки решить проблему воздухоплавания с
помощью паровых и электрических двигателей, он при-
шел к выводу о том, что все они обречены на провал из-
за недостаточной энергетики двигательных установок.
Решить проблему могли взрывчатые вещества с их
огромной энергетикой. Реактивная сила газов медлен-
но горящих взрывчатых веществ наиболее всего подхо-
дила для использования в двигательных установках ле-
тательных аппаратов. Более того, эти аппараты могли
бы летать и в безвоздушном пространстве. Находясь
в Петропавловской крепости, он был всецело погло-
щен этой идеей.
Своей работе автор дал название «Проект возду-
хоплавательного прибора бывшего студента Института
инженеров путей сообщения Николая Ивановича Ки-
бальчича, члена русской социально-революционной
партии». Вот так он описывал свой прибор.
«В цилиндре А, имеющем в нижнем дне отверстие
С, устанавливается по оси пороховая свечка К (так буду
я называть цилиндрики из прессованного пороха). Ци-
линдр А посредством стоек NN прикреплен к нижней
оси платформы Р, на которой должен стоять воздухо-
плаватель. Для зажигания пороховой свечки, а также
для устанавливания новой свечки на место сгоревшей
должны быть придуманы особые автоматические ме-
ханизмы...
Представим теперь, что свеча К зажжена. Через
очень короткий промежуток времени цилиндр А на-
полняется горячими газами, часть которых давит на
верхнее дно цилиндра, и если это давление превос-
ходит вес цилиндра, платформы и воздухоплавателя,
то прибор должен подняться вверх».
Проект был завершен Кибальчичем за одиннадцать
дней до казни. Принято считать его первым проектом
ракетного летательного аппарата. Кибальчич описал
устройство порохового ракетного двигателя, программ-
ный режим горения пороха с автоматической регули-
31
История развития отечественного ракетостроения
ровкой процесса газообразования, многокамерные
двигатели и вопросы бронирования корпусов с целью
исключения их прогара под воздействием высоких
температур. Для управления летательным аппаратом
он предложил применять поворачиваемые вокруг оси
твердотопливные многокамерные ракетные двигатели.
Созданный в тюремной камере, на скорую руку,
проект содержал массу недостатков, его теоретиче-
ская проработка была слабой. Но если раньше идеи
реактивного принципа полета высказывались в Рос-
сии лишь применительно к аэростатам, то Кибальчич
впервые предложил эту идею применительно к ракете,
пилотируемой человеком, и вплотную подошел к идее
полета ракеты в космос.
Попросив начальство Петропавловской крепости
передать свой проект на рассмотрение специалистам,
он получил согласие, с нетерпением ждал ответа и пи-
сал в дневнике: «Находясь в заключении, за несколько
дней до своей смерти, я пишу этот проект. Я верю в осу-
ществимость моей идеи, и эта вера поддерживает меня
в моем ужасном положении. Если же моя идея, по-
сле тщательного обсуждения учеными-специалистами,
будет признана исполнимой, то я буду счастлив тем,
что окажу громадную услугу родине и человечеству. Я
спокойно тогда встречу смерть, зная, что моя идея не
погибнет вместе со мною, а будет существовать среди
человечества, для которого я готов был пожертвовать
своей жизнью».
Ответа не было. Кибальчич нервничал. За два дня
до казни он передал послание министру внутренних
дел, попросив предоставить свидание с одним из чле-
нов Технического комитета. Ответа не последовало.
Проект Кибальчича остался в департаменте полиции и
никем не рассматривался. Твердой рукой безымянно-
го чиновника на проекте было начертано: «Давать это
на рассмотрение ученых теперь едва ли будет своев-
ременно и сможет вызвать только неуместные толки».
1 апреля 1881 г. Кибальчич был повешен на Семе-
новском плацу в Санкт-Петербурге. Его архив, хранив-
шийся в департаменте полиции, был обнаружен в авгу-
сте 1917 г. и опубликован в 1918 г. в журнале «Былое».
О.ОЛёждЗНОВОКИй,
к^вяонш^апок
В 1882-1884 гг. русский ученый и изобретатель
С.С.Неждановский разработал принципиальную схему
ракетного двигателя на жидком топливе с использо-
ванием жидкого углеводорода и азотной кислоты.
Им же была впервые выдвинута идея размещения ре-
активных двигателей на концах лопастей геликоптера.
К сожалению, результаты исследования Нежданов-
ского нигде не публиковались. Его черновые записки
были обнаружены лишь в 1950-е гг.
Проблемами механики тела переменной массы за-
нимался Иван Всеволодович Мещерский. С 1902 г. и
до конца жизни он руководил кафедрой теоретической
механики в Петербургском политехническом институ-
те и написал ряд важных работ по этой теме. В статье
«Динамика точки переменной массы», опубликован-
ной в 1897 г., он впервые вывел основное уравнение
поступательного движения точки переменной массы.
В1904 г. в другой своей работе исследовал движение
точки переменной массы в случае одновременного
присоединения и отделения частиц, чем положил на-
чало теоретическому изучению движения летательных
аппаратов с воздушно-реактивными двигателями.
Решением теоретических проблем ракетной техни-
ки и космонавтики активно занимался механик и изо-
бретатель Юрий Васильевич Кондратюк (его настоящие
имя, отчество и фамилия - Александр Игнатьевич
Шаргей). Он родился 21 июня 1897 г. в Полтаве. Учился
в Петроградском политехническом институте. Окончил
школу прапорщиков. Участвовал в Первой мировой
войне.
В1914 г. Кондратюк заинтересовался проблемами
межпланетных сообщений и в 1919 г. написал книгу
«Тем, кто будет читать, чтобы строить». В этом труде,
впервые опубликованном лишь в 1964 г., независимо
от К.З.Циолковского он вывел основное уравнение
движения ракеты, дал схемы и описание четырех
ступенчатой ракеты на кислородно-водородном то
пливе, камеры сгорания
двигателя с форсунками
окислителя и горючего,
параболоидального сопла,
турбонасосного агрегата
для подачи топлива, регу-
ляторов, системы управле-
ния ракетой от гироскопов
и с применением плаваю-
щих гироскопов для ори-
ентации. Им была выска-
зана идея использования
сопротивления атмосферы
для торможения ракеты
при возвращении на Зем-
лю. Для экономии энергии
при полетах к небесным
телам он предложил выво-
дить космические корабли
на орбиту искусственного
спутника Земли, а для по-
летов человека в космосе
и возвращения на Землю
использовать небольшой
взлетно-посадочный ап-
парат, отделяемый от ос-
новного корабля. Им же
И.В.Мещерский
Ю.В.Кондратюк.
Фото Государственного
музея истории космонавтики
имени К.Э.Циолковского
32
Глава 1
была предложена идея космического скафандра. Эти
и другие идеи были описаны им в книге «Завоевание
межпланетных пространств», изданной в 1929 г. в Но-
восибирске.
Участник Великой Отечественной войны, Кондра-
тюк погиб в бою в феврале 1942 г. Точная дата смерти
и место захоронения неизвестны.
КЗЦиолковокий
Основоположником теории реактивного движения
и космонавтики считается выдающийся русский уче-
ный Константин Эдуардович Циолковский. Он родился
17 сентября 1857 г. в селе Ижевском Рязанской губер-
нии в семье лесничего На десятом году жизни, в нача-
ле зимы, катаясь на санках, Константин простудился и
заболел скарлатиной. Тяжелая болезнь дала осложне-
ние и мальчик почти полностью потерял слух. Глухота
не позволила продолжать учебу в школе и с 14 лет он
начал заниматься самостоятельно, пользуясь неболь-
шой библиотекой своего отца, в которой были книги по
естественным наукам и по математике.
В1873 г., когда сыну исполнилось 16 лет, отец от-
правил его из Вятки, где проживала тогда семья, в Мо-
скву для продолжения самообразования и знакомства
с промышленностью. Москва наполнила жизнь юноши
обилием потенциальных возможностей и реальной
дороговизной цен. «Я помню отлично, - вспоминал
позже Циолковский, - что кроме воды и черного хлеба
у меня тогда ничего не было. Каждые три дня я хо-
дил в булочную и покупал там на 9 копеек хлеба. Та-
ким образом я проживал 90 копеек в месяц. Все же
я был счастлив своими идеями, и черный хлеб меня
нисколько не огорчал».
Как ни странно, но именно в эти тяжелые годы
у него родилась мысль о завоевании человеком ми-
рового пространства. Первая же идея на эту тему по-
казалась значительной: он сделал вывод о том, что в
космическое пространство можно подняться, исполь-
зуя центробежную силу. Механизм придуманного Ци-
олковским прибора состоял из камеры, в которой по
окружностям двигались шары, установленные на ма-
ятниках. По мысли изобретателя, центробежная сила
раскрученных массивных шаров должна была поднять
вверх установленные на них кабины и забросить их на
огромное расстояние в межпланетное пространство.
«Я был так взволнован, даже потрясен, что не спал
всю ночь - бродил по Москве, и все думал о великих
следствиях моего открытия. Но уже к утру я убедился
в ложности моего изобретения».
Работая в библиотеке, Циолковский проштуди-
ровал все известные в XIX в. учебники по механике,
физике, химии и математике. Учился совершенно са-
мостоятельно. Учителей не имел, да и не мог иметь в
силу скудных средств. «Благодаря, главным образом,
кислотам, я тогда ходил в
штанах с желтыми пятна-
ми и дырами. Мальчики на
улице замечали мне, что
это мыши, что ли, изъели
ваши брюки? Затем носил
длинные волосы просто
оттого, что некогда было
их стричь».
Прожив в Москве три
года, Циолковский вер-
нулся домой и стал давать
частные уроки по мате-
матике и физике плохо
успевающим гимназистам.
Осенью 1878 г. вместе с
К.Э.Циолковский.
Фото Государственного
музея истории космонавтики
имени К.Э.Циолковского
семьей переехал в Рязань, где сдал экстерном экзамен
на звание учителя народного училища. Позже получил
должность учителя арифметики и геометрии в Боров-
ском уездном училище Калужской губернии.
В1883 г. Циолковский написал статью «Свободное
пространство», в которой описал ряд задач классиче-
ской механики в пространстве без действия сил тяже-
сти и сопротивления. В это время он пришел к выводу
о том, что для перемещения в свободном пространстве
наиболее естественным является способ отбрасыва-
ния кусков материи, то есть реактивный способ со-
общения движения. Вот его запись от 28 марта 1883 г.:
«Положим, что дана бочка, наполненная сильно сжа-
тым газом. Если отвернуть один из ее тончайших кра-
нов, то газ непрерывной струей устремится из бочки,
причем упругость газа, отталкивающая его частицы в
пространство, будет также непрерывно отталкивать и
бочку. Результатом этого будет непрерывное измене-
ние движения бочки».
В 1887 г. Циолковский приехал в Москву и вы-
ступил в Обществе естествоиспытателей с научным
докладом о возможности создания большого цель-
нометаллического дирижабля. Обратившись за под-
держкой к Д.И.Менделееву, получил рекомендацию
в адрес VII Воздухоплавательного отдела Русского
технического общества. Изучив работу, специалисты
Воздухоплавательного отдела вынесли отрицательное
заключение, в основе которого, к сожалению, оказа-
лась грубая ошибка. Циолковский указал на ошибку, но
к его мнению не прислушались. Только в 1895 г., когда
проект управляемого аэростата Цеппелина был под-
держан руководством Германии и об этом факте стало
известно в России, многие русские инженеры обрати-
ли взоры к трудам Циолковского.
В1892 г. Циолковский переехал из Боровска в Ка-
лугу, где одну из комнат своей квартиры превратил
в лабораторию для аэродинамических исследований
и экспериментов. С этих пор научные изыскания, ис-
следования и эксперименты наполняли всю его жизнь.
33
История развития отечественного ракетостроения
Сделав вывод о том, что единственным техническим
средством для вылета в надатмосферное простран-
ство является ракета, Циолковский приступил к ра-
ботам над теорией реактивного движения. «Долго на
ракету я смотрел как все: с точки зрения увеселений
и маленьких применений. Не помню хорошо, как мне
пришло в голову сделать вычисления, относящиеся к
ракете. Мне кажется, первые семена мысли заронены
были известным фантазером Жюль Верном: он про-
будил работу моего мозга в известном направлении.
Явились желания; за желаниями возникла деятель-
ность ума... Старый листок с окончательными форму-
лами, относящимися к реактивному прибору, случайно
сохранившийся, помечен датой 25 августа 1898 года».
В 1903 г. Циолковский опубликовал статью «Ис-
следования мировых пространств реактивными при-
борами», где впервые описал теорию полета ракеты
и обосновал возможность применения реактивных
аппаратов для межпланетных сообщений. Основным
выводом статьи Циолковского стал вывод о том, что
ракета представляет собой тело переменной массы,
изучение движения которого - весьма трудная задача.
Решить эту задачу, сделать подвластной человеческому
разуму новую большую группу явлений, объяснить то,
что многие видели, но не понимали, - эти цели он и
поставил перед собой. Что же представлял ракетный
снаряд Циолковского образца 1903 г.?
«Металлическая продолговатая камера, снабжен-
ная светом, кислородом, поглотителями углекислоты
и других животных выделений, предназначена не толь-
ко для хранения различных физических приборов, но
и для управляющего камерой разумного существа.
Камера имеет большой запас веществ, которые при
своем смешении тотчас же образуют взрывчатую мас-
су. Вещества эти, правильно и равномерно взрываясь
в определенном для этого месте, текут в виде горю-
чих газов по расширяющимся трубам. В расширенном
виде, сильно разрядившись и охладившись от этого,
они вырываются наружу через раструбы с громадною
скоростью. Понятно, что такой снаряд, при известных
условиях, должен подниматься в высоту. Люди в этом
аппарате смогут при помощи особого руля направлять
его в любую сторону. Это будет настоящий управляе-
мый космический корабль, на котором можно умчать-
ся в беспредельное мировое пространство, полетев
на Луну и к другим планетам... Пассажиры смогут,
Чертеж жидкостной ракеты К. Э.Циолковского с прямой дюзой
(труба для разбрызгивания жидкостей или газов, сопло), сделанный им в 1903 г
Чертеж жидкостной ракеты К.Э.Циолковского с кривой дюзой,
сделанный им в 1914 г
Рисунок жидкостной ракеты КЭ.Циолковского, сделанный им в 1915 г
управляя горением, увеличивать ско-
рость своего звездолета с необходи-
мой постепенностью, чтобы возрас-
тание ее было безвредно».
Как видно из рисунка, ракета Ци-
олковского напоминает по форме
дирижабль. Примерно по трети вну-
треннего объема занимают отсеки
жидкого кислорода, жидкого водо-
рода и отсек для размещения людей и
механизмов. Смешение газов проис-
ходит в отсеке, который стали позже
называть взрывной камерой или про-
сто камерой. Истечение газов проис-
ходит через раструб или дюзу (такие
названия были приняты во времена
Циолковского, позже появились но-
вые названия - взрывная труба или
сопло).
Для управления полетом Циол-
ковский рекомендовал два способа:
управление с помощью графитовых
рулей, размещенных в струе газов
двигателя, или поворачивание конца
раструба (управление с помощью ка-
чающегося сопла).
В 1914 г. Циолковский изменил
конструкцию своей ракеты. Внешние
ее очертания напоминают ракету об-
разца 1903 г., но конструкция дюзы
была усложнена, вместо прямой она
стала длинной и искривленной. Этой
34
Глава 1
После переливания бак
последней ракеты за-
правлен полностью-эта
ракета достигает цели
Топливо у обеих ракет
израсходовано
наполовину
Схема четырехступенчатой ракеты, или ракетного поезда,
К.Э.Циолковского. Так как автор не оставил чертежей,
схема выполнена по его описанию
и опубликована в книге ААКосмодемьянского
Схема составной ракеты, или эскадрильи ракет, К.Э.Циолковского,
предложенная им в 1935 г. Выполнена по описанию
автора и опубликована в книге ААКосмодемьянского
сложной и громоздкой конструкцией сопла Циолков-
ский намеревался устранить «вертлявость» ракеты и
облегчить ее управляемость. Позже, поняв ошибоч-
ность идеи, он отказался от нее.
Вместо опасного в эксплуатации водорода Циол-
ковский предложил использовать относительно без-
опасное углеводородное горючее - керосин или бен-
зин. В носовой части ракеты он разместил емкости для
хранения кислорода, запасов пищи и воды, веществ,
поглощающих углекислый газ, приспособления для
управления полетом.
Любопытен предложенный Циолковским способ
предохранения находящихся в ракете людей от пере-
грузок (по терминологии автора - «от усиленной тя-
жести»). Во время полета все люди находятся в жидко-
сти, плотность которой равна плотности человеческого
тела. «Природа, - писал он, - давно пользуется этим
приемом, помещая зародыш животного в жидкость.
Так она предохраняет его от всяких повреждений. Че-
ловек же пока мало использовал эту мысль».
Некоторые изменения в конструкцию своего дети-
ща автор внес в 1915 г. Сопло вновь стало прямым.
Камеру и сопло он предложил выполнить из туго-
плавкого материала, покрыв их изнутри вольфрамом.
Для накачивания кислорода и водорода в камеру он
предложил использовать специальные насосы.
В1920 г. вышла книга Циолковского «Вне земли»,
где он впервые дал описание так называемой состав-
ной ракеты. События, описываемые в книге, происхо-
дят в 2017 г., поэтому и ракета называется «составной
пассажирской ракетой 2017 года».
Она состояла из 20 простых ракет, каждая из ко-
торых имела собственный запас топлива, собственные
взрывную камеру (камеру) и взрывную трубу (сопло).
35
История развития отечественного ракетостроения
Дом-музей К.Э.Циолковского в Калуге
Средняя, 21-я ракета (или отделение составной
ракеты) не имела реактивных приборов и служила
кают-компанией. Длина этой ракеты достигала 20 м,
диаметр -4 м. Формой она походила на гигантское
веретено. По мнению Циолковского, главной целью
полетов таких ракет должны были стать научные изы-
скания, позволяющие безгранично увеличивать воз-
можности человечества.
Составные ракеты или ракетные поезда, или эска-
дрильи ракет, а также внеземные станции, проекты
которых Циолковский разрабатывал в 1926-1935 гг.,
занимают особое место в его творчестве. Схем или
чертежей этих ракет автор не оставил, но позже по
его подробным описаниям было создано множество
рисунков, весьма точно отражающих мысль Циолков-
ского.
Ракетные поезда он разделил на 2 типа. Первый
тип подобен железнодорожному маневровому составу
с паровозом, находящимся позади. Хвостовая ракета
толкает три последовательно сцепленные ракеты. Вы-
работав топливо, она отцепляется и падает на землю.
Далее работает вторая, затем третья, затем четвертая
ракета. Сегодня такая схема называется тандемной.
Второй тип составной ракеты был им предложен
незадолго до смерти, в 1935 г., и назван эскадрильей
ракет. Восемь ракет скрепляются параллельно, как
бревна плота на реке. В полете каждая из ракет рас-
ходует половину запаса топлива. После этого четыре
крайних ракеты переливают оставшееся топливо в баки
четырех средних ракет, отделяются от эскадрильи и
падают на землю. Оставшиеся ракеты вновь расходуют
половину топлива, две ракеты переливают его и отце-
пляются. В конце концов полет продолжает одна ра-
кета, которая и достигает намеченной цели. Эта схема
отдаленно напоминает современную пакетную схему.
На труды Циолковского опирались немецкие кон-
структоры, проектируя ракету Фау-2. В1946-1954 гг.
советским ученым М.К.Тихонравовым в развитие
идеей Циолковского была раз-
работана теория многоступен-
чатой ракеты пакетной схемы.
В 1954 г. к практической реали-
зации пакетной схемы приступил
С.П.Королев. Его работа привела
к созданию межконтиненталь-
ной баллистической ракеты Р-7
с ядерным боезарядом, ракеты-
носителя, с помощью которой
был осуществлен запуск первых
в мире искусственного спутника
Земли и космического корабля
с человеком на борту. В нашей
стране и за рубежом был создан
целый ряд многоступенчатых ра-
кет пакетной и тандемной схем.
Развитие теории Циолковского о многоступенча-
тых ракетах позволило решить сложнейшую пробле-
му достижения космических скоростей в невероятно
короткие сроки. Если в 1937 г. лучший советский ис-
требитель И-16 показывал скорость немногим более
400 км/ч, то всего лишь 20 лет спустя, в 1957 г., двух-
ступенчатая ракета Р-7 достигла первой космической
скорости - 28500 км/час, превзойдя скорость истреби-
теля эпохи Циолковского в 70 раз! Подобных скачков в
истории человечества не было.
Заслуги Константина Эдуардовича Циолковского
были признаны после Октябрьской революции 1917 г.
Памятник КЭ.Циолковскому.
Экспонат музея РКК «Энергия»
36
Глава 1
В 1919 г. он был избран членом Социалистической
академии (в 1924 г. она была переименована в Ком-
мунистическую академию, а в 1936 г. ее институты
влились в состав образованной Академии наук СССР).
В1921 г. Совет Народных Комиссаров установил Ци-
олковскому «пожизненную усиленную пенсию».
Основоположник теоретической космонавтики, на-
учного космизма, мыслитель, ученый, энциклопедист,
изобретатель в области аэродинамики, ракетодинами-
ки, теории самолета и дирижабля, педагог-просвети-
тель, писатель-фантаст, популяризатор науки Кон-
стантин Эдуардович Циолковский скончался в Калуге
19 сентября 1935 г.
Изобретатель Н.И.Тихомиров
Развитие ракетного дела в России в первые деся-
тилетия XX в. связано с именем Николая Ивановича
Тихомирова. Он родился в Москве в 1860 г. После
окончания Московского университета остался работать
в университетской технической лаборатории. Переехал
в Киев, где устроился в Киевский университет, но спу-
стя некоторое время уволился и перешел работать на
сахарный завод братьев Терещенко.
Страсть к изобретательству привела его к мысли о
создании самодвижущихся реактивных мин, проектом
которых он начал заниматься в 1894 г. Изготовив мо-
дели этих мин, провел с ними ряд опытов. В 1909 г.
бросил сахарную промышленность, вернулся в Москву
и полностью посвятил себя изобретательству.
В 1912 г. он представил Морскому министер-
ству «Проект самодвижущихся водяных и воздушных
мин». Его мины (под термином «мина» понимались
как морская, или водяная, мина или торпеда, так и
воздушный реактивный снаряд или ракета; в проекте
Тихомирова речь шла о морской торпеде и реактивном
снаряде) должны были двигаться с помощью после-
довательно воспламенявшихся патронов на медленно
горящем дымном порохе. В основе изобретения лежал
пороховой реактивный двигатель, который мог рабо-
Проект положитель-
ного отзыва не получил,
однако Комитет по тех-
ническим делам отдела
промышленности Мини-
стерства торговли и про-
мышленности 14 ноября
1915 г. выдал Тихомирову
охранное свидетельство на
заявку. Продолжая борьбу
за проект, изобретатель об-
ратился в Экспертную ко-
Н.И.Тихомиров
миссию, возглавляемую Н.Е. Жуковским, и получил
положительный отзыв. Комиссия Жуковского призна-
ла «действие таких торпед вполне возможным» и на-
правила проект в Военное министерство. Рассмотрев
представленные бумаги, военные отказали в привиле-
гии, но предложили приступить к реализации морской
части проекта.
Будучи инженером-химиком, Тихомиров занялся ар-
тиллерийским проектом. К работе подключались воен-
ные специалисты минного отдела Морского министер-
ства, которым Тихомиров был обязан передать все свои
материалы. Друзья предупредили его о том, что в случае
успеха он - химик - может быть отстранен от дел, а
лавры успеха достанутся артиллеристам. Не желая пере-
давать военным все материалы, Тихомиров тормозил
работу. Революционные события 1917 г. прервали ее.
После революции Тихомиров возобновил обра-
щения в различные инстанции. 3 мая 1919 г. одно из
его писем получил управляющий делами Совнаркома
В.Д.Бонч-Бруевич. Заинтересовавшись изобретени-
ем, он поддержал автора и направил письмо в отдел
изобретений Высшего Совета Народного Хозяйства.
Тихомирова поддержали руководители Комитета по
изобретениям НТО ВСНХ, главнокомандующий Во-
оруженными Силами С.С. Каменев и начальник ар-
тиллерии Ю.М. Шейдеман. 21 мая 1921 г. по указанию
Совнаркома РСФСР в Москве была создана «Лабора-
тория для разработки изобретений Н.И. Тихомирова».
Финансировалась она Отделом военных изобретений
тать как в воде, так и в воздухе, что позволяло
создать унифицированный ракетный снаряд.
Не обладая достаточными знаниями, Ти-
хомиров для изготовления зарядов предло-
жил использовать известный ему безнадежно
устаревший дымный порох. О неудачных по-
пытках других изобретателей решить пробле-
му с помощью дымного пороха он не знал,
как не знал и о первых опытах применения
бездымных порохов. Видимо, ощущая сла-
бость проекта, он в качестве так называемого
альтернативного горючего предлагал исполь-
зовать продукты перегонки нефти, древесно-
го спирта и других веществ.
Чертеж воздушной самодвижущейся мины Н.И. Тихомирова
Чертеж водяной самодвижущейся мины Н.И. Тихомирова
37
История развития отечественного ракетостроения
Комитета по делам изо-
бретений ВСНХ, которому
и подчинялась. Первона-
чально лаборатория раз-
местилась прямо в кварти-
ре изобретателя в Москве,
в доме № 11 по Новосло-
бодской улице. Позже ему
было предоставлено по-
мещение на находившейся
неподалеку Тихвинской
улице, где была оборудо-
вана механическая мастерская.
Вторым сотрудником лаборатории и помощником
Тихомирова стал Владимир Андреевич Артемьев, по-
ступивший на работу в конце мая. В1911 г. Артемьев
окончил Алексеевское военное училище и был назна-
чен начальником снаряжательной мастерской Брест-
Литовской крепости, где занимался 3-дюймовыми
осветительными ракетами.
В 1915 г. Артемьев был переведен в Москву, в
Главное артиллерийское управление, где продолжил
работу над усовершенствованием осветительных ракет
и занялся изобретением ракет боевых. К сожалению,
повторив ошибки предшественников, Артемьев скон-
струировал ракеты на дымном порохе. Их испытания
проводились в 1916-1917 гг. и привели к отрицатель-
ному заключению комиссии Арткома.
В мае 1920 г. Артемьев познакомился с Тихомиро-
вым, изучил его проект и нашел в нем рациональное
зерно. Сделав вывод о том, что пороховые мины Ти-
хомирова могут неплохо послужить как армии, так и
флоту, он предложил свои услуги. Николай Иванович
согласился, и вскоре Артемьев был откомандирован
из Артуправления в лабораторию Тихомирова. Приняв
военного специалиста и установив контакты с учеными
Артиллерийской академии РККА, Тихомиров продол-
жил свою работу.
аванс известному изобретателю Тихомирову и что до
настоящего успеха еще очень далеко. Штатные ми-
нометы имели максимальную дальность стрельбы
штатными минами 2000 м, и реактивная мина Тихо-
мирова и Артемьева заинтересовать Красную Армию
не могла. Предстояло, как минимум, в 2 раза увели-
чить дальность стрельбы. Для достижения этой цели
Тихомиров и Артемьев должны были перейти на без-
дымный порох.
В начале 1924 г. Тихомиров познакомился с извест-
ным ученым И.П.Граве и его пироксилиновым поро-
хом и решил начинить этим порохом свои мины. Пер-
вые опыты изготовления шашек к успеху не привели.
Шашки коробились и трескались. Нужны были новая
рецептура бездымного пороха и способ изготовления
толстосводных шашек.
И Граве, и другие ученые отчетливо видели недо-
статки пироксилинового пороха и постоянно экспе-
риментировали с новыми рецептурами. В результате
планомерных научных исследований и практических
работ преподавателей Артиллерийской академии про-
фессоров М.Е.Серебрякова, С.А. Серикова, О.Г. Фи-
липпова и ДАВентцеля был создан порох, получив-
ший название пироксилин-тротилового. Новый состав
содержал 76,5 % пироксилина, 23 % тротила, и 0,5 %
централита.
Познакомившись с рецептурой, Тихомиров и Арте-
мьев в 1924 г. привлекли к сотрудничеству с учеными
Артакадемии коллективы Института прикладной химии
и Научно-исследовательского испытательного артил-
лерийского полигона. Первые партии нового пороха
были изготовлены в Институте прикладной химии.
Нелетучий растворитель тротил позволил получить
толстостенные цилиндрические шашки с центральным
каналом - то, что было нужно ракетчикам. В результа-
те настойчивой и упорной работы Тихомирова, Арте-
мьева, Серебрякова, Серикова, Филиппова и Вентцеля
Первые стрельбы на бездымном порохе
активно-реактивными снарядами
С 22 марта по 3 апреля 1924 г. на артиллерийском
полигоне под Ленинградом Тихомиров и Артемьев
провели свои первые ракетные стрельбы. Это были
штатные 3-дюймовые осветительные ракеты, начинен-
ные дымным порохом. Стрельбы велись из армейско-
го 47-мм миномета Е.А. Лихонина. Выстрел произво-
дился с помощью штатной артиллерийской гильзы.
В полете включался ракетный двигатель.
В ходе испытаний удалось достигнуть весьма
скромной дальности в 1000 м. 12 апреля ГАУ полу-
чило отчет Артемьева и, рассмотрев его, признало
испытания успешными, хотя все понимали, что это
47-мм миномет
конструкции Лихонина
перед выстрелом
38
Глава 1
появились опытные реактивные снаряды различных
калибров, среди которых вскоре выделились снаряды
калибров 82 и 132 мм.
Изготовлением пороха занимался Шлиссельбург-
ский завод имени Н.А.Морозова, выпуск шашек решено
было организовать в пороховых мастерских ленинград-
ского гребного порта, для проведения испытаний был
выделен Ржевский артиллерийский полигон. Москва
оказалась вдали от мест разворачивающихся событий,
и Тихомиров вышел с предложением о переносе ла-
боратории в Ленинград. Предложение было одобрено.
В1927 г. состоялся переезд в северную столицу.
В начале 1928 г. заряды из пироксилин-тротило-
вого пороха были отработаны и подготовлены к испы-
таниям. Уже несколько лет лаборатория Тихомирова
занималась изобретениями без видимой отдачи, и Ни-
колай Иванович опасался неудачных испытаний. Раз-
мышляя над тем, как добиться приемлемой дальности
стрельбы, он решил для подстраховки вновь провести
стрельбы активно-реактивными снарядами. Как и в
прошлый раз, использовались надежные, хорошо за-
рекомендовавшие себя штатные осветительные раке-
ты, переделанные на этот раз под калибр 82 мм.
3 марта 1928 г. на Ржевском артиллерийском
полигоне под Ленинградом Тихомиров и Артемьев
провели первые в нашей стране стрельбы артилле-
рийскими снарядами с зарядами из бездымного пи-
роксилин-тротилового пороха. Выстрел производился
из миномета с помощью порохового заряда штатной
артиллерийской гильзы. В полете включался ракетный
двигатель, чем достигалась увеличенная дальность
стрельбы. По терминологии Тихомирова, стрельбы
велись минами. В соответствии с современными поня-
тиями, это были активно-реактивные снаряды - несо-
вершенные прототипы будущих реактивных снарядов.
На испытаниях удалось достигнуть дальности
1300 м, из которых около 300 м снаряд летел за счет
активного разгона и около 1000 м - за счет реактив-
ного двигателя. Это был удручающий результат. Такая
дальность не могла устроить артиллеристов. Кроме
того, снаряды имели очень большое рассеивание.
Пытаясь найти выход из тупика, Тихомиров провел
стрельбы из гладкоствольных труб, установленных на
пулеметном (для калибра 82 мм) и орудийном (для
калибра 132 мм) лафетах. Спустя некоторое время Ти-
хомиров увеличил массу ракетного заряда и снаряда и
добился дальности стрельбы 2 500 м. Но и этот пока-
затель, в связи с развитием артиллерии, был признан
неудовлетворительным.
В декабре 1929 г. Тихомиров и Артемьев прекрати-
ли активно-реактивные испытательные стрельбы, при-
знав, что совмещение активного и реактивного прин-
ципов движения увеличивает дальность незначительно
и стрельба не имеет преимуществ перед стрельбой
обычными минами.
Образование ГДЛ
В апреле 1928 г., после стрельб на Ржевском поли-
гоне, деятельность лаборатории Тихомирова провери-
ла комиссия ГАУ. Результаты испытаний были далеко
не блестящими, но Николай Иванович по-прежнему
имел авторитет. Артиллеристы благосклонно относи-
лись к его опытам и выдали очередной аванс. Сделав
вывод о том, что работы представляют интерес, ко-
миссия рекомендовала «расширение лаборатории и
увеличение ее штата» (на 1 апреля в штате числились
10 сотрудников).
В мае командующим войсками Ленинградского
военного округа был назначен командарм 1-го ран-
га Михаил Николаевич Тухачевский, на стол которого
легли выводы комиссии и отчет о работах Тихомирова.
Ознакомившись, Тухачевский одобрил и то, и другое и
решил придать лаборатории более высокий статус. Бу-
дучи членом Реввоенсовета, он предложил ввести ла-
бораторию в состав Военного научно-исследователь-
ского комитета при РВС СССР. В июне лаборатория
Тихомирова вошла в состав ВНИК и была преобразо-
вана в Газодинамическую лабораторию. Начальником
ГДЛ стал Н.И.Тихомиров.
Добившись увеличения штатного расписания, он
начал прием новых сотрудников. По рекомендации
профессора О.Г.Филиппова в 1928 г. на работу в ГДЛ
поступил выпускник Военно-технической артилле-
рийской академии РККА Г.Э.Лангемак. В 1929 г. на
работу поступили Б.С.Петропавловский, Е.С. Петров,
В.П.Глушко, И.С. Александров, в 1930 г. - В.И. Дуда-
ков, С.И.Мухин, в последующие годы - Л.Э. Шварц,
И.Т.Клейменов, Ф.Н. Пойда, В.С.Мартынов, ГВ. Бого-
любов, Д.А.Вентцель, Н.А.Упорников. Среди посту-
пивших были выпускники Артиллерийской академии,
Военно-инженерной академии им. Н.Е. Жуковского,
Ленинградского государственного университета,
других учебных заведений страны. Тематика расши-
рилась, помимо пороховых снарядов, началась раз-
работка жидкостных, электроракетных двигателей
и самих ракет.
Администрация ГДЛ разместилась в Ленинграде,
в здании на улице Халтурина, химическая лаборато-
рия - на научно-испытательном артиллерийском по-
лигоне Ржевка, авиационный отдел базировался на
Комендантском аэродроме, лаборатория по разработ-
ке электроракетных двигателей - в здании Электро-
физического института, конструкторское бюро по
электроракетным и жидкостным ракетным двигате-
лям - в здании Главного Адмиралтейства.
В 1932 г. для размещения мастерских, испытатель-
ных стендов и самих конструкторов ГДЛ была выделена
часть помещений Иоанновского равелина Петропавлов-
ской крепости. Возведенный во второй половине XVIII в.
в восточной части Заячьего острова, равелин получил
39
История развития отечественного ракетостроения
свое название в честь отца императрицы Анны Иоаннов-
ны и в разные годы использовался для размещения гар-
низона Петропавловской крепости и хранения оружия.
Это историческое место в самом сердце Ленинграда
было отдано создателям первых ракет.
В начале 1930-х гг. в ГДЛ были сформированы
5 отделов: 1-й - отдел твердотопливных ракет, 2-й -
отдел электрических и жидкостных ракетных двига-
телей, 3-й - авиационный отдел, 4-й - отдел орудий
непосредственной поддержки пехоты, 5-й - отдел
специального производства. В 1-м отделе работали
ВААртемьев, Г.Э.Лангемак, Л.Э.Шварц, Ф.Н .Лой-
да, Б.С.Петропавловский, И.Т. Клейменов. Деятель-
ность 2-го отдела направлял В.П.Глушко, 3-м от-
делом руководил В.И.Дудаков, 4-м - Игнатенко,
5-м - И.С.Александров.
В1931 г., в связи с реорганизацией Военного науч-
но-исследовательского комитета, ГДЛ была передана
в подчинение Управления военных изобретений Техни-
ческого штаба начальника вооружений РККА.
Первые стрельбы на бездымном порохе
снарядами с разгоном от нуля
Весной 1928 г., сразу после завершения безуспеш-
ных испытаний активно-реактивных снарядов, Тихоми-
ров принял решение о разработке снарядов с разгоном
от нуля. Несмотря на многочисленные эксперименты,
минометный принцип не позволил существенно повы-
сить дальность стрельбы и был окончательно отвер-
Б.С.Петропавловский у изобретенного им безоткатного орудия
для стрельбы турбореактивными снарядами. 1929 г.
Опытный реактивный снаряд конструкции Н.И. Тихомирова
и В.А. Артемьева со стабилизатором, не выходящим за калибр. 1930 г.
гнут. Реактивный принцип
позволял избавиться от та-
кого нежелательного явле-
ния, как отдача, и создать
легкое, компактное пу-
сковое устройство. Этими
устройствами Тихомиров и
Артемьев ранее не занима-
лись, но проблему следо-
вало непременно решить.
По аналогии с артилле-
рийским орудием изобре-
татели решили для запуска снарядов применить ствол
из трубы. Трубу сделали тонкостенной. Для повышения
эффективности 4 трубы соединили в один пакет, благо
они были легкими. Пакет смонтировали на станке про-
стейшего типа.
Повысить точность стрельбы могло развитое опе-
рение. Развитое оперение выходило за размеры снаря-
да. Стрелять такими снарядами из направляющих труб
было невозможно. Применили небольшое, не выходя-
щее за калибр снаряда, оперение. Опытные стрельбы
должного эффекта не дали. Точность стрельбы снаря-
дов с малым оперением была очень низкой.
Решили заняться вращающимися (турбореактив-
ными) снарядами. Вращение в полете стабилизиро-
вало снаряд и позволяло добиться высокой точности
стрельбы. Но сложная конструкция потребовала про-
ведения большого объема исследований и времени.
Разработку турбореактивных снарядов Тихоми-
ров поручил выпускнику Военно-технической ака-
демии РККА Борису Сергеевичу Петропавловскому.
В ноябре 1929 г. Петропавловский провел первые
опытные отстрелы турбореактивного снаряда, полу-
чившего индекс ТРС-82. Для запуска он использовал
тонкостенную стальную трубу с продолговатыми про-
резями. Вращение снаряда вокруг продольной оси
осуществлялось за счет частичного отвода пороховых
газов через специальные отверстия в ракетной камере.
Стабилизация снаряда в полете действительно помог-
ла повысить точность, но на вращение затрачивалось
около 25 % всей энергии пороховых газов, что приве-
ло к потере скорости и снижению дальности стрельбы.
Решая проблему скорости и дальности, Петропав-
ловский предложил смонтировать установку на само-
лете. Скорость самолета позволит увеличить скорость
схода снаряда, и требуемые характеристики будут
достигнуты. Опыт подобной работы в ГДЛ отсутство-
вал. Экспериментальную установку с пакетом труб
разместили на верхнем крыле учебного биплана У-1.
Летчики заинтересовались реактивными снарядами
ГДЛ, но до принятия решения о возможности их ис-
пользования в авиации требовалось провести большой
объем исследований и испытаний. Артиллерийское
управление требовало отчета о работе, проделанной
40
Глава 1
в соответствии с заданием. В соответствии с задани-
ем необходимо было создать оружие не для авиации,
а для Сухопутных войск.
28 апреля 1930 г. Тихомиров скончался. Руково-
дителем ГДЛ стал Б.С.Петропавловский. Его деятель-
ность в должности не сложилась и продолжалась не-
многим более года. 15 июля 1931 г. Петропавловского
сменил Николай Яковлевич Ильин, руководивший ла-
бораторией до декабря 1932 г.
ГИРД. ФА Цандер.
Начало деятельности С. П. Королева
Как в 1917 г. миллионными российскими масса-
ми завладела грандиозная идея строительства соци-
ализма, так в начале 1920-х гг. стремительно вошли
в жизнь не менее грандиозные идеи строительства
воздушного флота и покорения космического про-
странства. В конце 1923 г. ряд ученых и конструкторов
создали в Москве Центральное бюро по исследованию
ракетных проблем. В состав руководства бюро вошли
НАРынин, А.Л.Чижевский и К.Э.Циолковский. Основ-
ной целью бюро стала лекционно-пропагандистская
работа. В ней активное участие приняли А.О. Бачин-
ский, Н.Р.Бриллинг, ГА.Кожевников, Я.И.Перельман,
К.И. Шенфер и др.
В апреле 1924 г. при Военно-научном обществе
Военно-воздушной академии им. Н.Е.Жуковского по
инициативе слушателей В.П.Каперского, МАРезунова
и М.Г.Лейтейзена была организована Секция межпла-
нетных сообщений, главной задачей которой стала
пропаганда идей межпланетных сообщений. Секцией
началось издание журнала «Ракета». 30 мая 1924 г.
в Политехническом музее был сделан публичный до-
клад профессора М.Я.Лапирова-Скобло «О межпла-
нетных путешествиях». Послушать доклад пришли сту-
денты московских вузов, рабочие, служащие, ученые,
писатели... Зал был переполнен. Выслушав доклад,
около 200 чел. изъявили желание немедленно присту-
пить к работе в секции.
После доклада состоялось организационное со-
брание, на котором было принято решение о преобра-
зовании секции в «Общество изучения межпланетных
сообщений». Одним из инициаторов стал ФАЦандер.
Председателем Общества был избран известный пу-
блицист Г.М.Крамаров. Почетными членами стали
Ф.Э.Дзержинский, К.Э.Циолковский, Я.И.Перельман.
Обществу было выделено помещение в Москве,
в доме № 13 на Большой Лубянке. Существовало Об-
щество около года.
В1925 г. кружок по изучению и завоеванию космоса
был образован в Киеве. В1927 г. секция межпланетных
полетов при Ассоциации изобретателей организовала
в Москве Первую Мировую выставку по межпланет-
ным сообщениям. На выставке были представлены
проекты межпланетных летательных аппаратов, а так-
же труды по ракетной технике Кибальчича, Циолков-
ского, Цандера. Выставку посетило более 10 000 чел.
В 1928-1932 гг. была издана 9-томная энциклопедия
«Межпланетные сообщения» под редакцией профес-
сора НАРынина. В 1928 г. была организована секция
межпланетных сообщений в Ленинградском институте
инженеров железнодорожного транспорта...
15 января 1931 г. при Московском авиационном
институте была создана секция реактивных двигате-
лей, руководителем которой стал Цандер. В июне этого
же года он обратился в Центральный совет Осоавиа-
хима с предложением об образовании БИРДа - Бюро
изучения реактивного движения при Осоавиахиме.
Предложение нашло поддержку. 18 июля на органи-
зационном заседании БИРДа был избран президиум,
а его председателем - Цандер. Организационно БИРД
вошел в подчинение Бюро военной техники при Науч-
но-исследовательском секторе Центрального Совета
Осоавиахима.
Фридрих Артурович Цандер родился 11 августа
1887 г. В1908 г. заинтересовался вопросами ракетной
техники. В 1909 г. впервые выдвинул идею возмож-
ности использования в качестве горючего материалов
конструкции самого межпланетного корабля. В1914 г.
окончил Рижский политехнический институт, переехал
в Москву и устроился инженером на авиамоторный за-
вод. Если Тихомиров, занимавшийся ракетами для ар-
мии и флота, был убежденным сторонником порохо-
вых двигателей, то мечтавший о создании ракеты для
полета в космическое пространство Цандер был ярым
приверженцем жидкостных двигателей.
В 1921 г. на конференции изобретателей он вы-
ступил с докладом о проекте межпланетного корабля.
В 1923-1924 гг. разработал проект такого корабля.
Его конструкция представляла комбинацию ракеты и
самолета с крыльями, поршневым двигателем и ЖРД.
В плотных слоях атмосферы должен был работать
самолетный двигатель, в верхних слоях атмосферы
включался ЖРД, а ставшие ненужными металлические
части (крылья, хвостовое оперение, поршневой дви-
гатель) втягивались в корпус ракеты, расплавлялись
и сжигались, вырабатывая
дополнительную энергию.
В 1924 г. Цандер опу-
бликовал первую научную
работу «Перелеты на дру-
гие планеты». В этой кни-
ге он впервые предложил
использовать атмосферу в
качестве тормозящей сре-
ды и планирующего спу-
ска, что позволило бы со-
кратить расход ракетного ФАЦандер
41
История развития отечественного ракетостроения
Рисунок межпланетного корабля ФАЦанлера
топлива. С 1926 г. он работал старшим инженером в
ЦКБ Авиатреста. В декабре 1930 г. перешел в Институт
авиационных моторов и по совместительству - пре-
подавателем в МАИ. Вскоре приступил к созданию
воздушно-реактивного двигателя ОР-1 и издал новую
книгу «Проблема полета при помощи реактивных ап-
паратов».
Основательно изучив имеющуюся литературу, он
пришел к выводу о том, что основы теории двигателей
и ракет уже созданы и настало время заняться прак-
тикой. Одним из первых в мире Цандер приступил к
разработке инженерных принципов практического
применения ракет, считая, что практические экспери-
менты обязательно усовершенствуют теорию.
В отличие от Циолковского, Цандер предложил
для осуществления полета человека в космическое
пространство использовать не многоступенчатые ра-
кеты, а летательные аппараты, представляющие смесь
самолета с крылатой ракетой. Самолет с поршневым
двигателем предназначался для подъема в атмосфере,
а ракета с ЖРД - для полета в космосе. Будучи уверен-
ным в возможности быстрой реализации своей идеи,
Цандер счел строительство ракетного планера и полет
на нем человека главной
целью своей жизни. Вскоре
его заинтересовали планер
и космические идеи моло-
дого авиационного инже-
нера С.П.Королева.
Сергей Павлович Ко-
ролев родился 12 января
1907 г. в Житомире в се-
мье учителя русской сло-
весности. В1924 г. окончил
С.п.Королев Одесскую профессиональ-
ную строительную школу и поступил на аэромеханиче-
ское отделение Киевского политехнического института.
Осенью 1926 г. был переведен в Москву - на аэромеха-
нический факультет МВТУ им. Н.Э.Баумана. С 1927 г.
параллельно с учебой (общепринятая практика тех лет)
работал конструктором на авиазаводе № 22 в Филях.
В октябре 1928 г., будучи студентом 5-го курса
МВТУ, Королев получил назначение на должность на-
чальника конструкторской бригады Всесоюзного ави-
аобъединения и перешел работать на авиазавод № 28.
Завод, ранее называвшийся «Пропеллер», находился
в Столярном переулке на Красной Пресне и занимал-
ся изготовлением самолетных винтов. На 5-м этаже
заводского административного здания размещался
коллектив французского авиаконструктора Ришара,
приглашенного в СССР для ликвидации отставания
в области гидроавиации. В этом коллективе и начал
свою конструкторскую деятельность Королев.
Весной 1929 г. Королев прочитал книгу Циолков-
ского «Исследование мировых пространств реак-
тивными приборами». Книга потрясла его. По вос-
поминаниям соратников, летом он съездил в Калугу
и познакомился с самим Константином Эдуардови-
чем. С этого момента мечта о ракетах, способных пре-
одолеть земное тяготение и унести человека в косми-
ческое пространство, овладела им.
В феврале 1930 г. Королев окончил МВТУ и школу
летчиков-планеристов, ушел от Ришара и вскоре при-
ступил к работе на печально известном заводе № 39
им. Менжинского, во внутренней тюрьме которого
содержались заключенные авиаконструкторы. По вос-
поминаниям современников, неподалеку от завод-
ской внутренней тюрьмы, на Ходынском аэродроме
Осоавиахима, в начале октября 1931 г. произошла
встреча старшего инженера завода Сергея Павловича
42
Глава 1
Королева и старшего инженера Института авиационных
моторов Фридриха Артуровича Цандера. Королев за-
нимался испытаниями планера. Цандер спроектировал
реактивный двигатель. Возможно, здесь, на Ходынке, и
родилась идея ракетного планера - летательного аппа-
рата Королева с двигателем Цандера, на котором чело-
век смог бы проникнуть в стратосферу, а со временем,
усовершенствовав конструкцию, покорить космос.
Бюро изучения реактивного движения просуще-
ствовало всего 2 месяца. К активной работе члены пре-
зидиума так и не приступили. 20 сентября 1931 г. от-
ветственный секретарь БИРДа И.П.Фортиков направил
письмо К.Э.Циолковскому, где сообщил об организа-
ции в Москве при Бюро воздушной техники научно-ис-
следовательского сектора Центрального совета Осоа-
виахима Группы по изучению реактивных двигателей и
ракетного летания. Эту дату можно считать датой ос-
нования новой ракетной организации. Вероятно, соз-
дана она была несколькими днями ранее, но письмен-
ные подтверждения тому отсутствуют. Организаторами
стали Ф.А.Цандер, С.П.Королев, Ю.А.Победоносцев,
МКТихонравов и Б.И.Черановский. Вскоре эта обще-
ственная организация получила уточненное название
ГИРД - Группа изучения реактивного движения.
ГЛАВА 2
!4.-/4:1афаро(э
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»
СОЗДАНИЕ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ РАКЕТ
И РАКЕТНОГО ВООРУЖЕНИЯ
1933-1941 гг.
Организация РНИИ
и основные направления
его деятельности в довоенный период
В своей книге «Ракеты и люди» Б.Е.Черток от-
мечал: «При рассмотрении роли государства и его
лидеров в истории космонавтики и ракетной техники
Советского Союза и России целесообразно за начало
отсчета принять 1933 год. Этот год отмечен событием,
имевшим важнейшие исторические последствия, - по-
явлением государственного акта о создании перво-
го в мире Реактивного научно-исследовательского
института (РНИИ)». Этим актом стало постановление
Совета Труда и Обороны (СТО) СССР № 104 от 31 ок-
тября 1933 г. об организации Реактивного института в
системе Наркомата тяжелой промышленности (НКТП)
СССР.
Решение о создании РНИИ явилось результатом
своевременно понятой и оцененной на государствен-
ном уровне важной роли ракетной техники не только
в военном деле, но и в освоении космического про-
странства. Так, например, 21 октября 1932 г. заме-
ститель начальника вооружений Рабоче-Крестьянской
Красной Армии Н.А.Ефимов направил в секретариат
ЦК ВКП (б) письмо «Об организации Реактивного
института РККА», в котором указывалось: «Большой
интерес иностранных военных министерств вокруг ра-
кетной проблемы наблюдается повсеместно, особенно
за последние пять-шесть лет; этот интерес объясняется
тем, что:
а)	в авиации дальнейшее увеличение скорости по-
лета, и в особенности повышение «потолка», достигло
таких границ, за которыми завоевание каждого кило-
метра с помощью винтомоторной группы сопряжено
с огромными, почти непреодолимыми трудностями;
б)	реактивный двигатель позволит значительно рас-
ширить границы применения действия артиллерийских
средств борьбы и создать особую систему вооружения,
дающую новый громадный технический эффект.
В настоящее время можно указать следующие пер-
спективы применения реактивного двигателя:
1.	Сверхдальнобойная артиллерия. В этой области
возможно осуществление тяжелых, в несколько тонн,
снарядов для стрельбы на сотни и даже тысячи кило-
метров.
2.	Наземная ракетная артиллерия, отличающая-
ся необычной легкостью, простотой и подвижностью
благодаря ничтожному весу орудия.
3.	Высотная авиация. Подъем летательных аппа-
ратов в стратосферу и получение больших скоростей
полета.
4.	Вооружение авиации ракетными орудиями круп-
ных и средних калибров.
44
Глава 2
Корпус № 1РНИИ - Центра Келдыша
5.	Тяговые ракеты всевозможных назначений, на-
пример, для старта и посадки самолетов, для танков,
сухопутных мин и т.п.
6.	Ракетные аппараты для полетов в межпланетное
пространство.»
Однако в постановлении СТО об организации
РНИИ подчеркивалось, что этот документ был принят,
«учитывая имеющиеся достижения и огромные пер-
спективы в деле применения реактивных двигателей и
особенно жидкостных реактивных моторов в различ-
ных областях военной техники».
Большой вклад в создание РНИИ внес заместитель
наркома СССР по военным и морским делам, началь-
ник вооружений РККА, заместитель председателя Рево-
люционного Военного Совета СССР М.Н.Тухачевский.
Результатом проведенной под его руководством
многолетней деятельности стал подписанный им
21 сентября 1933 г. приказ № 0113 Реввоенсовета
СССР о формировании в Москве Реактивного на-
учно-исследовательского института РККА, подчинен-
ного начальнику вооружений РККА. Этим приказом
вводилось в действие «Временное положение о Реак-
тивном институте». Другим приказом, подписанным
М.Н.Тухачевским в тот же день, начальником нового
института был назначен руководитель ленинградской
Газодинамической лаборатории И.Т.Клейменов, за-
местителем начальника - руководитель московской
Группы изучения реактивного движения С.П.Королев.
Еще одним приказом был утвержден первый, времен-
ный штат института в составе 281 чел. В1934 г. в РНИИ
работало уже 395 чел., а в 1935 г. - 580.
М.Н.Тухачевский был главным инициатором при-
нятия постановления СТО от 31 октября 1933 г., суще-
ственно повышающего статус РНИИ с ведомственного
до государственного уровня. При этом Наркомат по
военным и морским делам принял решение о выделе-
нии для руководящего состава РНИИ 46 штатных долж-
ностей командного состава РККА.
РНИИ стал первой государственной ракетной орга-
низацией в стране и в мире, объединив в своем составе
две ведомственные организации - ГДЛ, подчиненную
Управлению военных изобретений Технического штаба
начальника вооружений РККА, и ГИРД, подчиненную
Обществу содействия обороне, авиационному и хими-
ческому строительству СССР, а также УВИ. В резуль-
тате этого в РНИИ объединились практически все ве-
дущие ракетчики страны того времени. Каждая из двух
слившихся в единый институт организаций принесла в
РНИИ талант своих сотрудников и значительный опыт
исследовательской и опытно-конструкторской работы.
М.Н.Тухачевский
И.Т.Клейменов
45
История развития отечественного ракетостроения
Из ГДЛ в РНИИ перешли работы по двигателям и сна-
рядам на твердом топливе, по ракетным стартовым
ускорителям самолетов и азотно-кислотным жидкост-
ным ракетным двигателям, из ГИРД - по кислород-
ным ЖРД, прямоточным воздушно-реактивным дви-
гателям, ракетопланам, баллистическим и крылатым
ракетам.
В начале 1937 г. в связи с разукрупнением Нар-
комтяжпрома институт попал в выделенный из него
Наркомат оборонной промышленности и получил
название НИИ-3, которое сохранил до начала войны.
В январе 1939 г. НИИ-3 был передан в выделившийся
из Наркомоборонпрома Наркомат боеприпасов СССР.
Наследником РНИИ в настоящее время является Госу-
дарственный научный центр Российской Федерации
«Исследовательский центр имени М.В.Келдыша».
В соответствии с «Временным положением» осно-
ву РНИИ первоначально составляли четыре тематиче-
ских отдела:
-	первый отдел, возглавлявшийся вначале (до мар-
та 1935 г.) ЮАПобедоносцевым, в 1935-1936 гг. -
К.КГлухаревым, а затем Л.Э.Шварцем, занимался раз-
работкой и применением ракет на твердом топливе;
-	второй отдел, руководимый вначале М.К. Ти-
хонравовым, с 1934 г. - А.И.Стеняевым, а с 1936 г. -
Заливка кислорода в ракету 09
А.Г. Костиковым, разрабатывал двигатели на жидком и
гибридном топливе и ракеты на их основе;
-	третий отдел во главе с П.П.Зуйковым разра-
батывал крылатые ракеты (сектор Е.С.Щетинкова)
и ракетные ускорители старта самолетов (сектор
В.И.Дудакова); на этот отдел возлагалась разработка
вопросов применения реактивного двигателя на жид-
ком и газообразном топливах в авиации, а также раз-
работка и испытание опытных образцов ракетопланов;
-	четвертый отдел, который вначале возглавлял
И.С.Александров, а с 1937 г. - Н.Г.Чернышов, зани-
мался исследованиями в области твердого, жидкого
и газообразного топлива для снаряжения ракет и раз-
работкой технологии их производства, а также хими-
ческими исследованиями и механическими испыта-
ниями металлов, идущих на изготовление реактивных
двигателей и ракет.
Таким образом, деятельность РНИИ - НИИ-3 в до-
военный период охватывала практически все извест-
ные к тому времени направления развития реактивной
и ракетной техники. При этом приоритеты, расстав-
ленные при организации РНИИ, сохранились в тече-
ние всего этого периода и даже усиливались в пользу
ракетного вооружения на основе пороховых ракет по
мере перехода института из Наркомтяжпрома в Нарко-
мат боеприпасов СССР.
Следует отметить, что проект положения об инсти-
туте был разработан по поручению М.Н.Тухачевского
в марте 1933 г. группой в составе начальника ГДЛ
И.Т.Клейменова, начальника ГИРД С.П.Королева и
заместителя начальника УВИ Я.М.Терентьева. Проект
явился фактически обобщением достигнутых к тому
времени результатов в исследованиях и разработках
ракетной техники и в анализе перспектив ее развития и
применения. Свое видение по этим вопросам ведущие
сотрудники РНИИ изложили в вышедших вскоре после
его организации книгах.
Книга С.П.Королева «Ракетный полет в стратосфе-
ре» была завершена им в сентябре 1934 г. и в том же
году вышла в Государственном военном издательстве.
Как следует из аннотации этой книги, она посвящена
характеристике возможностей реактивных летатель-
ных аппаратов как важнейшего средства достижения
больших высот полета. В этой связи в главе, посвя-
щенной аппаратам и ракетным двигателям на твердом
топливе, С.П.Королев делает вывод, что пороховые ра-
кетные двигатели могут использоваться при ракетном
разгоне самолетов (или иных аппаратов) и для целей
ракетной артиллерии, а полет в стратосферу могут
обеспечить только ракетные двигатели на жидком то-
пливе. Он пишет: «Достижение высот в 20-50-100 км
при помощи, например, бескрылых ракет с жидкост-
ным мотором является делом вполне реальным. Се-
годня эти высоты еще не взяты, но это несомненно не
замедлит последовать».
46
Глава 2
С.П.Королев объективно и убедительно показы-
вает, насколько жидкостный двигатель сложнее твер-
дотопливного. Однако, учитывая, что эффективность
ЖРД растет с ростом высоты и скорости полета, а
эффективность летательного аппарата с ЖРД в свою
очередь тем выше, чем больше его скороподъем-
ность, он делает первый вывод о необходимости и
целесообразности применения ракет, сразу развива-
ющих достаточные скорости и испытывающих поэто-
му весьма значительные ускорения. Это, по мнению
С.П.Королева, - задача сегодняшнего дня. При этом
он подчеркивает, что теоретически ракета потолка
не имеет, т.е. является средством для осуществления
космических полетов.
Однако главная цель С.П.Королева - ракетный по-
лет человека. В этой связи он вынужден сделать не-
утешительный второй вывод - полет человека в таких
аппаратах в настоящее время еще невозможен. При
этом он уточняет, что в данном случае имеется в виду
не подъем, а полет по некоторому замкнутому марш-
руту с работающим мотором.
Своеобразное обобщение этих двух выводов, име-
ющее непосредственное отношение к обоснованию ме-
ста работ по летательным аппаратам с ЖРД в деятель-
ности РНИИ, сводится к следующему: «Понятно, что
ракета благодаря своим исключительным качествам,
т.е. скорости и большому потолку (а значит и большой
дальности полета), является очень серьезным оружи-
ем. И именно это надо особенно учесть всем интере-
сующимся данной областью, а не беспочвенные пока
фантазии о лунных перелетах и рекордах скорости не-
существующих ракетных самолетов».
Третий вывод, который делает С.П.Королев, - без
надежного ракетного мотора, продуманного и разра-
ботанного во всех своих деталях и частях и испытанно-
го на практике, говорить о каких-то сверхъестествен-
ных достижениях нельзя. Для усиления этого вывода
С.П.Королев выдвигает лозунг: «В центр внимания -
ракетный мотор!».
А дальше С.П.Королев говорит уже как будущий
Главный конструктор: «Значит ли это, что всеми
остальными сопутствующими вопросами не следует
заниматься? Конечно, нет. Ими заниматься следует и
нужно. И такие вопросы, как, например, достижение
устойчивого полета, рациональная система управле-
ния РЛА, приспособления для взлета, контрольные и
измерительные приборы для регистрации различных
данных на очень больших высотах и многие другие,
надо разрешать. Но в каждом таком случае, работая
над одной из подобных задач, надо помнить, что это
будет работа не над ракетой, а над каким-то ее част-
ным вопросом и что хорошо разработать, например,
управление - еще не значит иметь хорошую ракету».
Складывающийся уже в это время стиль работы
С.П.Королева хорошо показывает последний, четвер-
Г. Э. АДНГЕМАК
и
В. П. ГЛУШКО
PAI
ИХ УС
И ПРИ
глы
В)ЙСТВО
МНЕНИЕ
онти
нктп
Обложка книги «Ракеты, их устройство и применение»
тый вывод - работать конкретнее и серьезнее, дораба-
тывая до совершенства поставленные вопросы.
Важно отметить, что наряду с описаниями зару-
бежных проектов ракет с ЖРД С.П.Королев в своей
книге приводит фотографии «Жидкостная ракета
конструкции инженера М.К.Тихонравова» и «Взлет
ракеты т. Тихонравова», а также фотографию «За-
ливка кислорода в ракету», на которой легко узнаются
С.П.Королев и ЮАПобедоносцев на фоне первой оте-
чественной баллистической ракеты 09. Таким образом
приведенные в книге расчеты и выводы подкрепляют-
ся документальными свидетельствами отечественных
достижений в этой области ракетной техники к момен-
ту создания РНИИ.
Книга Г.Э.Лангемака и В.П.Глушко «Ракеты, их
устройство и применение» была завершена в декабре
1934 г. и издана Главной редакцией авиационной лите-
ратуры Отдела научно-технической информации НКТП
СССР в 1935 г. Глава Шэтой книги, посвященная при-
менению ракет, была написана одним из крупнейших
специалистов того времени в области создания и при-
менения пороховых ракет Г.Э.Лангемаком. Во вводной
части этой главы отмечается: «В настоящее время еще
трудно указать все области возможного применения
ракетных аппаратов, однако то, что уже известно или
испытано, или только намечается, дает представление
о том большом значении, которое ракета будет иметь в
недалеком будущем». На основе сопоставления харак-
терных свойств ракет с твердым, жидким и газообраз-
ным топливами сделаны следующие заключения об их
применении.
47
История развития отечественного ракетостроения
«Твердое топливо (порох) может быть применено
в тех случаях, когда требуется простой, дешевый, кра-
тковременно действующий движитель.
Жидкое топливо должно быть использовано
главным образом для тех аппаратов, которые пред-
назначены для дальнего действия и для больших вы-
сот. Область применения - ракеты дальнего действия,
межпланетные аппараты.
Наконец, из двигателей на газообразном топливе
найдут себе применение лишь двигатели воздушно-
ракетные. Они должны предназначаться главным об-
разом для полетов в стратосфере при условии пред-
варительного разгона».
По мнению авторов книги, для пороховых ракет
в рассматриваемый период трудно ожидать дально-
стей выше 10-15 км. Сложность устройства ракет на
жидком топливе окупается возможностью получить
радиус действия несравненно больше, чем у поро-
ховых ракет. В случае применения жидкого топлива
дальность стрельбы, вообще говоря, беспредельна.
Жидкостные ракеты оправдают свое применение лишь
на дистанциях порядка 80—100 км и выше. Для этих
ракет высоты порядка 80-100 км уже в ближайшие
годы могут оказаться реальными, хотя о пассажирских
ракетах этого типа говорить еще преждевременно.
В заключении авторы подводят итог всему, что
было сказано о главнейших задачах на пути развития
техники ракетного дела.
«Пороховые ракеты имеют за собой широкий опыт,
правда, в весьма узкой области пиротехники. Выход их
на более широкую арену упирается исключительно в
создание мощного пороха и овладение процессом его
сгорания в полузамкнутом пространстве. Главная об-
ласть применения пороховых ракет - вооружение лег-
ких боевых аппаратов, как самолеты, небольшие суда,
автомашины всевозможных типов, наконец, артилле-
рия сопровождения.
В области создания ракет на жидком топливе не
имеется почти никакого опыта. Трудности здесь очень
велики. Ближайшая задача в этой области - создание
мощного двигателя, работающего надежно и устойчи-
во, с высоким коэффициентом полезного действия.
Вторая задача - получение высококалорийного, тех-
нически доступного топлива с большим удельным
весом. Наконец, третья задача состоит в осуществле-
нии устойчиво летящей ракеты с большим относитель-
ным содержанием топлива, с малым весом металла
и с большой поперечной нагрузкой. Главная область
применения ракет на жидком топливе - высотные по-
леты и сверхдальняя стрельба».
Таким образом, у ведущих специалистов РНИИ к
моменту его организации были четкие представления
о современном состоянии и перспективах развития и
практического применения всех типов реактивных и ра-
кетных двигателей и летательных аппаратов на их основе.
Следует подчеркнуть, что деятельность РНИИ
в начальный период была ориентирована не столько
на развитие научно-исследовательских работ, широкий
спектр которых был определен «Временным поло-
жением», сколько на создание конкретных образцов
вооружения и сдачу их Красной Армии. Вместе с тем
в первых же тематических планах института нашли
широкое отражение практически все области иссле-
дований и разработок, которые позднее развились
в самостоятельные направления ракетно-космической
техники.
Пороховые ракеты
и установки для их пуска
В ГДЛ при руководящей роли выпускника Артил-
лерийской академии Г.Э.Лангемака были проведены
работы по боевым твердотопливным ракетам шести
калибров: 65, 82,132,185, 245 и 410 мм. Эти раке-
ты были двух типов - невращающиеся оперенные всех
указанных выше калибров и вращающиеся турбореак-
тивные калибров 65, 82 и 132 мм. Основное внима-
ние было уделено ракетам со ставшими в дальнейшем
базовыми калибрами 82 и 132 мм, для которых были
выполнены разносторонние исследования, в т.ч. в об-
ласти внутренней и внешней баллистики, устойчивости
в полете и т.д. Для проведения этих исследований раз-
рабатывались пусковые установки различных типов.
Первоначально значительное внимание было уде-
лено пусковым установкам трубчатого типа. Эти рабо-
ты проводились под руководством инженера-артил-
лериста Б.С.Петропавловского. Достоинством таких
установок была их предельная простота. Однако ввиду
характерной для пороховых ракет малой скорости при
вылете из пусковой установки, по сравнению с дуль-
ной скоростью артиллерийского снаряда, устойчивость
ракеты в полете оказывалась неудовлетворительной
при практически приемлемых длинах пусковой трубы.
Установка на хвостовой части ракеты крыльев с разма-
хом в пределах калибра ракеты ситуации не изменила.
Устойчивость улучшалась в том случае, когда до 30 %
порохового заряда тратилось на организацию закрут-
Г.ЭЛангемак	Б.С. Петропавловский
48
Глава 2
ки ракеты вокруг ее продольной
оси. Но при этом практически
на треть уменьшалась дальность
полета ракеты.
Наряду с наземными были
разработаны и прошли летные
испытания трубчатые пусковые
установки для самолетов. За
счет набегающего на летящий
самолет потока воздуха дульная
скорость ракеты увеличивалась.
При этом устойчивость раке-
ты возрастала незначительно,
а сопротивление трубы замет-
но снижало скорость самолета.
Поэтому к моменту перехода
ГДЛ в РНИИ работы по труб-
чатым пусковым установкам
были практически прекращены.
Однако опыт организации осе-
вой закрутки для стабилизации
ракет в полете был использован
при создании ракет улучшенной
кучности во время Великой От-
ечественной войны и в послево-
енный период.
Так как среди сотрудников
ГДЛ было много авиационных
инженеров, то, естественно, по
примеру авиабомб было пред-
ложено для обеспечения устой-
чивости ракет использовать
надкалиберные крылья. Для
проведения наземных испыта-
ний таких ракет использовалась
пусковая установка, смонтиро-
ванная на лафете горной пушки.
Она представляла собой скре-
пленные бугелями две П-образные направляющие, по
которым скользила ракета, упираясь в них четырьмя
ведущими прямыми штырями. Такая установка получи-
ла название пусковой бугельного типа. Устойчивость
ракеты в полете и точность попадания в цель за счет
оперения удалось существенно повысить по срав-
нению с неоперенными ракетами, запускаемыми из
трубчатых установок. Тем не менее устойчивость и точ-
ность были существенно хуже, чем у артиллерийских
снарядов.
Ракетное оружие на базе пороховых ракет было до-
ведено до сдачи его на вооружение в РНИИ. Как уже
отмечалось, работы по пороховым ракетам в РНИИ
проводились в первом отделе. С учетом накопленно-
го в этой области опыта, задачи этого подразделения
были сформулированы во «Временном положении»
следующим образом:
а)	изучение горения порохов и других твердых то-
плив в не вполне замкнутом объеме:
б)	изучение реактивного и активного действия га-
зовой струи;
в)	разработка методов проектирования ракет на
твердом топливе, газодинамических и реактивных
орудий;
г)	разработка способов стабилизации пороховых
ракет в полете;
д)	разработка методов расчета траекторий порохо-
вых ракет;
е)	разработка и испытание образцов материальной
части артиллерии;
ж)	изучение вопросов тактического применения
ракетных и реактивных систем.
Задача создания пусковых установок в соот-
ветствии с «Временным положением» возлагалась
49
История развития отечественного ракетостроения
и на третий, авиационный отдел, в обязанности ко-
торого входило «вооружение самолетов ракетными
и реактивными орудиями».
Может показаться удивительным, что первый от-
дел РНИИ, сформированный вначале из специалистов
ГДЛ по пороховым ракетам, возглавил один из бывших
руководящих работников ГИРД Ю.А.Победоносцев.
На самом деле это было глубоко обоснованное ре-
шение. Дело в том, что в ГИРД Ю.А.Победоносцев
занимался проблемами создания воздушно-реактив-
ных двигателей. Свои опыты он проводил на летных
образцах, в которых в качестве модели ВРД исполь-
зовались просверленные корпуса артиллерийских сна-
рядов с заложенными в них горючими веществами.
Ю.А.Победоносцев был хорошо известен, в т.ч. в ГДЛ,
как специалист в области внешней и внутренней бал-
листики, а также аэродинамики летательных аппаратов
различных типов. Юрий Александрович был инициато-
ром многих важных решений и активным участником
работ, определивших успех создания отечественного
ракетного оружия в довоенный период. А в послевоен-
ный период он возглавил работы по созданию первых
отечественных твердотопливных баллистических ракет
дальнего действия.
Авиационное ракетное вооружение
В упоминавшейся выше книге Г.Э.Лангемака
и В.П.Глушко «Ракеты, их устройство и применение»
отмечалось: «Ракеты на пороховом топливе дают воз-
можность решить целый ряд артиллерийских задач. На
первом месте нужно поставить вооружение авиации,
где ракета, безусловно, не имеет конкурентов. Ничтож-
ный вес ракетного «орудия», который будет немногим
больше веса самого снаряда, отсутствие отдачи, нако-
нец, незначительное действие газовой струи на мате-
риальную часть самолета, - все это дает возможность
вооружать самолеты и дирижабли снарядами среднего
и крупного калибра без малейшего ущерба для осталь-
ных функций аппарата.
.. .Вооружение авиации крупными калибрами име-
ет огромное значение, во-первых, для воздушного боя
с противником, особенно при массовом нападении, и,
во-вторых, для стрельбы по наземным целям с даль-
них дистанций, т.е. для возможности поражения войск
и объектов противника вне досягаемости его зенитной
артиллерии».
В дополнение к перечисленным выше достоин-
ствам ракетного вооружения для авиации следует от-
метить, что за счет сложения скорости ракеты и само-
лета обеспечивается повышение устойчивости ракеты
в полете и, в результате, меткости стрельбы. Совокуп-
ность перечисленных выше характеристик обусловила
приоритетность в только что организованном РНИИ
работ по пороховым ракетам для авиации.
В ходе создания авиационного ракетного вооруже-
ния в РНИИ были решены две задачи, имевшие важ-
нейшее значение и для всех остальных видов ракетно-
го оружия. Речь идет о переходе в ракетных зарядах PC
на новый вид пороха и о создании пусковых устройств
нового типа.
В разработанных в ГДЛ ракетных снарядах исполь-
зовался бездымный пироксилино-тротиловый порох.
Он обладал достаточно хорошими энергетическими
характеристиками, но изготавливался по очень слож-
ной и малопроизводительной технологии «глухого»
прессования отдельных шашек в обогреваемых ма-
трицах. Длительность процесса изготовления шашек
составляла до десяти суток и более. Это позволяло
выпускать только небольшие партии шашек для экс-
периментальных работ. Так, например, за весь 1932 г.
мастерские ГДЛ, работая с полной нагрузкой, изгото-
вили всего лишь 6 т ракетных пороховых шашек. Это-
го было совершенно недостаточно для организации
промышленного производства реактивных снарядов.
Изготовленные для испытаний в больших количествах
корпуса PC лежали без движения из-за отсутствия ра-
кетных зарядов.
Существенным недостатком ЛТП являлось также
то, что при его прессовании получалось много брако-
ванных шашек. Кроме того, производство ЛТП отли-
50
Глава 2
чалось повышенной опасностью из-за большой склон-
ности состава и шашек к пылению.
В результате с учетом имеющегося к этому време-
ни задела в пороховой промышленности было при-
нято решение о замене при изготовлении топливных
зарядов для ракет пироксилино-тротилового пороха
на нитроглицериновый с вазелиновым пластифика-
тором. Широкая промышленная перспектива нового
пороха для изготовления ракетных шашек была об-
условлена хорошо освоенной технологией т.н. «про-
ходного» прессования, что позволило получать шашки
любой длины. За счет этого количество шашек в ра-
кетной камере сводилось к минимуму, увеличивалась
стабильность и надежность работы двигателя ракеты.
Порох НГВ обладал значительно большей теплотвор-
ной способностью (3645 кДж/кг) по сравнению с поро-
хом ПТП (3205 кДж/кг) и большим на 10 % удельным
импульсом тяги. Наконец, важным достоинством НГВ
являлось то, что он не содержал дефицитный в то вре-
мя тротил.
Недостатком НГВ на первых порах явилась сильная
зависимость характеристик его горения от температу-
ры и влажности окружающей среды при его изготовле-
нии, а также от температуры самого заряда во время
его воспламенения. Эту проблему удалось решить
подбором режимов и условий изготовления шашек и
введением в их состав специальных добавок. Переход
на новый состав пороха сыграл важную роль в обеспе-
чении крупномасштабного производства PC накануне
и в ходе Великой Отечественной войны.
Замена ПТВ на НГВ позволила уже в 1935 г. изгото-
вить несколько десятков тонн пороховых шашек и вновь
приступить к отработке реактивных снарядов. При этом
практически все работы были направлены на создание
PC для авиации. В этой связи инженер РНИИ Е.С.Петров
разработал самолетные пусковые установки бугельного
типа с двумя направляющими планками длиной 1-2 м.
В период с сентября по ноябрь 1936 г. в НИИ ВВС
проходили первые полигонные испытания оперенных
невращающихся РС-82 на самолетах-истребителях
Трехснарядный пусковой станок бугельного типа
с шестью направляющими планками для стрельбы РС-82
И-5. Под каждым крылом было установлено пусковое
устройство бугельного типа с тремя РС-82. Если на ти-
хоходном И-5 со скоростью полета порядка 250 км/ч
оборудование для стрельбы PC не оказывало замет-
ного влияния на характеристики самолета, то для ис-
требителя И-15, как показали проведенные в начале
1937 г. полигонные испытания, это влияние было уже
существенным.
Конечно, помимо увеличения аэродинамического
сопротивления установка орудий с PC увеличивала и
массу самолета на 32 кг в случае, если орудия были
без PC, и на 74 кг в случае зарядки орудий шестью
РС-82.
Табл. 1
Изменение летных характеристик истребителя И-15 после переоборудования в ракетоносец
Летная характеристика	И-15 без оборудования для стрельбы PC	И-15, оборудованный для стрельбы PC
Скорость максимальная, км/ч:		
-у земли	324	304
- на высоте 3000 м	350	335
- на высоте 5000 м	326	323
Время набора высоты 5000 м, мин	6,2	8,8
Практический потолок, м	9800	8400
51
История развития отечественного ракетостроения
Ю.А.Победоносцев
В начале того же 1937 г.
сотрудники НИИ-3 НКОП
начальник группы Ю.А. По-
бедоносцев и ведущий
конструктор А.П. Павленко
предложили принципиаль-
но новую конструкцию
пускового устройства -
однопланочную. В отчете
об испытаниях пускового
станка с одной направляю-
щей для РС-82, датирован-
ном августом 1937 г., отмечалось: «Для достижения
возможно меньшего веса и наименьшего габарита пу-
скового станка и, что особенно важно, для получения
наименьшего лобового сопротивления самолетов в
присутствии пускового агрегата, было решено выпол-
нить его в виде одной направляющей планки, к которой
на хомутах подвешивался бы снаряд».
Для испытания нового станка снаряды РС-82 мо-
дернизировали, одев на корпуса их двигателей (за
передним и перед задним центрирующими утолще-
ниями) по бугелю с двумя встречно расположенными
захватами, которыми снаряд крепился и скользил по
полкам направляющей планки в виде тавровой балки.
Проведенные наземные сравнительные испытания по-
казали, что новый способ ведения снаряда в пусковом
приспособлении обеспечивал требуемую точность
стрельбы. При этом новый пусковой станок был более
легким, имел существенно меньшие габариты и аэро-
динамическое сопротивление и поэтому был более
предпочтителен для самолетов. Кроме того, новый
станок был намного дешевле и проще в изготовлении,
прост и удобен в монтаже на различные самолеты.
В самом начале 1938 г. были успешно проведены на-
земные испытания пускового устройства нового типа
и для РС-132.
Здесь следует отметить, что еще в 1935 г. в от-
деле жидкостных ракет РНИИ под руководством
М.К.Тихонравова, коллеги Ю.А.Победоносцева еще со
времен ГИРД, началась разработка большой то тем вре-
менам ракеты с ЖРД, названной АВИАВНИТО. Первый
пуск этой ракеты был осуществлен 6 апреля 1936 г. А для
последующих пусков была сооружена деревянная мачта
высотой 48 м с направляющей планкой, которую охва-
тывали державки-лапки ракеты. Планкой служил рельс
от узкоколейки. Эта мачта была использована в качестве
пускового станка. Запущенная 15 августа 1937 г. ракета
АВИАВНИТО поднялась на высоту около 3000 м. Таким
образом, пусковой станок для жидкостной ракеты фак-
тически явился прототипом для однопланочного пуско-
вого устройства пороховых ракет.
Однако процесс совершенствования данного пу-
скового устройства на этом не остановился. С учетом
положительных результатов наземных испытаний уже
20 января 1938 г. ВВС утвердили тактико-технические
требования на разработку новых пусковых установок
для стрельбы РС-82 и РС-132. В ТТТ, в частности,
говорилось, что орудие должно надежно удерживать
PC в направляющих как на взлете и посадке, так и при
«любых фигурных полетах самолета». Выполнить
это требование в конструкции, где PC крепились к
направляющей планке хомутами, было, конечно, не-
возможно. И тут возникла идея, автор которой пока
достоверно не установлен. Называются имена инже-
неров А.П.Павленко и Н.Г.Белова, главного инженера
НИИ-3 А.Г.Костикова, начальника группы пусковых
установок И.И.Гвая. Суть идеи сводилась к реализа-
ции в однопланочной пусковой установке не только
функции ведения PC, но и удержания его в подве-
шенном состоянии. Для этого в стальном стержне
направляющей требовалось выстругать продольный
Т-образный паз, в который при заряжании вводили
пару Т-образных штифтов, жестко установленных
на PC. При этом конструкция самих снарядов пре-
терпевала минимальные изменения - вместо штат-
ных четырех прямых ведущих штифтов требовалось
установить два ведущих Т-образных. Так родилось
техническое решение, которое определило облик
всех последующих образцов ракетной артиллерии,
используется до настоящего времени и, несомненно,
будет использоваться в будущем.
Старт ракеты АВИАВНИТО
52
Глава 2
В НИИ-3 ракетные орудия новой конструкции сроч-
но изготовили в начале 1938 г. Заводские испытания
РО-82 нового типа с Т-образными пазами направля-
ющих провели на Софринском артполигоне в апреле-
июле того же года. Доработанные боеприпасы отлича-
лись от штатных латунными Т-образными штифтами,
авиации ракетами, проводились с использованием пу-
сковых станков бугельного типа. Дело в том, что такие
испытания для систем на базе снаряда РС-82 проводи-
лись еще в сентябре-ноябре 1937 г. Они проходили на
полигоне в Броварах под Киевом. Для этого пусковы-
ми установками для РС-82 были оборудованы шесть
установленными по одному на
переднем и заднем центрирую-
щих утолщениях. Вскоре латун-
ные штифты были заменены
стальными. Одиночные орудия
конструкции Н.Г.Белова в груп-
пе пусковых установок И.И.Гвая
сблокировали в трехорудий-
ную батарею для сравнения
со старыми двухпланочными
трехорудийными пусковыми
станками.
Однопланочное ракетное
орудие с Т-образным ведущим
пазом получило название на-
правляющей желобкового типа.
Для увеличения жесткости на-
правляющей ее крепили заклеп-
ками к силовой балке из трубы
длиной 1,2 и 1,5 м, в зависимо-
сти от калибра PC. Технологиче-
ские отверстия для постановки
заклепок в трубе придавали ей
вид флейты, поэтому ПУ данно-
го типа назвали «флейтой».
В конце декабря 1938 г.
для полигонных испытаний
однопланочные РС-82 уста-
новили на истребителе И-16.
В январе-феврале 1939 г.
программа испытаний была
полностью выполнена. Замер
горизонтальной скорости по-
лета с полной нагрузкой РС-82
показал, что она уменьшилась
всего на 5-7 км/ч. В марте
1939 г. успешно прошли поли-
гонные испытания и РС-132 с
пусковыми установками новой
конструкции для бомбардиров-
щиков СБ. Уже в 1939 г. нача-
лось серийное изготовление и
установка на самолеты новых
ракетных орудий, но они со-
вершенствовались вплоть до
начала войны.
А войсковые испытания,
по результатам которых было
принято решение о вооружении
Самолетные пусковые установки с направляющими
бугельного (а) и желобкового (б) типа для РС-82 и РС-132
Истребитель И-16 с РС-82
53
История развития отечественного ракетостроения
самолетов И-15, входящих в состав 65-й истребитель-
ной авиаэскадрильи под командованием участника
войны в Испании, Героя Советского Союза майора
П.В.Рычагова. Выводы объемного отчета по результа-
там испытаний, содержавшего довольно значительное
количество замечаний и предложений, сводились к
тому, что РС-82 на самолете И-15 могут быть с успе-
хом применены для действий против наземных войск
и являются эффективным оружием воздушного боя.
Войсковые испытания РС-132 проводились на трех
скоростных бомбардировщиках СБ в период с 4 июня
по 28 августа 1938 г. в 54-й авиабригаде Киевского
особого военного округа также с положительными ре-
зультатами.
Интересно отметить, что уже 25 сентября 1937 г.,
не дожидаясь окончания войсковых испытаний РС-82
на истребителях И-15 и даже начала испытаний РС-132
на бомбардировщиках СБ, ВВС затребовали вооружить
в 1938 г. ракетными установками 250 самолетов И-15
и 500 самолетов СБ. Правда, 4 декабря 1937 г. этот заг
каз был уточнен. Теперь к середине 1938 г. ракетными
установкам требовалось вооружить 150 истребителей
И-15,100 истребителей И-16,100 бомбардировщиков
СБ и 10 тяжелых бомбардировщиков ТБ-3.
Испытания РС-82 в реальных боевых услови-
ях состоялись в ходе вооруженного столкновения
между РККА и японскими вооруженными силами
на реке Халхин-Гол и у озера Хасан. Звено капитана
Н.И.Звонарева на пяти И-16, оборудованных пуско-
выми установками для РС-82, в период с 8 августа
по 15 сентября 1939 г. совершило 59 боевых вылетов,
участвовало в 16 воздушных боях с использованием
РС-82, сбило ими 17 японских самолетов.
«Боевое крещение» РС-132 получили в начале
1940 г. в ходе советско-финской войны. Они были
Двухпланочное пусковое устройство для РС-132 на танке БТ-5
установлены на шести бомбардировщиках СБ, пере-
оборудованных в ракетоносцы.
14 марта 1941 г. среди первых лауреатов Ста-
линской премии за создание ракетного вооруже-
ния для авиации были названы имена сотрудников
НИИ-3 Ю.А. Победоносцева, И.И.Гвая, Л.Э.Шварца,
Ф.Н.Пойды, ВААртемьева, А.А. Павленко, А.С.Попова,
А.С.Пономаренко, а также инженера 8 ГУ ВВС КА
Л.П.Лобачева и конструктора завода имени Владимира
Ильича М.Ф.Малова.
В начале войны ракетами были вооружены истреби-
тели И-15, И-153, И-16, бомбардировщики СБ. В ходе
войны ракетное оружие было установлено на истреби-
телях нового поколения Як-1, ЛаГГ-3, МиГ-3 и даже на
ленд-лизовском английском истребителе Hurricane, а
также на штурмовиках Су-2 и бомбардировщиках Су-6
и Пе-2. Особенно успешно ракеты применялись на
штурмовиках Ил-2, на базе которых, в частности, соз-
давались специальные противотанковые эскадрильи.
Авиационное ракетное вооружение внесло заметный
вклад в победу в Великой Отечественной войне.
Наземное ракетное вооружение
Результаты наземных испытаний авиационных PC
не внушали оптимизма относительно возможности
эффективного применения пороховых ракет в на-
земных условиях. Если преимуществами ракетного
вооружения в авиации были большой по сравнению
даже с пушечным вооружением самолетов калибр PC
и их поражающая способность, а также гораздо боль-
шая дальность полета PC по сравнению с авиационным
пушечно-пулеметным оружием, то на земле ракетное
оружие по этим показателям полностью уступало ар-
тиллерии. На земле в боль-
шей степени проявлялся и
главный по сравнению с
классической артиллерией
недостаток реактивной ар-
тиллерии - низкая точность
стрельбы. Поэтому отдель-
ные попытки использования
PC в наземных условиях
заканчивались безрезуль-
татно. Примером является
использование в качестве
базы для ракетной системы
танка. В период с 28 апре-
ля по 26 июня 1935 г. про-
водились испытания экс-
периментальной ракетной
установки для стрельбы
PC калибра 132 мм с тан-
ка БТ-5. Хотя испытания
54
Глава 2
РС-132 на штырях подготовлены для залповой стрельбы
в целом прошли успешно, было очевидно, что ракетная
установка с постоянным углом возвышения не могла
нанести серьезного ущерба цели при стрельбе един-
ственным осколочно-фугасным снарядом РС-132.
Что же касается применения ракетного вооружения
на автомашинах, го в РНИИ это направление прошло
путь от использования автомашин для перевозки пу-
сковых установок и реактивных снарядов до создания
на основе автомашин реактивных систем залпового
огня. Только залповый огонь мог обеспечить эффек-
тивное применение ракетного оружия при прогнозиру-
емых в новых боевых действиях крупных скоплениях
войск и техники.
Достаточно долгое время для запуска наземных
ракет использовали пусковые станки в виде штырей,
одним концом втыкаемых в землю, а другим концом в
сопло реактивного снаряда. Дальность полета снаряда
изменялась регулированием угла наклона штыря. Для
осуществления залпового огня устанавливалось необ-
ходимое количество штырей. Такая схема применения
ракетного оружия в наземных условиях была впервые
опробована на практике летом 1936 г. Роль автомаши-
ны здесь сводилась к транспортировке пусковых шты-
рей и снарядов к месту стрельбы.
А 15 октября 1936 г. обсуждался проект ТТТ на
самоходные установки, предназначенные не только
для транспортировки, но и для ведения с них стрель-
бы одиночными ракетными снарядами. При этом
одновременно ставилась задача создания штырей для
залповой стрельбы с грунта. Наибольшее предпочте-
ние отдавалось разработке самоходных установок,
пригодных для ведения огня как с самохода, так и с
грунта, в зависимости от боевой обстановки. Заказ-
чика особенно интересовала возможность стрельбы
с самохода при оставлении обслуживающего расчета
на нем. Подчеркивалась необходимость «при состав-
лении ТТТ на самоходные установки для означенных
целей в качестве таковых базироваться на автомашины
ЗИС-6, ЗИС-5, ГАЗ-АА».
В соответствии с утвержденными 20 ноября 1936 г.
ТТТ, самоход должен был оснащаться пусковым стан-
ком для стрельбы с остановки одним снарядом кали-
бра 245 мм. Это обусловило отказ от автомобильного
шасси в пользу гусеничного трактора СТЗ-З, т.к. при
всей своей теоретической «безоткатности» ракетный
снаряд крупного калибра при старте поперек рамы
был способен опрокинуть упомянутые выше грузови-
ки. «На походе» станок складывался. Самоход должен
был перевозить и пусковые штыри в количестве, не-
обходимом для залпа полным боезапасом.
Следует отметить, что на совещании 15 октября
1936 г. Г.Э.Лангемак предлагал на колесном шасси
лишь доставлять боеприпасы на позицию и заряжать
ими штыри, установленные на грунте для пуска снаря-
дов. Причину такого предложения объясняет следую-
щая запись в протоколе совещания: «Ввиду отсутствия
опыта в ведении групповой стрельбы со штырей пред-
ложить РНИИ изготовить 10 штырей к РС-132 в 1936 г.
и включить в программу пункт о проведении соответ-
ствующего испытания».
Это предложение Г.Э.Лангемака было реализова-
но в 1937 г. Масса каждого из использованных в ходе
испытаний штырей в окончательно собранном виде с
простейшим прицелом не превышала 15-20 кг. В по-
ходное положение их переводили быстро и без при-
менения специальных сложных инструментов. Пере-
вод одного штыря в боевое положение занимал до
3-5 мин, комплекта из 10-12 штырей - до 45 мин.
А дальше следовало заряжание штырей реактивными
снарядами и их наводка. Конечно, внезапность стрель-
бы при этом исключалась.
Документов о разработке самих самоходов пока
не обнаружено, что может быть связано с арестом
Г.Э.Лангемака 3 ноября 1937 г. Вместе с тем дальней-
шие события, связанные с созданием ракетного во-
оружения на базе автомашин, позволяют сделать вы-
вод, что разработка самоходов в соответствии с ТТТ от
20 ноября 1936 г. так и не проводилась.
55
История развития отечественного ракетостроения
В тематическом плане НИИ-3 на 1938 г, подписан-
ном новым, назначенным в октябре 1937 г. директо-
ром института Б.М.Слонимером, работы по назем-
ной реактивной артиллерии не были предусмотрены.
Однако 13 февраля 1938 г. Главное артиллерийское
управление Наркомата обороны СССР (так в 1934 г.
стал называться Наркомат по военным и морским
делам СССР) заключило с НИИ-3 договор № 2-40 на
разработку и изготовление опытной и сдаточной пар-
тии снарядов калибра 132 мм (всего 350 шт.), а также
на разработку одного опытного станка для пуска РС-
132 и изготовление пяти станков для Заказчика.
Договором предусматривалось создание легких
индивидуальных пусковых станков, транспортируемых
на автомашине. Эти станки должны были вручную рас-
ставляться по линии стрельбы (с интервалом около
10 м), а после залпа вновь грузиться на автомаши-
ну. На подготовку к стрельбе отводилось около часа.
Следует отметить, что в этом задании еще не было
сформулировано требование о создании мобильного
боевого комплекса для осуществления залпового огня.
В июне того же года ГАУ НКО выдало НИИ-3 уточнен-
ное ТТЗ на разработку специального 132-мм реактивного
снаряда и самоходной многозарядной залповой установ-
ки. Поэтому выполненный инженером Е.С.Петровым (он
и ранее являлся основным исполнителем по конструкции
пусковых станков) проект пускового устройства по тради-
ционной схеме был отвергнут представителем заказчика
в институте военинженером 2-го ранга В.В.Аборенковым.
В институте сложилась острая обстановка: срок
окончания работ по договору с Артуправлением
(III квартал 1938 г.) приближался, удовлетворительно-
го решения и даже приемлемых идей не было. В этих
условиях руководство института приняло решение объ-
явить приказом директора № 5 от 5 июля 1938 г. за-
крытый конкурс «в целях своевременной разработки
лучшего качества пускового станка для 132-мм реак-
тивных снарядов по договору с АУ РККА».
В приложении к приказу указывалось:
«I. Станок предназначается для пуска 132-мм реак-
тивных ... снарядов при групповой стрельбе (одновре-
менный огонь из 6-12 станков) с целью организации
огневого... налета.
В.В.Аборенков
И.И.Гвай
II.	Конструкция станка должна обеспечить:
-	возможность ведения огня с закрытых позиций...;
-	групповое расположение станков (минимальный
интервал-10 м)...;
-	маскировку и защиту орудийного расчета от дей-
ствия струй газа...
III.	Вес станка... не более 120 кг.
IV.	Станок должен быть механически прочен при
перевозках на автотранспорте по полевым дорогам...
V.	Конструкция станка должна обеспечить устой-
чивость при выстреле, допуская выпуск 12 снарядов в
течение двух минут...».
В утвержденном списке участников конкурса было
18 чел. (все - сотрудники института): Шварц, Шитов,
Артемьев, Петров, Лужин, Краюшкин, Гвай, Попов,
Пономаренко, Розентул, Пойда, Фокин, Победонос-
цев, Александров, Тихонравов, Павленко, Курова,
Галковский. Жюри конкурса было утверждено в сле-
дующем составе: Костиков, Буторин, председатель -
Слонимер.
В условиях конкурса были определенные проти-
воречия. Например, организовать выпуск с одного
станка 12 снарядов с интервалом в 10 сек, конечно,
было невозможно. Это требование могло быть вы-
полнено только с помощью многозарядной установ-
ки. Проект такой многозарядной механизированной
залповой установки для стрельбы реактивными сна-
рядами, размещенной на автомобиле ЗИС-5, 27 ав-
густа 1938 г. представил на конкурс старший инженер
И.И.Гвай. В пояснительной записке были приведены
расчеты, описание конструкции, тактико-технические
достоинства нового средства вооружения. Проект
не полностью удовлетворял условиям конкурса, не
вписывался в установленные ограничения. Так, вме-
сто обусловленного минимального интервала в 10 м
между расставляемыми на земле станками пусковые
устройства были расположены вплотную друг к дру-
гу на автомобиле и образовывали единый залповый
агрегат, соединивший не 6-12, а 24 станка в единый
конструктивный блок. Главной достопримечательно-
стью установки, предложенной И.И.Гваем, было то,
что в качестве станков в ней использовались только
что прошедшие заводские испытания авиационные
ракетные орудия новой кон-
струкции желобкового типа
с однопланочной направля-
ющей, имеющей Т-образный
ведущий паз.
В тот же день проект за
подписями главного инже-
нера НИИ-3 АГ.Костикова
и И.И.Гвая был направлен за-
казчику. 27 августа 1938 г.
произошло еще одно знаме-
нательное событие: приказом
56
Глава 2
директора института была создана для разработки
рабочего проекта новой установки группа (позднее от-
дел) № 8 во главе с И.И.Гваем.
В состав группы И.И.Гвая вошли два конструктора
- А.П.Павленко и А.С.Попов. Именно им была пору-
чена срочная разработка общих видов и рабочих чер-
тежей первого варианта механизированной установки
для пуска PC. Чертежи прямо с кульмана шли в про-
изводство, и 1 ноября 1938 г. первая залповая уста-
новка произвела на Софринском артполигоне свои
первые выстрелы. Это был первый вариант установки
с 24 поперечно расположенными направляющими
для пуска PC.
Результаты оказались обнадеживающими, и по
итогам пробных испытаний была немедленно созда-
на Государственная комиссия во главе с известным
артиллеристом, заместителем начальника Артилле-
рийского управления РККА комкором В.Д.Грендалем.
Ей поручалось провести более широкие, представи-
тельные испытания установки на Центральном во-
енном полигоне. Испытания в Саратовской области
в конце 1938-го - начале 1939 г. оказались не менее
впечатляющими. В итоговом акте по этим испытани-
ям были отмечены как большие перспективы нового
оружия, так и конструктивные и технологические недо-
статки первого варианта пусковой установки.
На основе результатов испытаний в течение фев-
раля-мая 1939 г. был создан второй вариант пусковой
установки также с поперечно расположенными 24 на-
правляющими, но уже на базе высокопроходимой и
более грузоподъемной автомашины ЗИС-6, которая
получила индекс МУ-1 (механизированная установка,
образец № 1).
К весне 1939 г. стали очевидны два принципиально
важных вывода, открывших новые направления со-
вершенствования создаваемой системы. Первый вы-
вод сводился к необходимости улучшения кучности
стрельбы. Как показала научно-экспериментальная ра-
бота, проведенная МКТихонравовым и М.С.Кисенко,
для этого необходимо было существенно увеличить
начальную, при сходе с направляющих, скорость сна-
ряда. Наиболее реалистичным путем решения этой
задачи было признано увеличение длины направля-
ющих с 2 до 5-6 м. Эскизные компоновки нового,
третьего, варианта пусковой установки выполнили
в марте-апреле 1939 г. конструкторы В.Н.Галковский
и А.С.Попов. Технический совет института под пред-
седательством А.Г.Костикова, рассмотрев в апреле
1939 г. эти предложения, признал лучшим вариан-
том компоновочную схему В.Н.Галковского -16 про-
дольно расположенных 5-метровых направляющих
на автомашине ЗИС-6. Этот вариант получил индекс
МУ-2. Он начал ускоренно разрабатываться и стал за-
тем основным, базовым вариантом «Катюши». Кро-
ме В.Н.Галковского в разработке конструкции этого,
Первый вариант многозарядной механизированной
залповой установки для стрельбы PC
Второй вариант многозарядной пусковой установки для PC (МУ-1 -
механизированная установка, образец № 1). Вид сзади и сбоку
57
История развития отечественного ракетостроения
третьего, варианта под руководством И.И.Гвая прини-
мали участие конструкторы Н.Д.Давыдов, А.П. Павлен-
ко, А.С.Попов, С.С.Смирнов и др.
Второй вывод по итогам проведенной работы
сводился к тому, что в новой реактивной системе не
может быть применен авиационный снаряд РС-132,
который использовался при испытаниях первых двух
вариантов установки. Основные требования к новому
снаряду заключались в необходимости значительного
увеличения дальности (с 6,5 км до предельного в то
время значения - 8,5 км), повышения боевой эффек-
тивности, стабильности полета и эксплуатационных
свойств.
В отличие от авиационного реактивного осколоч-
ного снаряда РОС-132, новый снаряд получил индекс
РОФС-132 (позднее - М-13), т.к. это был осколочно-
фугасный снаряд. Разработку этого снаряда возглавил
Третий вариант пусковой установки МУ-2
в отделе Л.Э.Шварца ведущий инженер-конструктор
В.НЛужин. Вместе с ним эту работу вели конструкто-
ры В.Г.Бессонов, А.С.Пономаренко, ДАШитов и др.
При разработке в полной мере использовалась в ка-
честве прототипа конструкция PC авиационного при-
менения. Однако благодаря, главным образом, но-
ваторским предложениям В.Н.Лужина, была создана
качественно иная конструкция, удовлетворяющая тре-
бованиям максимальной дальности, высокой боевой
эффективности (благодаря увеличенной скорости
разлета осколков и приданию боезаряду снаряда за-
жигательных свойств), повышенной надежности, ста-
бильности полета, а также требованиям более про-
стой эксплуатации в боевых условиях. В результате
проведенных весной-летом 1939 г. работ был создан
реактивный снаряд, который через два года заставил
немецких генералов основательно пересмотреть свои
тактические разработки в части подготовки операций и
порядка накопления резервов в ближнем тылу. Важный
вклад в разработку нового снаряда и пусковой установ-
ки внесли своими научными и опытно-конструктор-
скими работами ЮАПобедоносцев, МКТихонравов,
ВААртемьев, Л.Э.Шварц и др.
В августе-ноябре 1939 г. третий вариант пусковой
установки в комплекте с новым снарядом успешно
прошел вначале заводские испытания на Софринском
полигоне, а затем полигонные испытания на артполи-
гоне под Ленинградом. Результаты последних дали ос-
нование заказчику рекомендовать - после устранения
выявленных недостатков - новый снаряд и третий ва-
риант пусковой установки к массовому производству
и принятию на вооружение армии.
Такое решение, однако, в то время не было принято,
хотя к концу 1939 г. наряду с конструкцией новой си-
стемы было разработано и тактико-техническое обо-
снование применения оружия, определено его место
в системе артиллерийского вооружения Красной Ар-
мии. Наиболее полно военно-техническое обоснова-
ние первой реактивной системы залпового огня изла-
галось АГ.Костиковым, И.И.Гваем и В.В.Аборенковым
в представленной в 1939 г. заявке на изобретение пу-
сковой установки для стрельбы реактивными снаряда-
ми, а также в ряде последующих докладов руководству.
Следует отметить, что их классическое определение
достоинств оружия, изложение тактики его примене-
ния в бою были в полной мере подтверждены в пери-
од Великой Отечественной войны, а также полностью
применимы и для современных залповых реактивных
систем.
Несмотря на очевидные положительные результа-
ты госиспытаний и неоднократные настойчивые до-
клады В.В.Аборенкова, АГ.Костикова, Б.М.Слонимера,
нарком боеприпасов И.П.Сергеев, нарком обороны
К.Е.Ворошилов, маршалы Н.Н.Воронов и Г.И.Кулик,
не доверяя новому оружию, соответственно ориен-
58
Глава 2
тировали руководство страны, в т.ч.
И.В.Сталина. Сожаления по этому по-
воду высказал после войны лишь мар-
шал Н.Н.Воронов.
Таким образом, 1940 г. не стал го-
дом принятия системы на вооружение
и развертывания ее массового про-
изводства. В это время в институте в
значительно сниженном по сравнению
с предыдущим периодом темпе шла
работа по доводке оружия, устране-
нию выявленных при госиспытаниях
замечаний. Производством института
была выпущена малая партия пуско-
вых установок (8 шт.), ставшая впоследствии основой
первой экспериментальной батареи.
В1940-1941 гг. произошла смена руководства нар-
коматов боеприпасов и обороны: И.П.Сергеева сменил
П.Н.Горемыкин, К.Е.Ворошилова - С.К.Тимошенко.
Весной 1941 г. благодаря усилиям ведущих специали-
стов Главного артиллерийского управления (Аборен-
ков, Мрыкин) и института (Костиков) стена недоверия
была, наконец, пробита.
17 июня 1941 г. реактивную систему с большим
успехом продемонстрировали на Софринском поли-
гоне высшему военному руководству во главе с нарко-
мом С.К.Тимошенко.
21 июня 1941 г. за несколько часов до начала войны
было принято правительственное решение о принятии
системы на вооружение Красной Армии. Вслед за этим
уже в ходе войны, в период с 28 июня по 1 июля при-
М-13
казом наркома обороны была сформирована первая
отдельная экспериментальная батарея реактивной ар-
тиллерии под командованием капитана ИАФлерова.
2 июля батарею, основу которой составили первые пу-
сковые установки, вышедшие из ворот НИИ-3, напра-
вили на Западный фронт. Ее сопровождали инструк-
торы из НИИ-3: по пусковой установке - А.С.Попов,
по реактивному снаряду-Д.А.Шитов. 14 июля батарея
И.А.Флерова произвела свой вошедший в историю
первый боевой залп по фашистам у железнодорожной
станции Орша.
28 июля 1941 г. АГ.Костикову «за создание одно-
го из видов вооружений, поднимающего боевую мощь
Красной Армии», присвоили звание Героя Социалисти-
ческого Труда. Группе специалистов НИИ-3, создавших
это оружие, также вручили высокие правительствен-
ные награды, в т.ч. ордена Ленина В.Н.Галковскому
А.С.Попов
Участники создания «Катюши». Слева направо: в первом ряду - А.ГКостиков, Ф.Н.Пойда,
Л.Э.Шварц; во втором ряду - Б.М.Слонимер, А.С.Попов, Александров, Белоносов, П.П.Зуйков
•
ДАШитов
59
История развития отечественного ракетостроения
Табл. 2
Характеристики авиационных реактивных снарядов РС-82, РС-132
и реактивных снарядов М-8 и М-13 для наземных пусковых установок
Параметр	РС-82	М-8	РС-132	М-13
Калибр, мм	82	82	132	132
Длина, мм	620	660	935	1410
Полная масса, кг	6.8	8	23,1	42,3
Масса заряда ВВ, кг	0,36	0,5	1.9	4.9
Масса ракетного заряда, кг	1,06	1,2	3,78	7.2
Максимальная дальность стрельбы, км	5,2	5.5	7,1	8.4
и И.И.Гваю. Орденом Ленина был также награжден
В.В.Аборенков. В 1942 г. за разработку «Катюши»
Сталинской премии первой степени были удостоены
А.Г.Костиков, И.И.Гвай, В.Н.Галковский, В.В.Аборенков,
институт был награжден орденом Красной Звезды.
Работы по организации серийного выпуска «Ка-
тюш» были начаты еще накануне войны. Первыми к та-
ким работам приступили на Воронежском экскаватор-
ном заводе имени Коминтерна. В феврале 1941 г. туда
прибыли представители НИИ-3 - начальник группы
И.И.Гвай, ведущий конструктор В.Н.Галковский и тех-
нолог С.И.Калашников. 2 июля 1941 г. первые две вы-
пущенные на этом заводе «Катюши» были отправлены
в Москву и 5 июля прошли испытания на Софринском
полигоне.
Вскоре после начала войны к выпуску «Катюш»
по документации СКВ при заводе «Компрессор»
в Ленинграде приступил завод имени Карла Маркса.
Изготовленные здесь «Катюши» принимали участие
в обороне Ленинграда. А одна чудом сохранившаяся
«Катюша» выпуска 1941 г., бесспорно, единственная
в мире, находится в Военно-историческом музее ар-
тиллерии, инженерных войск и войск связи в Санкт-
Петербурге.
Ракетное вооружение флота
Работы по реактивным системам для флота про-
водились еще в ГДЛ. Так, 5 июля 1933 г. в Евпатории
в присутствии наркомвоенмора и под председатель-
ством начальника вооружений РККА М.Н.Тухачевского
состоялись официальные испытания 132-мм ракетных
осветительных парашютных снарядов.
А 29 июня 1935 г. на основании приказа началь-
ника Морских Сил РККА и приказа командующего
Черноморским Флотом в Севастополе были прове-
дены заводские испытания стрельбой ракетной уста-
новки на торпедном катере. На испытаниях использо-
вали PC конструкции и производства РНИИ калибра
132 мм фугасно-осколочного и осветительного дей-
ствия. Ракетное орудие установили в кормовой части
катера.
Целью испытаний была проверка действия вы-
стрела РС-132 на катер, как стоящий на якоре, так и
на ходу. У осветительных снарядов, кроме того, про-
веряли действие факелов и дальность освещения.
В итоге комиссия признала, что применение на торпед-
ных катерах PC калибра 132 мм фугасно-осколочного
и осветительного действия вполне возможно и целе-
сообразно. Моряки посчитали наиболее оптимальным
выполнить установку для залповой стрельбы тремя
снарядами. Как подчеркивалось в итоговом докумен-
те, «желательно проработать также вопрос примене-
ния ракетных установок для стрельбы по воздушным
и подводным целям для отражения атак штурмовой
авиации и подводных лодок. Необходимо форсиро-
вать работы по повышению скоростей PC и увеличе-
нию их калибров вплоть до 450 мм».
Окончательные чертежи морского варианта ракет-
ных осветительных парашютных снарядов РС-132-0
были представлены в АУ РККА 13 июля 1935 г„ но по
неизвестным причинам не были утверждены.
В 1935 г. в РНИИ были начаты работы по 245-мм
корабельной ракетной системе (боеприпас и пусковая
установка к нему). В 1937 г. работы по 245-мм ра-
кетно-фугасно-морскому снаряду РФМС-245 были
доведены до стадии заводских испытаний. В этом же
году на основе 245-мм фугасного снаряда моряки
заказали и разработку 245-мм ракетно-дымового
снаряда РДС-245. Однако результаты этих работ не-
известны.
60
Глава 2
Ракетная установка в положении для стрельбы ракетно-осколочными снарядами РОС-132 (слева)
и ракетно-осветительными снарядами PC-132-0 (справа) с торпедного катера
К сожалению, неизвестны и результаты разработок
в НИИ-3 ракетно-фугасно-ныряющего снаряда РФНС-
152, предназначенного для противодействия атакам
подводных лодок и торпедных катеров противника.
Для вооружения морских кораблей предназначался
ракетно-дымовой снаряд РДС-152, а для нужд бере-
говой обороны - ракетно-осветительный-сигнальный
снаряд РОСС-152 и ракетно-сигнальный снаряд РСС-
152. В планах работ НИИ-3 был и 406-мм морской ра-
кетно-фугасный снаряд. Палубные пусковые установ-
ки для стрельбы ракетными боеприпасами калибров
132 и 152 мм для полигонных испытаний проектиро-
вали также в РНИИ.
В ведомость на изделия, подлежащие контроль-
ному испытанию на Софринском полигоне в 1941 г,
было включено 40 шт. 165-мм ракетно-осветительных
снарядов РОСС-165, разработанных «для нужд бере-
говой обороны«. В это же время ракетные боеприпа-
сы такого же назначения для флота разрабатывали
и в калибре 140 мм. Именно такими снарядами была
оснащена изготовленная в НИИ-3 «Катюша», которая
в канун войны была отправлена на войсковые испыта-
ния под Севастополь.
Таким образом, несмотря на проводившиеся в
РНИИ - НИИ-3 широкие исследования и разработки
ракетных систем в интересах Военно-морского флота,
ни одна из этих систем не поступила на вооружение в
довоенный период. Вместе с тем в годы Великой От-
ечественной войны на кораблях эффективно исполь-
зовались ракетные системы типа «Катюши».
Благодаря большой научно-исследовательской и
опытно-конструкторской работе, выполненной в на-
шей стране в период 1933-1941 гг. под руководством
Реактивного научно-исследовательского института,
были созданы и доведены до сдачи на вооружение
системы авиационного и наземного оружия на основе
пороховых ракет. Это оружие внесло весомый вклад в
победу в Великой Отечественной войне. Оно сыграло
большую роль в создании твердотопливных ракетных
систем для вооружения армии, авиации и флота в по-
слевоенный период. Прямыми наследниками леген-
дарной «Катюши» являются современные реактивные
системы залпового огня «Град», «Ураган», «Смерч».
Вместе с тем «Катюша» фактически стала родоначаль-
ницей современных наземных и морских твердото-
пливных межконтинентальных баллистических ракет,
стоящих на вооружении Ракетных войск стратегиче-
ского назначения.
Успехи нашей страны в создании оружия на осно-
ве твердотопливных ракет в довоенный период - это
результат самоотверженной и творческой работы
многих тысяч ученых, инженеров, конструкторов,
техников и рабочих. Родина высоко оценила резуль-
таты их плодотворной деятельности. Указом Пре-
зидента СССР от 21 июня 1991 г. за большой вклад
в создание отечественного реактивного оружия
звание Героя Социалистического Труда было при-
своено (посмертно) И.Т.Клейменову, Г.Э.Лангемаку,
В.Н.Лужину, Б.С.Петропавловскому, Б.М.Слонимеру,
Н.И.Тихомирову.
61
История развития отечественного ракетостроения
Баллистические ракеты
Ракеты с жидкостными
рдкдтными двигателями
Направленная 17 апреля 1946 г. на имя И.В. Ста-
лина докладная записка с предложениями по органи-
зации работ по ракетам дальнего действия начина-
лась словами:
«Одним из новых видов вооружения, применяв-
шимся Красной Армией в Великой Отечественной
войне, было ракетное вооружение со снарядами М-8,
М-13, М-20, М-30 и М-31. Однако эти снаряды являют-
ся только средством ближнего боя. В СССР до 1941 г.
вопросами проектирования ракетных снарядов зани-
мался Научно-исследовательский институт (НИИ-3)
Наркомата боеприпасов...».
В принятом на основании этой докладной запи-
ски историческом Постановлении Совета Министров
СССР от 13 мая 1946 г. «Вопросы реактивного воору-
жения» на первое место в разработке и производстве
реактивного вооружения были поставлены реактивные
снаряды с жидкостными двигателями.
Как уже отмечалось, еще в 1932 г. при обосновании
необходимости создания РНИИ указывалось на пер-
спективы применения ЖРД для создания сверхдаль-
нобойной артиллерии с возможностью осуществления
тяжелых снарядов для стрельбы на сотни и даже тыся-
чи километров. А в постановлении СТО об организации
РНИИ подчеркивались «огромные перспективы в деле
применения реактивных двигателей и особенно жид-
костных реактивных моторов в различных областях
военной техники». При этом вслед за С.П.Королевым
авторы книги «Ракеты, их устройство и применение»
Г.Э.Лангемак и В.П. Глушко подчеркивали: «Первой
задачей при разработке ракетной проблемы является
создание мощного и надежно действующего ракетного
двигателя».
Работы по созданию ЖРД и баллистических ракет
на их основе были начаты в нашей стране еще в ГДЛ
и ГИРД до объединения их в РНИИ.
Работы ГЩ
Здесь в 1930 г. В.П.Глушко разработал первый
в СССР экспериментальный ЖРД ОРМ-1, который
в 1931 г. был изготовлен и испытан. В качестве компо-
нентов топлива в нем применялись азотный тетроксид
с толуолом или жидкий кислород с бензином. При ра-
боте на жидком кислороде и бензине двигатель раз-
вивал тягу до 200 Н.
В 1930-1933 гг. под руководством В.П.Глушко
было разработано 53 ЖРД от ОРМ и ОРМ-1 до
ОРМ-52, из которых 29 прошли многократные стен-
довые огневые испытания. Эти двигатели работали
на топливе с использованием высококипящих и низ-
кокипящих окислителей. По своему назначению эти
двигатели являлись опытными образцами, причем
большинство из них были экспериментальными уста-
новками для отработки элементов конструкций, обе-
спечивающих зажигание, запуск, работу на режиме на
различных топливах. Для практического применения
в ракетах предназначались только двигатели ОРМ-50
и ОРМ-52.
Двигатель ОРМ-50 имел тягу 1470 Н и работал на
азотнокислотно-керосиновом топливе. В нем впервые
было применено жидкостное химическое зажигание.
Двигатель допускал многократные испытания. Сталь-
ная цилиндрическая камера сгорания охлаждалась
внутренней завесой топлива, ее головка и коническое
сопло, снабженное спиральным оребрением, имели
также внешнее проточное охлаждение азотной кисло-
той. Камера была снабжена четырьмя центробежными
форсунками с обратными клапанами. Таким образом,
в ОРМ-50 были опробованы многие технические ре-
шения, которые используются в современных ЖРД.
В 1933 г. этот двигатель прошел сдаточные стендовые
испытания. Он предназначался для баллистической
ракеты 05, разрабатывавшейся в ГИРД.
Двигатель ОРМ-52 - наиболее мощный в 1930-х гг.
ЖРД - предназначался для разрабатывавшихся в
ГДЛ экспериментальных ракет РЛА-1, РЛА-2, РЛА-3
и морской торпеды. 24 декабря 1933 г. ОРМ-52 про-
шел официальные испытания. В его конструкции были
воплощены многие научно-технические идеи и фак-
тически подытожен опыт работ ГДЛ за 1929-1933 гг.
ОРМ-52 работал на азотной кислоте и керосине, имел
жидкостное химическое зажигание и вытеснительную
систему подачи с помощью сжатого азота из аккумуля-
тора давления. Он развивал тягу 2450-2940 Н и имел
удельный импульс 2060 м/с, давление подачи топлива
4 МПа, давление в камере сгорания 2-2,5 МПа и массу
14,5 кг.
Таким образом, за четыре с половиной года кол-
лектив ГДЛ проделал значительную теоретическую
и опытно-конструкторскую работу по жидкостным
ракетным двигателям. Основное внимание здесь уде-
В. П. Глушко	Н. Г Чернышев
62
Глава 2
ЖРД ОРМ-1
лялось ЖРД, работающим на высококипящих компо-
нентах топлива, как более отвечающим требованиям
боевого применения.
Следует отметить, что в ГДЛ начал свой путь
в ракетной технике Н.Г.Чернышев, который в период
работы в РНИИ стал ведущим специалистом по химии
ракетных топлив.
Работы ГИРД,
В ГИРД под руководством и при непосредствен-
ном участии С.П.Королева в 1933 г. были созданы и
испытаны первые в нашей стране баллистические ра-
кеты с ЖРД и гибридными ракетными двигателями.
В этой организации были разработаны ракеты с ЖРД -
ГИРД-Х, 05, 07 и с ГРД - 09 и 13. Ракета ГИРД-Х
была создана по проекту ФАЦандера, а ракеты 05,
07, 09 и 13 - по проекту М.К.Тихонравова. Поэтому
С.П.Королев, ФАЦандер, М.К.Тихонравов являются
основоположниками практического конструирования
баллистических ракет в нашей стране.
Опытно-конструкторские работы по ЖРД в
ГИРД начались осенью 1931 г. и проводились бри-
гадой ФАЦандера, а с августа 1932 г. - и бригадой
М.К.Тихонравова. При этом во всех разработанных в
ГИРД ЖРД в качестве окислителя использовался жид-
кий кислород, как более эффективный по сравнению с
азотно-кислотными окислителями.
В ГИРД, как и в ГДЛ, важное значение придавалось
разработке теории ЖРД, большой вклад в создание
которой внес Ф.А.Цандер. Он первый в нашей стране
в конце 1920-х - начале 1930-х гг. начал исследова-
ния термодинамических свойств продуктов сгорания,
установил влияние их на величину удельной тяги дви-
гателя, сформулировал основные принципы термоди-
намического, теплового и практического расчета ЖРД,
а также рассчитал температуру стенок и оптимальный
объем камеры сгорания, необходимый для полного
сгорания компонентов топлива. ФАЦандер заложил
основы теории проектирования ЖРД, разработал ме-
тодику расчета термодинамики камеры сгорания и
определения параметров продуктов сгорания без учета
и с учетом диссоциации.
За два года деятельности в ГИРД было разработано
11 ЖРД, из них 3 прошли стендовые огневые испыта-
ния (ОР-2, 02 и 07), а один - двигатель 10 - летные
испытания. При оценке количества разработанных
двигателей следует иметь в виду, что в ГИРД каждый
двигатель разрабатывался в нескольких вариантах,
имевших существенные различия. Однако им не дава-
лось новых обозначений, как это делалось в других ор-
ганизациях, и они испытывались под одним индексом.
В январе 1933 г. первая бригада под руководством
Ф.А.Цандера начала проектирование ЖРД, получив-
шего индекс 10 и предназначавшегося для баллистиче-
ской ракеты ГИРД-Х. В сентябре 1933 г. был изготов-
лен четвертый вариант двигателя 10, который работал
С.П.Королев
М.КТихонравов
63
История развития отечественного ракетостроения
на жидком кислороде и этиловом спирте. В октябре
1933 г. были проведены стендовые огневые испыта-
ния двигателя 10 со следующими результатами: тяга
685-785 Н, удельный импульс - 1810 м/с, давление
в камере сгорания - 0,8-1,0 МПа, продолжительность
работы - до 22 с. Полученные результаты, превышав-
шие расчетные данные, послужили основанием для
принятия решения о пробном пуске ракеты ГИРД-Х с
двигателем 10.
ГИРД-Х была первой советской баллистической
ракетой с ЖРД. Разработка ее началась одновременно
с двигателем, что было характерно для ГИРД, в январе
1933 г. Ракета имела длину 2200 мм, максимальный
диаметр -140 мм, размах стабилизаторов - 375 мм,
стартовую массу - 29,5 кг, из которых 8,3 кг приходи-
лось на топливо, 2 кг - на полезный груз и 19,2 кг -
на массу конструкции.
В конструкции ракеты ГИРД-Х был воплощен ряд
оригинальных технических решений, получивших за-
тем дальнейшее развитие в отечественных ракетах,
созданных во второй половине 1930-х гг. и в послево-
енное время. Следует отметить, что в этой ракете при-
менялись несущие топливные баки. Такое техническое
решение было весьма прогрессивным и давало суще-
ственный выигрыш в весе конструкции. Бак окислителя
был расположен ближе к головной части, а- бак горю-
чего - к хвостовой части ракеты ГИРД-Х, что обеспе-
чивало лучшую устойчивость ракеты в полете.
25 ноября 1933 г. под Москвой группа сотрудников
РНИИ (бывшей первой бригады ГИРД) произвела пуск
ракеты ГИРД-Х. Ракета успешно стартовала с пусково-
го станка и стала подниматься вертикально вверх. Но
на высоте 75-80 м последовало быстрое и довольно
крутое отклонение ракеты от вертикального направле-
ния, и она упала на землю на расстоянии 150 м от места
старта. Причина отклонения ракеты заключалась в вы-
падении медной втулки, удерживавшей сопло двигателя.
Следует отметить, что в конце 1932 - начале 1933 г.
Цандер разработал оригинальные проекты ЖРД с тя-
гой 5,89 и 49,05 кН. В ГИРД в июле 1933 г. было за-
кончено проектирование жидкостной баллистической
ракеты 07, летные испытания которой состоялись в
РНИИ летом 1935 г. В ГИРД к осени 1933 г. была также
спроектирована баллистическая ракета 05 с азотно-
кислотным двигателем ОРМ-50 конструкции ГДЛ. На
базе этой ракеты в РНИИ была создана ракета АВИАВ-
НИТО, первый пуск которой состоялся 6 апреля 1936 г.
Ракета ГИРД-Х
Перед пуском	Пуск ракеты ГИРД-Х
64
Глава 2
РаботыРНИИ
Как уже отмечалось, в РНИИ были продолжены ра-
боты по созданию ЖРД и ракет на их основе, начатые
в ГДЛ и ГИРД. Первоначально они велись во втором
отделе, на который в соответствии с «Временным по-
ложением» возлагались следующие задачи:
а)	исследование горения жидкого и газообразного
топлива в реактивных двигателях;
б)	разработка и лабораторные испытания реактив-
ных двигателей на жидком и газообразном топливах;
в)	разработка методов проектирования и расчета
реактивных двигателей на жидком и газообразном то-
пливах;
г)	разработка способов управления и стабилизации
в полете ракет на жидком и газообразном топливах;
д)	разработка методов расчета траекторий дально-
бойных ракет;
е)	разработка и испытание образцов самодвижу-
щихся снарядов для сверхдальней стрельбы.
Работы в этом отделе велись по двум направлени-
ям: бригада, которой руководил В.П.Глушко, занима-
лась разработкой азотно-кислотных ЖРД, а бригада,
руководство которой осуществлял Л.С.Душкин, зани-
малась созданием ЖРД на кислороде и спирте (или
керосине). Под руководством М.КЛихонравова созда-
вались гибридные двигатели и баллистические ракеты
на их основе.
Для использования в баллистических ракетах в
РНИИ были доработаны ЖРД 10, ОРМ-50, ОРМ-52.
Параллельно с доработкой двигателей с начала 1934 г.
были организованы теоретические и эксперименталь-
ные исследования, направленные на создание кисло-
родных и азотно-кислотных ЖРД с более высокими
ТТХ, особенно по надежности, тяге и удельному им-
пульсу. Эти двигатели предназначались для вновь про-
ектируемых баллистических и крылатых ракет.
В РНИИ были разработаны сравнительно надежно
действующие кислородно-спиртовые ЖРД с тягой 1470—
3190 Н, удельным импульсом 1960-2110 м/с и длитель-
ностью работы до 3 мин. При этом были освоены дви-
гатели как неохлаждаемые с керамическим покрытием,
так и полностью охлаждаемые горючим - спиртом.
Следует заметить, что при общем довольно значи-
тельном количестве двигателей масштабы разработки
кислородных двигателей были сравнительно неболь-
шими. Это объясняется главным образом тем, что
в РНИИ основное внимание уделялось созданию ЖРД,
работающих на высококипящих компонентах топлива.
Считалось, что эти двигатели в наибольшей степени
отвечают требованиям, предъявляемым к боевым ра-
кетам. Возможность применения кислородных двига-
телей в этих ракетах ставилась в зависимость от полу-
чения в них более высокой, чем в азотно-кислотных
двигателях, удельной тяги, а именно не менее 2260 м/с.
Из числа созданных в РНИИ с 1934 по 1939 г. кис-
лородно-спиртовых двигателей представляют интерес
двигатели 12к, 205,208, РДК-1-150, в разработке кото-
рых принимали участие Л.С.Душкин, М.К.Тихонравов,
АДКочуев, В.А.Штоколов и др.
В 1938 г. был разработан и испытан лучший для
того времени отечественный кислородно-спиртовой
двигатель РДК-1-150. Он имел регулируемую тягу от
690 до 1470 кг, удельный импульс 1960 м/с, давление
в камере 1 МПа и продолжительность непрерывной
работы 3 мин. Однако этот двигатель предназначался
для ракетоплана.
Проектирование двигателя 12к, предназначенного
для баллистической ракеты, началось в конце 1934 г.
Он был разработан в четырех вариантах и предна-
значался для ракеты РДД-11/1. Характерной особен-
ностью третьего варианта 12к являлось то, что в нем
была применена неохлаждаемая камера, имевшая вну-
треннее теплоизоляционное керамическое покрытие,
а также внутреннее охлаждение завесой из компо-
нентов топлива. В четвертом варианте впервые в на-
шей стране для охлаждения кислородно-спиртового
двигателя было применено горючее - спирт. При этом
внешнее проточное охлаждение было только для соп-
ла, камера сгорания не охлаждалась и имела внутрен-
нее теплоизоляционное керамическое покрытие.
Первые испытания двигателя 12к были прове-
дены в марте-мае 1935 г. Положительный результат
был достигнут только на двигателе третьего вариан-
та, который показал достаточно высокую надежность,
а его параметры были близки к расчетным: тяга -
2700-3200 Н при давлении в камере сгорания
1,2-1,3 МПа, удельный импульс -1960 м/с и продол-
жительность работы - 40 с. В ноябре 1935 г. комис-
сия РНИИ в составе С.П.Королева, М.К.Тихонравова,
Л.С.Душкина и других решила считать двигатель 12к
(третий вариант) предварительно отработанным.
К осени 1933 г. в ГИРД была спроектирована ра-
кета 05, которая в июле 1935 г. получила название
АВИАВНИТО. Ракета имела сигарообразную форму,
длину 3225 мм, максимальный диаметр 300 мм,
стартовую массу 97 кг, в т.ч. массу топлива 32,6 кг.
Расчетная высота подъема составляла 10 км. Первый
пуск ракеты АВИАВНИТО
был произведен 6 апреля
1936 г., а второй пуск -
15 августа 1937 г., когда
была достигнута высота
полета более 3 км.
Проектирование раке-
ты 07 было закончено в
ГИРД в июле 1933 г. Эта
ракета представляет ин-
терес с точки зрения кон-
структивного ее решения.
42Л
Л.С.Душкин
65
История развития отечественного ракетостроения
Ракета АВИАВНИТО
Ракета 07	Ракета 07 на пусковом станке
Она имела необычную аэродинамическую форму -
«летящее крыло», полученную в результате приме-
нения весьма больших по размерам стабилизаторов
и небольшой головной части, где размещался пара-
шют. В ракете 07 корпус как самостоятельная часть
конструкции отсутствовал. Схема этой ракеты являлась
как бы переходной от схемы баллистической ракеты к
схеме ракетоплана.
Отличительной особенностью ракеты 07 являлось то,
что двигатель был расположен выше ее центра тяжести.
Такое конструктивное решение основывалось на суще-
ствовавшем в то время мнении, что обеспечить устойчи-
вость полета ракеты гораздо легче, если тяга двигателя
будет приложена впереди центра тяжести ракеты. В связи
с тем, что в начале 1930-х гг. еще не была разработана
теория устойчивости полета ракеты, конструкторы решали
эту проблему чисто эмпирически. Кроме того, на такое
решение большое влияние оказал опыт авиации, где в те
годы господствовала схема самолета с тянущим винтом.
Другой особенностью этой ракеты являлось размещение
топливных баков внутри стабилизаторов.
Ракета 07 имела длину 2000 мм, размах стабили-
заторов 1074 мм, стартовую массу 35 кг, в т.ч. мас-
су топлива 10 кг, массу полезного груза 2 кг, массу
конструкции 23 кг. Летом 1935 г. в РНИИ состоялись
летные испытания ракеты 07 с двигателем 02 и была
достигнута дальность полета 3 км.
Созданием ракет 07 и АВИАВНИТО фактически
ограничились достижения РНИИ в области создания
баллистических ракет с ЖРД.
В РНИИ наибольшие результаты были достигнуты
в разработке ЖРД на высококипящих компонентах
топлива. Здесь были созданы надежно действующие
однокамерные, частично или полностью охлаждае-
мые компонентами топлива азотнокислотно-кероси-
новые ЖРД с тягой до 10,8 кН, удельным импульсом
1960-2110 м/с и длительностью одноразовой работы
до 3 мин. Они имели вытеснительную или насосную
систему подачи.
Из большого числа разработанных в институте
в довоенный период азотнокислотных двигателей наи-
больший интерес представляют двигатели ОРМ-65,
ОРМ-67, ОРМ-69 - конструкции В.П.Глушко, а также
РДА-1-150 и Д-1-А-1100 - конструкции Л.С.Душкина.
Однако все они предназначались для крылатых ракет
и ракетопланов.
Работы КБг7
Как уже отмечалось, к середине 1930-х гг. работы по
созданию ракет с ЖРД в РНИИ были практически пре-
кращены. В этой связи 8 августа 1935 г. в Москве по при-
казу начальника вооружений РККА М.Н.Тухачевского
для разработки боевых жидкостных ракет было обра-
зовано Конструкторское бюро № 7 (КБ-7). Основу кол-
лектива КБ-7 составили сотрудники РНИИ, занимав-
шиеся разработкой кислородных двигателей и ракет на
их основе. Начальником КБ-7 являлся Л.К.Корнеев, а
заместителем и главным инженером - А.И.Полярный.
В апреле 1939 г. КБ-7 вошло в состав РНИИ.
66
Глава 2
За 1935-1939 гг. коллектив КБ-7 разработал
28 кислородно-спиртовых двигателей с М-1 по М-15,
с М-18 по М-30 и один комбинированный ракетный
двигатель М-17, которые предназначались для ракет
баллистического типа. Созданные в этой организации
ЖРД имели тягу от 390 до 1960 Н и удельный им-
пульс 1960-2160 м/с. Комбинированный двигатель
при работе на твердом топливе развивал тягу 980 Н,
а на жидком топливе - 235 Н и имел удельный им-
пульс 1913 Н.
В КБ-7 получили развитие ракетные двигатели с те-
плоизоляционным керамическим покрытием. В1936—
1937 гг. здесь было внедрено в практику внешнее про-
точное охлаждение спиртом всей камеры сгорания и
сопла или только сопла. В эти же годы А.И.Полярный
впервые в нашей стране разработал систему запуска
двигателя с пусковым режимом и соответствующую
пусковую и рабочую арматуру. Работа двигателя разде-
лялась на пусковой и рабочий режимы, т.е. был введен
двухступенчатый режим работы.
В КБ-7 была применена вытеснительная система
подачи с помощью порохового аккумулятора давле-
ния. Первую конструкцию ПАД разработал А.Б.Ионов
в РНИИ в 1936 г. После перехода в КБ-7 А.Б.Ионов
совместно с А.И.Полярным продолжили эту работу и
создали ПАД для двигателя М-29.
Большинство разработанных в КБ-7 двигателей
прошли стендовые испытания, а некоторые из них - и
летные испытания на ракетах Р-03 и Р-03 (серийная).
Двигатель М-9 с тягой 417 Н испытывался на ракетах
Р-06 и АНИР-5 в 1937-1939 гг.
Из всех созданных в КБ-7 двигателей наиболее со-
вершенным в конструктивном отношении был М-29.
Его разработка началась в 1938 г. Двигатель был
разработан в семи вариантах —от М-29 до М-29 е.
Отличительной особенностью М-29 е являлось при-
менение цилиндрической формы камеры сгорания
со сферической головкой, а также вытеснительной
системой подачи с помощью ПАД. Камера сгорания
была облицована теплоизоляционным керамическим
покрытием из окиси магния и не имела внешнего про-
точного охлаждения. Сопло не имело такого покрытия
и охлаждалось спиртом. В торцовой части сфериче-
ской головки располагались центробежные шнекового
типа пусковые и рабочие форсунки, обеспечивающие
двухступенчатый запуск двигателя.
На проведенных в 1938 г. стендовых испытани-
ях М-29 е показал удовлетворительные результаты:
тяга - 1982 Н (по ТТЗ планировалось 1717 Н), дав-
ление в камере сгорания - 1,68 МПа, удельный им-
пульс - 2160 м/с и продолжительность работы на
установившемся режиме 33 с. Отработка двигателя
была завершена в 1939 г. в РНИИ. Он предназначался
для ракеты Р-05, разрабатывавшейся в КБ-7. Летных
испытаний двигатель не проходил.
Из ракет, созданных в КБ-7, заслуживают внимания
ракеты Р-03 и Р-06. Ракета Р-03 была спроектирова-
на, и первый ее образец прошел огневые испытания в
1935 г. (носила название ракеты Королева). К 1937 г.
эта ракета была усовершенствована и имела длину (со
стабилизаторами) 2180 мм, диаметр 200 мм, старто-
вую массу 30,5 кг, в т.ч. массу компонентов топлива
12,5 кг. Двигатель М-3 работал на жидком кислороде
и этиловом спирте и развивал тягу 120 кг. Расчетная
дальность полета составляла 11 км.
Ракета Р-06 была спроектирована осенью 1934
и в 1935 г. прошла летные испытания под названием
ракеты Полярного. К 1937 г. эта ракета была усовер-
шенствована и имела длину (со стабилизаторами)
1645 мм, диаметр 126 мм, стартовую массу 9,4 кг,
в т.ч. 2,4 кг составляло топливо. Двигатель М-3 рабо-
тал на этиловом спирте и жидком кислороде и разви-
вал тягу 390 Н. Расчетная высота подъема составляла
4,5 км, дальность полета 6 км.
Эти ракеты были неуправляемыми, с наклонным
стартом. Первый пуск усовершенствованных ракет
Р-03 и Р-06 состоялся 11 апреля 1937 г. под Москвой.
В1937-1938 гг. были поведены пуски серии этих ракет
и достигнуты дальности полета ракетой Р-03 - 6,8 км
и ракетой Р-06 - 5,5 км.
Здесь рассматривалась проблема обеспечения
устойчивости ракет в полете за счет раскрутки ее перед
стартом в пусковом станке и дополнительной рас-
крутки в полете с помощью пороховых шашек, а также
за счет применения гироскопа.
Ракета Р-03
Ракета Р-06
67
История развития отечественного ракетостроения
Ракеты с гибридными
ракетными двигателями
Осенью 1932 г. под руководством М.К.Тихонравова
во второй бригаде ГИРД была начата разработка ги-
бридных ракетных двигателей, занимающих проме-
жуточное положение между ЖРД и РДТТ. В качестве
компонентов гибридного топлива были взяты жидкий
кислород и отвержденный бензин. По теплотворной
способности такое топливо не уступало жидким то-
пливам.
В конце 1932 г. в ГИРД был разработан первый в
мире гибридный ракетный двигатель, получивший ин-
декс 09. По проекту тяга его была равна 510 Н. Дви-
гатель имел простую по устройству, неохлаждаемую
цилиндрическую камеру сгорания и коническое сопло.
В головке камеры сгорания была смонтирована «шай-
ба-форсунка» жидкого кислорода, имевшая несколько
отверстий - форсунок струйного типа. В камере сгора-
ния находилась цилиндрической формы сетка с круп-
ными отверстиями. Между стенкой камеры и сеткой
помещалось твердое горючее, образуя заряд в виде
одноканальной шашки.
Ракета 09
28 апреля 1933 г. под руководством С.П.Королева
и М.К.Тихонравова начались стендовые огневые ис-
пытания двигателя 09, продолжавшиеся более трех
месяцев. За это время было проведено около 20 ис-
пытаний. В процессе испытаний было установлено,
что ГРД допускают повторный запуск и регулирование
тяги, последнее достигалось путем изменения расхода
жидкого компонента без существенного нарушения в
соотношении компонентов топлива.
7 августа 1933 г. стендовые огневые испытания
двигателя 09 были закончены и достигнуты следующие
результаты: тяга - 490-590 Н, давление в камере -
0,49-0,59 МПа, продолжительность работы - до 15 с.
Эти результаты примерно соответствовали расчетным
данным и были признаны достаточными для пробного
пуска ракеты 09.
Проектирование ракеты 09, как и двигателя 09, на-
чалось в конце 1932 г. Она имела длину 2400 мм, диа-
метр 180 мм, стартовую массу 19 кг, массу топлива 5 кг,
массу конструкции 7,8 кг. Ракета 09 обладала хорошими
аэродинамическими качествами и в то время считалась
одной из лучших отечественных ракет по этому показа-
телю. Конструктивно она состояла из головной части,
приборного отсека, топливного отсека и хвостовой ча-
сти. В головной части размещался парашют. В прибор-
ном отсеке находились метеорограф и другие приборы,
а также арматура кислородного бака. В топливном от-
секе размещался один бак для жидкого кислорода.
По проекту ракета 09 являлась эксперименталь-
ной. В то же время ТТЗ, разработанное Управлением
военных изобретений начальника вооружений РККА,
предусматривало создание на базе этой ракеты и бо-
евого варианта. В этом случае вместо парашютного и
приборного отсеков предполагалось иметь единую, но
значительно меньшую по длине (длина ракеты сокра-
щалась почти на полметра) головную часть оживаль-
ной формы, снаряженную взрывчатым веществом.
Свободное пространство топливного отсека предус-
матривалось также заполнить взрывчатым веществом.
В середине марта 1933 г. начались стендовые испыта-
ния отдельных узлов и агрегатов ракеты. 17 августа 1933 г.
под Москвой был осуществлен пуск ракеты 09 - первой в
мире ракеты с гибридным ракетным двигателем и первой
в нашей стране баллистической ракеты. Пуск ракеты про-
изводился с пускового станка, имевшего вертикальные
направляющие. Ракета поднялась на высоту 400 м.
Двигатель 09
68
Глава 2
Ракета 09 на пусковом устройстве
Макет ракеты 09
После успешного полета ракеты 09 в ГИРД, а за-
тем в РНИИ были продолжены работы по дальнейше-
му совершенствованию ракет с ГРД. Они вылились в
создание на базе ракеты 09 более совершенной ракеты
под индексом 13. Имея почти одинаковые с ракетой 09
геометрические и весовые характеристики (старто-
вая масса - 20 кг, масса конструкции -10,8 кг, масса
топлива - 4,25 кг, длина - 2460 мм), ракета 13 была
снабжена более мощным двигателем (индекс 13), об-
ладавшим тягой 640 Н.
Вскоре была изготовлена небольшая серия этих ракет.
В январе-мае 1934 г. ракета 13 совершила ряд успешных
полетов и достигла высоты 1,5 км. Был получен сравни-
тельно устойчивый полет в вертикальном направлении и
под большим углом к горизонту. Эти данные свидетель-
ствовали о правильности расчетов ракеты.
В РНИИ баллистические ракеты с ГРД не были
окончательно отработаны, несмотря на достижение
некоторых положительных результатов. В этой области
оставалось еще много нерешенных проблем, особенно
по надежности двигателя. Для их решения требовались
разносторонние теоретические исследования и экспе-
рименты. К этому времени значительные результаты
были достигнуты в области ЖРД. Поэтому в РНИИ
основное внимание стало уделяться разработке жид-
костных ракет, а работы над ракетами с гибридными
ракетными двигателями прекратились.
Для крылатой ракеты 06 предназначалась модифи-
кация двигателя 13 - двигатель 13/а. В 1934-1936 гг.
он прошел летные испытания.
В середине 1960-х гг. работы по ГРД получили
развитие за рубежом на основе достижений в области
создания ЖРД и РДТТ. Около 10 типов ГРД с тягой от
нескольких сотен Н до 10 кН совершили полет в со-
ставе экспериментальных исследовательских ракет и
других небольших ЛА.
В настоящее время специалистами Центра Келды-
ша ведутся работы по созданию ГРД на новом науч-
но-техническом уровне. По результатам проведенных
исследований эффективное использование ГРД мо-
жет быть обеспечено в стартовых ускорителях ракет,
ракетах-носителях легкого класса, разгонных блоках
ракет среднего и тяжелого классов, в двигательных
установках для межорбитального маневрирования,
а также в суборбитальной аэрокосмической системе на
базе самолета-носителя типа МиГ-31.
69
История развития отечественного ракетостроения
Ракеты с комбинированными
ракетными двигателями
В середине 1930-х гг. в РНИИ началась разработ-
ка нового типа ракетного двигателя, который полу-
чил название комбинированный ракетный двигатель.
По конструкции и принципу работы его нельзя отнести
ни к ЖРД, ни к РДЦ ни к ГРД. Это особый тип ракетно-
го двигателя, который сочетает в себе твердотопливный
и жидкостный ракетный двигатели, работающие после-
довательно с использованием одной камеры сгорания.
Твердое топливо (пороховые шашки) размещалось
непосредственно в камере сгорания, а жидкие компо-
ненты - в топливных баках. Первоначально двигатель
работал как твердотопливный. После сгорания порохо-
вых шашек автоматически начиналась подача жидких
компонентов топлива и двигатель переходил на режим
работы ЖРД. Наличие двухступенчатой схемы работы
являлось отличительной особенностью такого ракет-
ного двигателя.
Создание КРД было вызвано необходимостью уве-
личения начальной скорости полета неуправляемых
жидкостных ракет с целью улучшения устойчивости
их полета на начальном участке траектории. Следу-
ет иметь в виду что первые ЖРД были тяжелыми и
маломощными. В результате ракеты медленно наби-
рали скорость, что влияло на устойчивость их полета.
Для повышения начальной скорости полета таких ракет
требовалось форсировать их старт. Предполагалось,
что достичь этого возможно за счет применения либо
специальных пороховых ускорителей, либо КРД.
Здесь следует отметить, что, несмотря на успешно
начатые еще в ГДЛ и продолженные в РНИИ работы
по пороховым стартовым ускорителям для само-
летов, разработка пороховых ускорителей для ракет
не проводилась. И с той поры, несмотря на широкое
применение в мире пороховых стартовых ускорителей
прежде всего для ракет-носителей космических ап-
паратов, это направление ракетной техники не нашло
развития в нашей стране.
Идея создания КРД была выдвинута В.С.Зуевым
в 1935 г. Реализовал ее в 1936 г. ДАШитов, сконстру-
ировавший для ракеты 209 двигатель такой конструк-
ции, получивший индекс 209. На испытаниях он раз-
вивал тягу на твердом топливе 3435 Н в течение 2 с и
на жидком топливе (жидкий кислород+спирт) - 785 Н
в течение 38,5 с. В процессе испытаний исследовались
и оценивались достоинства и недостатки данного типа
ракетного двигателя, специфика его работы.
Камера сгорания комбинированного ракетного
двигателя имела большой объем и была тяжелее по
сравнению с камерой жидкостного ракетного двигате-
ля такой же тяги. Чтобы выдержать давление порядка
10 и более МПа, необходимое для нормального горе-
ния порохового заряда, камера сгорания КРД изго-
товлялась более прочной, а поэтому имела большую
массу. Так, в двигателе 209 давление, развиваемое по-
роховыми газами, достигало 9,5 МПа, а при переходе
на жидкостный режим оно снижалось до 2,0 МПа. Ра-
бота ЖРД при большом давлении в камере сгорания в
то время не была освоена, к тому же применять такое
давление при вытеснительной системе питания было
нецелесообразно.
В связи с большой разницей в давлениях потребо-
валось сопло изменяемого сечения. Необходимо было
обеспечить одновременное поступление в камеру сго-
рания жидких компонентов топлива и их надежное за-
жигание, защиту форсунок, а также исключить проник-
новение пороховых газов в систему питания. Для этого
за форсунками были установлены обратные клапаны,
которые одновременно препятствовали проникнове-
нию жидких компонентов в камеру сгорания, пока в
ней еще продолжалось горение пороха. После сгорания
пороха давление в камере сгорания падало, и в момент,
когда давление подачи начинало превышать давление в
камере, обратные клапаны одновременно открывались,
жидкие компоненты топлива поступали в камеру сгора-
ния и воспламенялись догорающим порохом.
Наибольший размах работы над комбинированны-
ми ракетными двигателями получили в 1939-1941 гг,
когда в соответствии с заданием Наркомата боеприпа-
сов и ГАУ в РНИИ было разработано несколько таких
двигателей, получивших индекс 200, 604, 521, 307
и т.д. В их проектировании и испытании принимали
участие МКТихонравов, Л.С.Душкин, А.А. Андриа-
нов, В.А.Букин, А.Н.Малинин, А.Б.Ионов, П.И.Иванов,
М.С. Кисенко и др.
В этих двигателях в качестве жидких компонентов
топлива использовались азотная кислота и керосин,
а в качестве твердого топлива - нитроглицериновый
порох марки НГВ. Камеры двигателей имели пример-
но одинаковую конструкцию: неохлаждаемую, толсто-
стенную, цилиндрической формы камеру сгорания
с плоской головкой и коническое сопло. Для подачи
жидких компонентов топлива использовалась вытес-
нительная система питания с помощью порохового
аккумулятора давления. Двигатели отличались друг от
друга в основном параметрами и размерами, а также
некоторыми особенностями в конструкции.
В 1939 г. был разработан двигатель 604, который
предназначался для боевой ракеты баллистического
типа 604. При работе на порохе НГВ двигатель имел
тягу 37670 Н в течение 0,86 с, а на жидком топливе -
тягу 8880 Н в течение 10 с, причем давление в камере
сгорания достигало соответственно 22,0 и 5,5 МПа.
Удельная тяга была равна 2160 м/с. В январе 1941 г.
этот двигатель прошел летные испытания на ракете 604.
Двигатель 521 был разработан в 1940 г. и пред-
назначался для боевой ракеты баллистического
типа 521, а также для авиационной ракеты типа 524.
70
Глава 2
Ракета 604
Ракета 521
Пусковая установка для ракет 521
Этот двигатель был еще более мощным. Он развивал
тягу на порохе 41200 Н, на жидком топливе -10790 Н
и имел удельный импульс 2160 м/с. В период с августа
1940 г. по август 1941 г. были проведены многочис-
ленные летные испытания двигателя на ракете 521.
Таким образом, в РНИИ с 1939 по 1941 г. проводи-
лись большие изыскания в области комбинированных
ракетных двигателей, но, несмотря на ряд положитель-
ных результатов, завершить их разработку не удалось в
связи с начавшейся войной.
В 1937-1941 гг. в РНИИ было разработано не-
сколько конструкций баллистических неуправляемых
боевых ракет с наклонным стартом и комбинирован-
ными ракетными двигателями: РДД-135, РДД-260,
РДД-262 и РДД-203; летные испытания прошла только
ракета РДД-203.
Ракета РДД-203 имела два варианта, носившие на-
звание 604 и 521. При одинаковом диаметре 203 мм
стартовая масса ракеты 604 составляла 180 кг, а ра-
кеты 521 - 200 кг. При этом масса компонентов жид-
кого топлива (керосин и азотная кислота) в ракете 604
равнялась 41 кг, в ракете 521 - 44 кг, а масса твер-
дого топлива - соответственно 15 и 13 кг. Ракета 604
имела в головной части 25 кг взрывчатого вещества,
а ракета 521 - 36 кг. Ракеты 521 запускались с меха-
низированной 10-зарядной пусковой установки типа
«Катюша». Расчетная дальность полета ракеты 604
составляла 25 км, а ракеты 521 - 23 км. Полигонные
испытания ракеты 604 проводились в январе 1940 г.,
и была достигнута дальность полета около 20 км. По-
лигонные испытания ракеты 521 были проведены в
1940-1941 гг., причем последние летные испытания
проводились уже в начале войны - в августе 1941 г., и
была достигнута дальность полета более 20 км. Однако
из-за низкой кучности этих ракет, а также из-за слож-
ности конструкции и большой стоимости ракеты с КРД
не были приняты на вооружение.
Следует отметить, что идея комбинированно-
го двигателя нашла свое воплощение в созданной в
1980-х гг. в Центре Келдыша двигательной установке
для крылатой ракеты «Яхонт». Маршевым двигателем
этой ракеты при полете ее в воздушной среде являет-
ся сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный
двигатель. А выход ракеты из-под воды и ее предвари-
тельный разгон в воздухе осуществляется с помощью
стартовой разгонной ступени, размещаемой в тракте
СПВРД. Крылатая ракета «Яхонт» с двигателем Центра
Келдыша успешно прошла все стадии отработки и была
принята в эксплуатацию.
В своей книге «Ракеты, их устройство и примене-
ние» Г.Э.Лангемак и В.П.Глушко совершенно справед-
ливо отмечали:
«Нет надобности доказывать, что для мелких ап-
паратов, предназначенных для небольших дальностей,
71
История развития отечественного ракетостроения
применение двигателей на жидком топливе совершенно
нецелесообразно, т.к. в этом случае вес обслуживающих
механизмов занял бы большую часть веса аппарата.
Кроме того, сложность устройства в этом случае не
оправдала бы себя».
Ближе всех к решению задачи создания больших,
сложных и дальнобойных ракет в довоенный период
были немецкие специалисты. Однако и они, как во
всем мире, начинали с разработки и испытаний имен-
но мелких аппаратов, предназначенных для небольших
дальностей. В этой области отечественными специ-
алистами в предвоенные годы были также достигнуты
определенные успехи. В нашей стране было разработа-
но около 140 конструкций ЖРД, ГРД и КРД, многие из
которых прошли стендовые испытания. Это позволило
перейти к проектированию около 50 баллистических
ракет, из которых 15 прошли летные испытания.
Б.Е.Черток, который во время работы в 1944—
1946 гг. в НИИ-1 МАП, как в те годы назывался РНИИ,
прошел путь от самолетчика до ракетчика, в своей кни-
ге «Ракеты и люди. От самолетов до ракет» так оцени-
вает состояние ракетной техники в довоенный период:
«... немцы в период 1932-1935 гг. от нас сильно
отставали, особенно в области реактивных снарядов.
С1935 г. немцы начинают догонять, а затем и опере-
жать нас в разработках ЖРД и, главным образом, на
компонентах кислород - спирт.
Параметры ЖРД, разрабатывавшихся в период
1935-1940 гг. в НИИ-3, не шли ни в какое сравнение с
тем, на что немцы замахнулись в это же время в Пене-
мюнде. Еще в 1937 г. мы уступили приоритет Германии
в разработках жидкостных управляемых ракет. В то же
время в области малых пороховых реактивных снаря-
дов мы оказались далеко впереди немцев».
К этому можно добавить, что немецкие ракеты
Фау-1 и Фау-2 не оказали существенного влияния на
результаты Второй мировой войны, в то время как
наша реактивная артиллерия внесла весомый вклад в
победу в Великой Отечественной войне
Вместе с тем следует отметить, что, хотя к началу
войны не удалось отработать и принять на вооружение
ракеты с ЖРД, ГРД и КРД, накопленный в предвоен-
ный период опыт работы в этой области и сформи-
ровавшиеся в ходе этих работ специалисты оказали
большое влияние на послевоенное развитие ракетной
техники и ракетного оружия в нашей стране.
Крылатые ракеты
Работы по крылатым ракетам в РНИИ в довоенный
период являлись продолжением и развитием работ в
этом направлении, которые велись в ГИРД и ГДЛ до их
объединения. В отличие от баллистических, крылатые
ракеты использовали для своего полета аэродинами-
ческую подъемную силу, а в отличие от реактивных
снарядов той поры, являлись управляемыми в полете
ракетными летательными аппаратами.
Автором идеи использования реактивных двигате-
лей на крылатых ЛА считается Ф.А.Цандер, который
в 1924 г. в своей работе «Перелеты на другие плане-
ты» прямо предложил применить крылья на ракетных
ЛА. Это нашло отражение в его проекте межпланет-
ного аппарата. Аналогичное предложение высказал
К.Э.Циолковский в 1926 г. в работе «Исследование
мировых пространств реактивными приборами».
Одной из разновидностей крылатых ракет были
самолеты с ЖРД, или, как их в то время называли, ра-
кетопланы. Проведенные на рубеже 1930-х гг. расчеты
оптимальных параметров самолетов с ЖРД показали,
что максимальная высота полета такого самолета мо-
жет быть достигнута в том случае, когда отношение
тяги (в ньютонах) к стартовой массе (в килограммах)
немного меньше десяти. Созданные в ГИРД ЖРД име-
ли тягу 300-500 Н. Поэтому близкие к оптимальным
динамические характеристики ракетопланов можно
было получить только в том случае, если бы стартовая
масса аппарата не превышала 40-60 кг. Так возникла
мысль о создании беспилотных летающих моделей, на
которых можно было исследовать динамику полета ра-
кетопланов. Вместе с тем такие аппараты могли высту-
пать в качестве боевых ракет различного назначения.
Для реализации этой идеи в ГИРД в 1932 г. была
создана специальная бригада крылатых ракет с ЖРД.
Руководили бригадой последовательно С.П.Королев,
Н.А.Железняков, А.В.Чесалов и Е.С.Щетинков. В соз-
данном в результате слияния ГИРД и ГДЛ РНИИ был
организован сектор (отдел) крылатых ракет, состо-
явший из нескольких бригад. Начальниками сектора
были последовательно А.И.Стеняев, С.П.Королев и
В.И.Дудаков.
Создание первой беспилотной крылатой раке-
ты 06/I началось еще в ГИРД Е.С. Щетинковым под
руководством С.П.Королева. Она представляла собой
уменьшенную геометрическую копию ракетоплана
РП-1. На ней был установлен гибридный двигатель 09
с максимальной тягой - 500 Н. Масса ракеты состав-
ляла 30 кг, т.е. отношение тяги к весу даже превышало
10. Благодаря этому взлет
ракеты осуществлялся
по-самолетному, т.е. с го-
ризонтальных направляю-
щих. Предполагалось, что
потом ракета будет под-
ниматься по наклонной
траектории (примерно под
углом 60° к горизонту) и
после окончания работы
двигателя перейдет на пла-
нирующий полет. Для этого
Е.С.Щетинков
72
Глава 2
Испытания крылатой ракеты 216 (06/111) в аэродинамической трубе
i
РД ОРМ-65
на ракете было установлено управляющее устройство,
которое по заданной временной программе отклоняло
рули высоты.
Первые полеты ракеты 06/I были проведены в мае
1934 г. уже в РНИИ. Они показали неудовлетвори-
тельную устойчивость ракет, которые делали мертвые
петли, бочки и другие фигуры высшего пилотажа, но
расчетная траектория не получалась.
Поэтому уже на следующей крылатой ракете 06/III
(позже получившей обозначение 216) кроме руля вы-
соты были предусмотрены элероны. Специально для
этой ракеты в РНИИ под руководством САПивоварова
был разработан гироскопический автомат ГПС-2 на
две степени свободы.
Проектная стартовая масса ракеты 216 состав-
ляла 80 кг, а максимальная тяга ее ЖРД - спирто-
кислородного двигателя 02 (модификации двигателя
ОР-2) - 1000 Н, максимальная скорость полета -
180 м/с. В конструкции ракеты использовались крылье-
вые кислородные баки, цилиндрический спиртовой бак,
воздушные баллоны для вытеснения топлива из баков.
Пуск ракеты 216 производился со специальной ка-
тапульты - тележки с тремя или одной твердотоплив-
ными ракетами, скользившей по направляющим дли-
ной 60 м. 10 и 24 марта 1936 г. были проведены два
пуска уменьшенных макетов ракеты 216
(имевших обозначение 06/II), при которых
в основном отрабатывалась система раз-
гона ракеты катапультой.
В период с 9 мая по 4 ноября 1936 г.
были проведены испытания четырех ра-
кет 216, из которых только две нормаль-
но взлетели с тележки. После взлета одна
из них, как предполагается, из-за неис-
правности автопилота пошла на мертвую
петлю, а вторая устойчиво поднялась по
наклонной прямолинейной траектории до
высоты - 500 м, но затем при работающем
двигателе свалилась на правое крыло.
Еще до окончания испытаний раке-
ты 216 (Об/Ill) было решено начать раз-
работку более совершенной ракеты 212 с проектной
стартовой массой до 230 кг, с азотно-керосиновым
ЖРД ОРМ-65 конструкции В.П.Глушко тягой 1450 Н,
автопилотом ГПС-3 на три степени свободы, макси-
мальной скоростью в горизонтальном полете 280 м/с
и проектной дальностью полета 50 км. Предусматрива-
лось спасение ракеты на парашюте. Эта работа велась
под руководством С.П.Королева.
Следует отметить, что в процессе создания раке-
ты 212 инженером Б.В. Раушенбахом была значитель-
но усовершенствована методика расчета динамики
полета крылатых ракет - учитывалось движение ра-
кеты относительно центра тяжести под воздействием
автопилота, рассчитыва-
лась динамическая устой-
чивость ракеты и т.д.
Было выполнено не-
сколько сот предваритель-
ных наземных испытаний
как системы питания, так
и системы управления ра-
кеты 212. В отличие от ра-
кеты 216, была проведена
стендовая огневая отработ-
ка двигателя совместно с Б.В.Раушенбах
73
История развития отечественного ракетостроения
Твердотопливные крылатые ракеты 48
Твердотопливная крылатая ракета 217/11 на пусковом станке
натурной системой питания, подготовлены ак-
селерометры и другая измерительная аппарату-
ра. На Софринском полигоне были проведены
летные испытания двух макетов ракеты 212 для
отработки старта ракет с помощью пороховой
катапульты. Под руководством и при участии
С.П.Королева была выполнена серия бросковых
испытаний ракеты 212 с самолета.
Летные испытания натурной ракеты 212
проводились в 1939 г. Напомним, что главный
конструктор ракеты С.П.Королев и двигателя
В.П.Глушко были арестованы в 1938 г. Органи-
зация летных испытаний в их отсутствие сви-
детельствует о том высоком значении, которое
придавалось этому изделию РНИИ.
Были испытаны две ракеты. В обоих случаях
все системы двигателя, разгона и взлета срабо-
тали нормально. Однако расчетная траекто-
рия подъема получилась только на начальном
участке. В первом случае на высоте ~ 250 м
преждевременно раскрылся парашют, а во вто-
ром случае произошло нарушение устойчиво-
сти полета. Дальнейшие эксперименты с раке-
той 212 не проводились.
Крылатые ракеты на двигателях твердого
топлива разрабатывались в РНИИ под руковод-
ством М.П.Дрязгова. Вначале они были задума-
ны как простое и дешевое средство массового
эксперимента для решения вопросов управления
и устойчивости жидкостных крылатых ракет.
Однако вскоре выяснилось, что они могут
представлять и самостоятельный интерес как зе-
нитные управляемые ракеты. При этом учитыва-
лось то обстоятельство, что в Советском Союзе
к 1936-1937 гг. уже разрабатывались средства
радиоуправления и самонаведения ЛА.
Особый интерес представляли симметрич-
ные четырехкрылые схемы, обеспечивавшие
хорошую маневренность ракеты в пространстве.
Стартовая масса четырехкрылой ракеты 217/11
составляла 120 кг, тяга порохового двигателя -
18150 Н, что должно было обеспечить расчет-
ную скорость полета 260 м/с и высоту балли-
стической траектории 3300 м. Испытательные
запуски ракеты 217/11 показали вполне удов-
летворительную устойчивость ее полета. Однако
испытания этой ракеты с системами управления
и автонаведения не производились.
Венцом работ по крылатым ракетам в на-
шей стране, безусловно, является созданная в
1950-е гг. межконтинентальная крылатая ра-
кета «Буря». Научное сопровождение работ по
созданию «Бури» осуществлял НИИ-1 МАП, в
ту пору преемник РНИИ, а научным руководи-
телем работ был академик М.В.Келдыш.
74
Глава 2
Схема ракетоплана БИЧ-11 с ракетным двигателем
Ракетопланы
12 апреля 1961 г. началась эра практического выхо-
да человечества в космос. Этот исторический шаг со-
вершил наш соотечественник Ю.АГагарин с помощью
ракеты-носителя и космического корабля, созданных
под руководством С.П.Королева. А первым шагом на
пути человека в космос можно считать совершенный
в феврале 1940 г., всего за 21 год до полета Гагари-
на, полет В.П.Федорова на ракетоплане РП-318-1 -
первом в нашей стране пилотируемом летательном
аппарате с ракетным двигателем. Знаменательно, что
РП-318-1 был также создан по проекту С.П.Королева,
сотрудника РНИИ - НИИ-3.
Создание ракетоплана было закономерным этапом
в целенаправленной деятельности С.П.Королева по
проникновению в космос. Со слов са-
мого Сергея Павловича, в 1929 г. под
влиянием идей К.Э.Циолковского он
решает посвятить свою деятельность
разработке проблемы полета челове-
ка в космос. В своей книге «Ракетный
полет в стратосфере» С.П.Королев отмечает наряду с
К.Э.Циолковским вклад Ф.А.Цандера в разработку
идеи использования ракетных аппаратов для подъема
человека на большие высоты и даже для вылета его
в космическое пространство. Проект межпланетного
корабля Ф.А.Цандера предусматривал использование
комбинированной двигательной установки, обеспе-
чивающей самолетный старт с Земли и последующий
полет на ракетном двигателе. Первым шагом на этом
пути стала разработка Ф.А.Цандером двигателя ОР-2
на топливе бензин - жидкий кислород.
Что касается летательного аппарата, на котором
должен был быть установлен двигатель ОР-2, то вы-
бор пал на планер, выполненный по бесхвостой схеме.
Планеры такой схемы разрабатывались конструктором
Б.И.Черановским и в соответствии с его инициалами
Общий вид ракетоплана РП-1 (БИЧ-11)
75
История развития отечественного ракетостроения
Схема самолета с ракетными
двигателями (объект 218)
имели наименование БИЧ. Испытаниями планера
БИЧ-8 в 1931 г. занимался С.П.Королев. Для ракето-
плана было решено разработать новый планер БИЧ-11.
Проектирование всей системы было закончено
в августе-сентябре 1932 г. Планер был изготовлен
в 1932 г., а его испытания проводились в период с
22 февраля по 27 августа 1933 г. С.П.Королевым.
В общей сложности было выполнено 34 полета: 29 - на
планировании без двигателя и 5 с поршневым двигате-
лем и толкающим винтом с попыткой имитации ракет-
ной двигательной установки.
Испытания двигателя были начаты 18 марта 1933 г.
в отсутствие Ф.А.Цандера, который находился на лече-
нии в Кисловодске, где скончался через 10 дней после
начала испытаний - 28 марта 1933 г. Полеты ракето-
плана РП-1 с ЖРД не проводились.
В планы работ организованного осенью 1933 г. на
базе ГИРД и ГДЛ РНИИ работы по ракетоплану перво-
начально не входили. В1934-1935 гг. С.П.Королев вел
работы по ракетоплану в порядке личной инициативы.
Он активизирует свою агитационную работу, начатую
еще в 1933 г. публикацией статьи «Пути к ракетопла-
ну» в газете «Вечерняя Москва» от 25 августа 1933 г.
Среди других работ С.П.Королева следует отметить
опубликованную в журнале «Техника воздушного фло-
та» (1935 г., № 7) статью «Крылатые ракеты и при-
менение их для полета человека», подготовленную на
основе его доклада, прочитанного 2 марта 1935 г. на
I Всесоюзной конференции по применению ракетных
аппаратов для исследования стратосферы. Характер-
ным лейтмотивом всех этих работ является акцент на
возможности существенного повышения характери-
стик военной авиации за счет применения на самоле-
тах ЖРД.
Результатом многолетней целеустремленной рабо-
ты С.П.Королева над проблемой полета человека на
ракетном аппарате явилось включение работы по ра-
кетоплану в план РНИИ на 1936 г. Руководством инсти-
тута 2 февраля 1936 г. был утвержден подготовленный
С.П.Королевым совместно с Е.С.Щетинковым доку-
мент под названием «Объект № 218. Тактико-техниче-
ские требования на самолет с ракетными двигателями
(ракетоплан)». Следует подчеркнуть, что речь идет
не о планере, а о самолете с ракетным двигателем.
Вот некоторые положения ТТТ:
Ракетоплан является экспериментальной машиной
и предназначается для получения первого практиче-
ского опыта при решении проблемы полета человека
на ракетных аппаратах.
Экипаж ракетоплана - 2 чел., нагрузка - 200 кг,
наибольшая высота полета - 25 км, скорость - до
300 м/с. При разработке ракетоплана ставилась задача
предусмотреть возможность наиболее легкого разви-
тия и применения в дальнейшем машин аналогичного
типа для военных целей.
16 июня 1936 г. состоялось заседание Техсовета
РНИИ, рассмотревшего и утвердившего проект и про-
грамму работ по ракетоплану 218. В соответствии с
ТТТ это был двухместный аппарат с размещением чле-
нов экипажа в герметичных кабинах. Характерно, что
второй член экипажа размещен спиной к направлению
полета, как стрелок на боевых самолетах того време-
ни. Взлетная масса самолета составляла около 1600 кг.
Двигательная установка включала в себя четыре ЖРД,
три из них - тягой по 2940 Н и один - тягой 1470 Н, т.е.
суммарная тяга составляла около 10300 Н.
Принципиально важным обстоятельством явилось
то, что на этом же заседании Техсовета по предложению
С.П.Королева было принято решение включить в про-
грамму сверх плана испытание планера с ракетным
двигателем небольшой тяги. Этому экспериментально-
му ракетоплану было присвоено обозначение 218-1.
В дальнейшем он стал называться РП-318-1.
К такому предложению С.П.Королев готовился
давно и основательно. В августе 1935 г. на Московском
планерном заводе ОСОАВИАХИМА строится новый
двухместный планер Королева СК-9 с повышенными
значениями запаса прочности и нагрузки на крыло.
По планам С.П.Королева, место для второго члена
экипажа планера на ракетоплане должно использо-
76
Глава 2
Схема ракетоплана РП-318-1
ваться для размещения баков с топливом для ракет-
ного двигателя. В сентябре 1935 г. С.П.Королев совер-
шает полет на планере СК-9 на буксире за самолетом
из Москвы в Коктебель, где участвует в XI Всесоюзном
слете планеристов.
Благодаря проведенным предварительным прора-
боткам, уже 21 ноября 1936 г. С.П.Королев доложил
Техсовету РНИИ эскизный проект ракетоплана 318-1.
А к сентябрю 1937 г. двигательная установка ракето-
плана с ЖРД ОРМ-65 конструкции В.П.Глушко была
изготовлена, собрана и подготовлена к испытаниям.
В этой связи 3 сентября 1937 г. С.П.Королев подго-
товил и подписал документ «Программа стендовых
испытаний объекта 318-1». Руководителем опытов по
программе назначался инженер С.П.Королев.
Холодные отработочные и контрольные испытания
были проведены с 19 сентября по 14 декабря 1937 г.
С учетом сделанных по результатам этих испытаний
выводов 16 декабря 1937 г. были начаты огневые ис-
пытания объекта 318-1 с двигателем ОРМ-65, которые
продолжались в 1938 г.
26 мая 1938 г. С.П.Королев завершил разработку
документа «Программа внестендовых испытаний ра-
кетоплана, объект 318-1». В программе ярко пред-
ставлен весь опыт С.П.Королева как ракетостроите-
ля, авиаконструктора и летчика-испытателя. Из того,
с какой тщательностью С.П.Королев разрабатывал
программы всех испытаний ракетоплана, а также из
того, что он сам проводил все эти испытания и гото-
вился лично провести и летные испытания ракетопла-
на, видно, какое большое значение он придавал успеш-
ному решению проблемы полета человека на ракетном
аппарате.
Однако реализовать эту программу самому
С.П. Королеву не довелось. 29 мая 1938 г. он получа-
ет ранение головы при холодных стендовых испыта-
ниях ракеты 212 и попадает в больницу. В это время
1 июня 1938 г. руководство института приняло реше-
ние об остановке работ по ракетопланам 318-1 и 318.
А 27 июня 1938 г. незадолго до этого выписанный из
больницы С.П.Королев был арестован. Еще раньше,
23 марта 1938 г., был арестован В.П.Глушко.
О значении работ по ракетоплану, проводивших-
ся С.П.Королевым совместно с В.П.Глушко, свиде-
тельствует тот факт, что несмотря на арест главных
создателей ракетоплана и обвинения в их адрес во
вредительской деятельности, уже в декабре 1938 г.
было принято решение о продолжении работ над ра-
кетопланом РП-318-1 конструкции Королева. Прика-
зом директора института тема «Ракетоплан» вместе
с испытаниями передается во вновь организованный
отдел Л.С.Душкина. Задача завершения работ с раке-
топланом была возложена на ведущего конструктора
А.В.Палло, который участвовал в этих работах с дека-
бря 1936 г.
В ноябре-декабре 1938 г. были проведены дора-
ботки ракетоплана и облет его как планера для озна-
комления с его летными данными планериста-испыта-
теля В.П.Федорова.
После проведения анализа результатов наземных
испытаний РП-318-1 с двигателем ОРМ-65, учитывая
требования обеспечения надежности и безопасности
при проведении летных испытаний ракетоплана и то
обстоятельство, что ЖРД ОРМ-65 создавался как дви-
гатель для беспилотной ракеты, было принято реше-
ние о проведении повторных испытаний двигательной
установки с устранением выявленных недостатков и
внесением ряда эксплуатационных улучшений. В ре-
зультате появился близкий по своим характеристикам
ЖРДРДА-1-150
77
История развития отечественного ракетостроения
Ракетоплан РП-318-1 при проведении испытаний ЖРД	ЖРД РДА-1-150 на ракетоплане РП-318-1
к ОРМ-65, но более надежный двигатель РДА-1-150
конструкции Л.С.Душкина, испытания которого были
проведены в феврале-октябре 1939 г. (в общей слож-
ности более 100 испытаний).
Контрольные заводские испытания ракетопла-
на проводились ведущим конструктором А.В.Палло
с 21 июля по 3 октября 1939 г. на территории институ-
та. Всего было проведено шестнадцать испытаний. По-
следние три испытания проводил летчик-испытатель
В.П.Федоров из кабины ракетоплана. По результатам
проведенных испытаний было принято решение о про-
ведении летных испытаний ракетоплана РП-318-1 на
подмосковном аэродроме в районе ст. Подлипки Ярос-
лавской железной дороги.
В конце ноября 1939 г. ракетоплан установи-
ли на опушке леса у восточной окраины аэродрома.
С 9 декабря 1939 г. по 3 января 1940 г. были проведе-
ны четыре контрольных испытания: одно - А.В.Палло
и три - В.П.Федоров. В феврале 1940 г. летчик-испы-
татель В.П.Федоров произвел три полета ракетоплана
за буксировщиком П-5: один полет без заправки то-
пливом и два полета с 50- и 100-процентной заправ-
кой топливом и запуском ЖРД в полете на пусковом
режиме.
Первый полет ракетоплана РП-318-1 с включе-
нием ЖРД на рабочий режим состоялся 28 февраля
1940 г. Еще два полета ракетоплана были выполнены
10 и 19 марта 1940 г. Все полеты прошли без замеча-
ний. Полеты были прекращены в связи с наступившей
весенней распутицей. Дальнейшие работы предпо-
лагалось проводить с двигателем РДА-1-300 со взле-
том с Земли, используя сбрасываемое шасси. Дело в
том, что тяга этого двигателя должна была достигать
2940 Н, т.е. вдвое больше, чем у РДА-1-150. Однако
этот проект осуществить не удалось.
Таким образом, проведенные впервые в Советском
Союзе в 1940 г. летные испытания ракетоплана РП-
318-1 с ЖРД РДА-1-150 подтвердили возможность
применения жидкостного ракетного двигателя на ле-
тательном аппарате, управляемом человеком. О зна-
чении, которое этому событию придавал С.П.Королев,
свидетельствует тот факт, что, получив после освобож-
дения в 1944 г. возможность
бывать в РНИИ и заниматься
с имеющимися там матери-
алами, он с большим вни-
манием изучает документы,
связанные с работами по ра-
кетоплану после его ареста и
до успешных полетов 1940 г.
Безусловно, что С.П.Королев
хотел обобщить итоги работ
по ракетоплану накануне но-
вого этапа работ по полету
человека в космос.
Проект ракетного самоле-
та С.П. Королева нашел прак-
тическое воплощение в соз-
данном в КБ авиаконструк-
тора В.Ф. Болховитинова под
78
Глава 2
руководством А.Я. Березняка
и А.М. Исаева самолете с ра-
кетным двигателем БИ-1. Са-
мостоятельный взлет и по-
лет этого самолета обеспечил
созданный в НИИ-3 рекорд-
ный по своим параметрам для
довоенного времени азотно-
кислотно-керосиновый ЖРД
Д-1-А-1100 тягой 10800 Н
конструкции Л.С.Душкина и
В.А. Штоколова.
В1937 г. вышла в свет кни-
га «Введение в космонавтику» работавшего в тот период
в НИИ-3 специалиста в области расчета энергетически
наивыгоднейших траекторий полета космических аппа-
ратов ААШтернфельда. Перевод книги с французского
языка на русский был осуществлен Г.Э.Лангемаком. Так
в отечественной практике появился термин «космонав-
тика», означающий полеты в космическом простран-
стве, до которых оставалось еще 20 лет.
ЖРДД-1-А-1100
ГЛАВА 3
ПЛ.Корнсс^
(при участии А. С.Колосовой и Е.Ю.Грабарчик)
ФГУП «цэнки»
БОЕВАЯ РЕАКТИВНАЯ ТЕХНИКА ВЕЛИКОЙ
ОТЕЧЕСТВЕННОЙ ВОЙНЫ. 1941-1945 гг.
С приходом к власти в Германии фашистских ли-
деров, политическая обстановка в Европе значительно
усложнилась. Руководство СССР в эти годы придавало
большое значение развитию экономики страны, одно-
временно уделяя должное внимание совершенствова-
нию обороноспособности страны путем создания новых
образцов военной техники, научно-техническому поиску
и обоснованию перспективных направлений ее развития.
В середине 1930-х гг. в РНИИ уже были отработа-
ны и доведены до стадии промышленного освоения
все составляющие элементы первых пороховых реак-
тивных снарядов калибра 82 и 132 мм, предназначен-
ные для оснащения ими самолетов боевой авиации и
их боевого использования. Такие реактивные снаряды
и созданные в РНИИ для их запуска пусковые устрой-
ства, выполненные исходя из безоткатности его эле-
ментов при стрельбе реактивными снарядами, были
включены в состав вооружения отдельных видов само-
летов боевой авиации. Эта техника в 1939 г. успешно
прошла апробацию в Монголии (на реке Халхин-Гол)
в боях против живой силы и техники японских войск.
Эффективное применение отечественной авиаци-
ей реактивных снарядов в боевых операциях ускорило
в РНИИ (позже преобразованное в НИИ-3) разверты-
вание научно-исследовательских и опытно-конструк-
торских работ по созданию теоретических основ ново-
го реактивного оружия, состоящего в основном из двух
частей - корпуса реактивного снаряда и размещенных
в нем порохового заряда и взрывчатого вещества, а
также из пускового устройства, состоящего из артил-
лерийской части и из ее основания, размещенного для
боевого использования стационарно на поверхности
крыльев самолета.
Позднее в 1938 г. в РНИИ группой конструкто-
ров под руководством начальника отдела института
И.И.Гвая при участии главного инженера института
А.Г.Костикова были начаты работы по созданию опыт-
ной экспериментальной передвижной пусковой уста-
новки, предназначенной для использования в составе
Сухопутных войск, обеспечивающей возможность
осуществления ею залпового огня реактивными сна-
рядами.
Полученные результаты этих работ, выполненных с
1939 до середины 1941 г., обеспечили проведение на
Софринском артиллерийском полигоне ряда испыта-
ний шестнадцатизарядной экспериментальной пуско-
вой установки, разработанной в НИИ-3, размещенной
на автомобильном шасси и изготовленной в его ма-
стерских. Для этой пусковой установки, обозначенной
как М-13 и названной в институте механизированной
установкой № 2 (МУ-2), был разработан новый реак-
тивный осколочно-фугасный снаряд калибра 132 мм.
80
Глава 3
Сборочный цех завода «Компрессор»
Позже в мастерских НИИ-3 по уже разработанной
технической документации было изготовлено еще не-
сколько экспериментальных пусковых установок.
Проведенные стрельбовые испытания эксперимен-
тальной пусковой установки, несмотря на получение
на этом этапе низких результатов по дальности полета
снарядов и их разбросу на заданной площади пораже-
ния, по сравнению с получаемыми ствольной нарезной
артиллерией, все же показали большую боевую эф-
фективность залпового огня реактивными снарядами
и возможность создания для Сухопутных войск нового
вида мобильного реактивного оружия. В процессе про-
ведения полигонных испытаний были также выявлены
ее эксплуатационные и отдельные конструктивные не-
достатки, требующие доработки агрегата, а также соз-
дания технической документации, необходимой для ее
серийного производства и эксплуатации в войсках.
Другим достижением НИИ-3 было то, что его кол-
лективом была создана научная основа, необходимая
для осуществления работ по созданию и дальнейшему
развитию этой техники на предприятиях промышлен-
ности страны и использованию ее в Вооруженных Си-
лах. В связи с этим еще в феврале 1941 г. совместным
решением Наркомата общего машиностроения и Глав-
ного артиллерийского управления Наркомата обороны
СССР было принято решение о развертывании работ
на Воронежском заводе имени Коминтерна по устра-
нению выявленных недостатков при испытаниях экспе-
риментальной пусковой установки и о разработке им
технической документации, пригодной для серийного
изготовления. По этой документации в 1941 г. требова-
лось изготовить 40 экземпляров пусковых установок,
предназначенных для использования в войсках и для
проведения войсковых испытаний.
Однако решение о развертывании серийного про-
мышленного производства реактивных снарядов и
пусковых установок для них, а также о формирова-
нии ракетных войсковых частей руководством страны
было принято только 21 июня 1941 г. после проведе-
ния смотра новых образцов вооружения, проходивше-
го под Москвой на Софринском полигоне с участием
руководителей наркоматов обороны и оборонной про-
мышленности.
Тогда направление первых созданных боевых
пусковых установок на фронт рассматривалось как
возможность проведения их войсковых испытаний
и выявления других недостатков в реальных боевых
условиях, подлежащих устранению во вновь создавае-
мых и дорабатываемых в ранее изготовленных пуско-
вых установках М-13.
81
История развития отечественного ракетостроения
Начавшаяся Великая Отечественная война 22 июня
1941 г. с вероломного нападения фашистской Герма-
нии на СССР потребовала перевода всей промыш-
ленности страны на производство большинства видов
оружия. С первых ее дней правительство СССР из-
дало ряд специальных постановлений, направленных
на создание и развертывание изготовления промыш-
ленностью страны многих видов (в т.ч. реактивного)
оружия.
Для быстрейшего освоения и расширения произ-
водства реактивных снарядов и пусковых установок
и оснащения ими Красной Армии 30 июня 1941 г.
постановлением ЦК ВКП(б) и СНК СССР при Госу-
дарственном комитете обороны был создан Совет по
ракетному вооружению. Персональная ответствен-
ность за ускоренное развитие реактивной техники в
стране было возложено на первого заместителя пред-
седателя СНК СССР - председателя указанного Совета
НАВознесенского.
Одновременно в ЦК ВКП(б) персональная от-
ветственность за развитие реактивной техники было
возложено на заведующего отдела ЦК Л.м. Гай-
дукова. Головным по реактивным снарядам был
определен Наркомат боеприпасов, возглавляемый
П.Н.Горемыкиным, а головным по пусковым уста-
новкам стал Наркомат общего машиностроения,
возглавляемый П.И.Паршиным. Непосредственным
куратором производства ракетной техники от Нарко-
мата общего машиностроения был назначен замести-
тель наркома Н.И.Кочнов, а куратором предприятий
Московской области, привлекаемых к указанным ра-
Н.А.Вознесенский
ботам, стал секретарь Мо-
сковского обкома партии
Н.П.Фирюбин.
Освоение выпуска пу-
сковых установок на Во-
ронежском заводе имени
Коминтерна шло слишком
медленно - к началу Вели-
кой Отечественной войны
заводом было изготовлено
только две пусковые уста-
новки по частично откор-
ректированной заводом технической документации.
Создавшееся положение во время войны становилось
неприемлемым. В этой ситуации нарком П.И.Паршин
принял довольно смелое решение - назначить вновь
головным предприятием одно из предприятий в Мо-
скве, имеющее опытный персонал, и тем самым уско-
рить процесс освоения указанного комплекта пусковых
установок, а в последующем на его базе развернуть их
серийное изготовление. Таким предприятием стал мо-
сковский завод «Компрессор».
Для выполнения и развития этих работ в конце
июня приказом наркома П.И.Паршина отдел главного
конструктора и конструкторское бюро завода «Ком-
прессор» были объединены в отдельное Специальное
конструкторское бюро - СКВ при заводе «Компрес-
сор», предназначенное для решения задач по обеспе-
чению конструкторской и технологической отработки
опытного образца экспериментальной пусковой уста-
новки с устранением в ней выявленных недостатков
и создания технической документации, необходимой
для ее серийного производства. Одновременно была
поставлена и первоочередная задача - до конца авгу-
ста 1941 г. завершить разработку технической доку-
ментации на пусковую установку и представить ее на
утверждение в Артиллерийский комитет ГАУ Наркома-
та обороны СССР.
Общее научно-техническое руководство разработ-
кой такой документации на боевую пусковую установ-
ку было возложено на А.Г.Костикова, как на главного
конструктора, который одновременно был руководи-
телем НИИ-3, и на его заместителя В.П.Бармина, ко-
торый был назначен начальником СКВ, созданного
при заводе «Компрессор». Времени коллективу СКВ
на адаптацию к новому профилю работ не было дано,
производственная его деятельность началась с изуче-
ния полученной документации на пусковую установку
и с анализа принятых конструктивных решений ее от-
дельных узлов.
Конструкция пусковой установки была разделена
на несколько основных узлов. Для разработки каж-
дого из них был определен и выделен технический
руководитель работ, которыми были определены
ведущие специалисты СКВ: Ю.Э.Эндека, А.Н. Васи-
Л.М.Гайдуков
П.Н.Горемыкин
П.И.Паршин	В.П.Бармин
82
Глава 3
льев, В.М.Васильев, ВАРудницкий, ВАТимофеев,
АНГлюске и В.И.Остудин. В этих работах активное уча-
стие приняли инженерно-технические сотрудники СКВ:
АВ.Приданцев, Л.П.Заруцкий, Ф.И.Есаков, ВАКемниц,
ИАПисарев, АМКрысанов, Р.Я.Кирштейн, Л.В.Гаевская,
О.И.Мартынова, А.Ф.Красинская и др., а также кон-
структора и технологи завода «Компрессор» и других
предприятий Наркомата общего машиностроения и при-
командированная бригада сотрудников НИИ-3.
Проводимая интенсивная переработка техниче-
ской документации осуществлялась главным образом
под руководством В.П.Бармина. В силу загруженно-
сти работами в НИИ-3 АГ.Костиков в СКВ мог при-
езжать для ознакомления с ходом работ, в основном
в вечернее время.
С самого начала совместной работы В.П.Бармина
и АГ.Костикова выявились их различные взгляды и
подходы к оценке принимаемых конструкторских и
технологических решений. Эти расхождения в оценках
принимаемых решений быстро переросли в разногла-
сия, а затем в конфликт. Разногласия между двумя
руководителями могли привести к срыву выполнения
в военное время ответственного правительственного
задания, поэтому для рассмотрения причин их воз-
никновения руководством Наркомата общего маши-
ностроения была создана компетентная комиссия,
результаты этой работы наркоматом были доложены
секретарю ЦК ВКП(б) Г.М.Маленкову. По результатам
рассмотрения материалов комиссии Г.М.Маленков ре-
комендовал освободить А.Г.Костикова от дальнейшего
участия в работах СКВ при заводе «Компрессор», для
того чтобы он смог сосредоточить силы на выполне-
нии задач, поставленных перед НИИ-3.
Дальнейшее решение задач, возникающих перед
коллективом СКБ при доработке экспериментальной
пусковой установки и при создании последующих уста-
новок, стало осуществляться полностью под руковод-
ством В.П.Бармина.
Сотрудники СКБ и завода «Компрессор», пере-
веденные на казарменное положение, работали
круглосуточно, отдыхая после работы тут же, на
заводе. Чертежи отдельных узлов и сборок пуско-
вой установки (нередко на ватмане) по мере их вы-
полнения передавались
непосредственно в цеха
завода «Компрессор» и
смежным предприятиям.
На этом этапе СКБ и
завод «Компрессор» ста-
ли головными предпри-
ятиями соответственно
по созданию технической
документации и изготовле-
нию основных узлов и по
Г.М.Маленков сборке боевых машин.
К работам по изготовлению по технической до-
кументации СКБ отдельных деталей и сборок пуско-
вых установок было подключено 22 завода Москвы и
Московской области, такие как Пресненский механи-
ческий, «Красный факел», «Стекломашина», «Прод-
маш», «Буровая техника», подшипниковый и часовой
заводы и другие предприятия.
При такой организации работ в кратчайшие сроки
была осуществлена конструкторская и технологиче-
ская отработка документации на пусковую установку,
что обеспечило заводу «Компрессор» уже 23 июля
1941 г. по чертежам СКБ изготовить и направить
на полигонные испытания первую боевую пусковую
установку. После успешного завершения испытаний
эта боевая машина реактивной техники, названная
БМ-13-16 (с присвоением ей индекса заказчика
52-ТР-491А), в августе 1941 г. была принята на во-
оружение Красной Армии, а созданные в СКБ чертежи
были утверждены АК ГАУ Наркомата обороны и на-
правлены для серийного производства этих установок
московскому заводу «Компрессор», харьковскому
заводу имени Т.Г.Шевченко и ленинградскому заводу
имени К.Маркса.
Созданная серийная боевая шестнадцатизарядная
установка БМ-13-16 по составу и назначению ее эле-
ментов, как и экспериментальная пусковая установка
М-13 (МУ-2), состояла из артиллерийской части и спе-
циально оборудованного шасси автомашины ЗиС-6.
В состав ее артиллерийской части входили пакет на-
правляющих, ферма, поворотное устройство, задняя
и передняя опорные балки, механизмы вертикального
и горизонтального наведения и прицельное устройство.
Пакет направляющих состоял из восьми балок дву-
таврового сечения, расположенных в один ряд. К верх-
ним и нижним полкам балок были прикреплены лотки
с продольными пазами, предназначенными при пуске
для ведения в них снарядов М-13 с помощью штифтов.
Снаряд М-13, принятый в июне 1941 г. на вооружение,
удерживался на направляющей с помощью замка в ее
казенной части. Направляющие и лотки собирались
в пакет с помощью трех лонжеронов и зажимных эле-
ментов. Этими лонжеронами пакет направляющих за-
креплялся в опорах фермы.
Каждая направляющая имела два электрокон-
такта, предназначенных для подвода электрическо-
го импульса к пиропатронам реактивного снаряда.
Азимутальное наведение установки осуществлялось в
пределах ±10 °, а механизм вертикального наведения
позволял изменять угол возвышения направляющих
от 15 до 45 °. Электрооборудование боевой установки
состояло из аккумуляторной батареи, переключателя,
распределительной коробки и защищенной электро-
проводки. Специально оборудованное шасси, в свою
очередь, состояло из шасси автомашины ЗиС-6, его
электрооборудования, защиты кабины и бензобаков,
83
История развития отечественного ракетостроения
Боевая пусковая установка БМ-13-16 на шасси автомобиля ЗиС-6
задних опорных домкратов, крыльев-брызговиков,
ящиков с аккумуляторными батареями, ЗИПа и шанце-
вого инструмента.
Для исключения раскачивания установки на задних
рессорах шасси в ее хвостовой части размещались два
винтовых домкрата с опорными тарелями, которые
разгружали рессоры при стрельбе. Этими домкрата-
ми осуществлялось и горизонтирование установки при
наведении ее на цель. Кабина и бензобак автомашины
на время боевого использования пусковой установки
защищались стальными заслонками от воздействия га-
зовых струй реактивных снарядов.
Пуск всех размещенных на пусковой установ-
ке реактивных снарядов осуществлялся в течение
10-15 с. Максимальная дальность стрельбы такими
снарядами этой установкой была в пределах 8470 м,
кучность стрельбы по дальности - 70 м, а по на-
правлению-180 м.
В конце июня в составе войск Наркомата оборо-
ны была сформирована первая батарея реактивной
артиллерии, состоящей из пяти экспериментальных
пусковых установок М-13, разработанных и изготов-
ленных ранее в мастерских НИИ-3. Командование этой
батареей было возложено на капитана ИАФлерова.
В ночь с 1 на 2 июля 1941 г. батарея выступила
из Москвы на Западный фронт и 4 июля вошла в со-
став артиллерии 20 Армии, войска которой занимали
оборону в районе города
Орша. Впервые батарея
вступила в действие в пер-
вой половине дня 14 июля
1941 г., которая произвела
первый залп восьмьюде-
сятью зажигательными
реактивными снарядами
по скоплению эшелонов
противника на железнодо-
рожном узле города Орша,
где было сосредоточено
ИАФлеров
большое количество
живой силы и боевой
техники противника.
В результате огневого
удара в районе цели
произошли сильные
пожары, взрывы бо-
еприпасов и значи-
тельные потери живой
силы противника. Не-
ожиданность приме-
нения и действия но-
вого оружия вызвала
панику среди немцев.
В этот же день, во
второй его половине,
батареей был произведен второй залп по организо-
ванной немцами переправе через реку Оршица. Шквал
огня, внезапно обрушившийся на врага, привел к зна-
чительным разрушениям переправы и вызвал в его
рядах панику. Переправа противника через реку была
сорвана. Так началось практическое применение ново-
го реактивного оружия.
Одновременно с работами по установке БМ-13-16
коллективом СКВ под руководством В.П.Бармина ве-
лась разработка новой 36-зарядной боевой установки
БМ-8-36, предназначенной для запуска с нее реактив-
ных снарядов М-8, размещаемой на шасси автома-
шины ЗиС-6. Эта установка имела направляющие для
снарядов типа «флейта», конструкция которых ранее
уже использовалась на боевых самолетах. Таким реше-
нием Бармина достигалось значительное сокращение
сроков разработки установки и ее изготовления при
производстве, поскольку эти направляющие можно
было получить с серийного завода-изготовителя, по-
ставлявшего их для боевой авиации, а также исполь-
зовать ряд узлов от установки БМ-13-16. Эта работа
выполнялась по приказу Наркомата общего машино-
строения и по техническому заданию Главного техни-
ческого управления Красной Армии. Целью работы
было поражение массированным огнем живой силы и
техники противника, находящегося вне укрытий.
По сравнению с пусковой установкой БМ-13-16,
она имела большее количество реактивных снарядов в
залпе (36 вместо 16). Однако реактивный снаряд М-8
был в 5,3 раза легче снаряда М-13 (вес снаряда М-8 -
7,9 кг, а снаряда М-13 - 42,5 кг) и обладал меньшими
боевыми возможностями. Направляющая этой боевой
установки типа «флейта» длиной 860 мм с пирописто-
летами в казенной части представляла собой дюралю-
миниевую трубку, в верхней части которой крепился
лоток с пазом для штифтов снаряда.
В августе 1941 г. боевая установка БМ-8-36 на шас-
си автомобиля ЗиС-6 (получившая индекс заказчика
52-ТР-391) после успешного прохождения полигон-
84
Глава 3
Боевая пусковая установка БМ-8-36 на шасси автомобиля ЗиС-6
ных и армейских ис-
пытаний также была
принята на вооруже-
ние Красной Армии.
Серийное изготовле-
ние таких пусковых
установок было начато
на московском заво-
де «Красная Пресня»,
пензенском машино-
строительном и харь-
ковском заводе имени
Т.Г.Шевченко. После
завершения в СКВ ра-
бот по пусковым уста-
новкам БМ-13-16 и
БМ-8-36 прикомандированная бригада специалистов
НИИ-3 возвратилась в свой институт для осуществле-
ния работ по его тематике.
Создание многозарядной самоходной пусковой
установки для стрельбы 82-мм реактивными снаряда-
ми позволило дополнительно на том этапе обеспечить
Сухопутные войска Красной Армии новым оружием с
мощным залпом, обладающим хорошей маневренно-
стью. Установка БМ-8-36 в годы войны нашла на всех
фронтах широкое применение в боевых сражениях.
Позднее коллективом СКБ были созданы пусковые
установки для запуска снарядов М-8 с направляющи-
ми типа «балка».
Следует отметить, что руководство страны и во-
енное командование высоко оценивали значимость
использования реактивной техники в боевых опе-
рациях, поэтому приказом № 4 Ставки Верховного
командования от 8 августа 1941 г. войсковые части,
непосредственно обеспечивающие в боевых опера-
циях против противника реактивную артиллерию, со
дня их формирования получали звание Гвардейских
Боевая пусковая установка БМ-13 на гусеничном тракторе СТЗ-5
минометных частей Красной Армии. В это же время
(в ноябре 1941 г.) Наркомат общего машиностроения
был преобразован в Наркомат минометного воору-
жения. В состав образованного наркомата, поначалу
имевшего в непосредственном подчинении лишь семь
промышленных предприятий, были переданы многие
заводы Главсельмаша, Главхимбуммаша, Главтекстиль-
маша и из других главных управлений различных про-
мышленных наркоматов страны.
Таким образом к концу 1941 г. к изготовлению реак-
тивных снарядов и пусковых установок залпового огня
было привлечено 214 заводов страны, которые находи-
лись в г.г. Киров, Горький, Пенза, Свердловск, Казань,
Челябинск, Баку и др., в т.ч., как уже отмечалось, 22
предприятия в Москве и Московской области.
С сентября 1941 г. СКБ при заводе «Компрессор»
начало проводить свои работы в тесном взаимодей-
ствии с ГУВ ГМЧ Красной Армии, обобщавшим тре-
бования и замечания по эксплуатации и боевому при-
менению пусковых установок и реактивных снарядов,
поступающих непосредственно с фронтов от войско-
вых частей, эксплуатирующих
эту технику. В последующем
СКБ и завод «Компрессор»
(в составе предприятий Нар-
комата минометного воору-
жения) по существу до конца
войны являлись основной экс-
периментальной базой ГУВ
ГМЧ Красной Армии.
По заданию Главного управ-
ления вооружения гвардейских
минометных частей Красной
Армии в сентябре-октябре
1941 г. были разработаны
16-зарядные боевые установки
на базе созданной БМ-13-16
(с присвоением ей индекса За-
казчика 52-ТР-492), на гусе-
85
История развития отечественного ракетостроения
Пусковая установка М-13 на санях
реактивного оружия, поступающих с
фронтов Великой Отечественной во-
йны. Коллективу СКБ, который не был
эвакуирован, было поручено техниче-
ское руководство работами по ремон-
ту и восстановлению поврежденных
на фронтах боевых пусковых устано-
вок, а также срочная разработка боевых
установок для запуска с них реактивных
снарядов М-8 и М-13 на бронепоезде
и железнодорожных бронеплощадках.
При разработке железнодорожных
ничном тракторе СТЗ-5 НАТИ, на легком танке Т-40
(с присвоением ей индекса Заказчика 52-ТР-392),
предназначенные для запуска реактивных снарядов
М-13, способные эксплуатироваться на пересеченной
заболоченной местности. Одновременно была раз-
работана 24-зарядная пусковая установка БМ-8 с на-
правляющими типа «флейта», предназначенная для
запуска реактивных снарядов М-8, которые из-за де-
фицита шасси автомашин монтировались на лыжах,
санях, одноосных прицепах и на легких танках.
На этом этапе немцы все еще продолжали рваться
к Москве. В связи с тяжело складывающейся военной
обстановкой под Москвой, в
октябре 1941 г. коллектив за-
вода «Компрессор» вместе с
основным производственным
оборудованием был эвакуиро-
ван на восток страны, где после
обустройства в Челябинске, на-
званный «Челябкомпрессор»,
продолжал выпуск боевых пу-
сковых установок.
На базе эвакуированного
завода в Москве, после прико-
мандирования рабочих с дру-
гих заводов, в короткие сроки
был организован филиал че-
лябинского завода, предна-
значенный для восстановления
и ремонта боевых установок
пусковых установок с самого начала
возникли серьезные трудности по соз-
данию их бронезащиты, а также по обе-
спечению кругового обстрела реактив-
ными снарядами. Помощь коллективу
СКБ тогда оказал директор Института
электросварки академик Е.О. Патон, ко-
торый дал технические рекомендации по
броневой стали, а также по конструкции
сварной защиты поездов и пусковых
установок. Бронированные пусковые
установки были изготовлены на москов-
ском заводе «Компрессор» совместно
с вагоноремонтным заводом имени В.Е.Войтовича.
Эти поезда в ноябре-декабре 1941 г. были выведены
на Московскую кольцевую железную дорогу и сыграли
отведенную им роль в отражении атак немецких ча-
стей, рвавшихся к Москве.
Передача в августе 1941 г. на вооружение Крас-
ной Армии боевых установок БМ-13-16 и БМ-8-36
позволила резко увеличить выпуск боевых установок
для фронта. Уже к декабрю 1941 г. в действующих во-
йсковых частях, находящихся под Москвой на Запад-
ном и Калининском фронтах, имелось 415 различных
боевых пусковых установок реактивного оружия, из-
Боевая пусковая установка БМ-8-24 на легком танке
86
Глава 3
готовленных на заводах стра-
ны, которые приняли участие в
разгроме немцев под Москвой.
Боевая эффективность
реактивного оружия и манев-
ренность пусковых установок
при осуществлении ими боевых
операций, особенно при раз-
громе немцев под Москвой,
вызвали на всех фронтах ува-
жительное отношение к их бое-
вой работе. Поэтому в войсках,
а затем и в народе подвижным
боевым установкам реактивно-
го оружия было дано ласковое
название - «Катюша».
К началу 1942 г., в связи с
эвакуацией московского авто-
завода на восток страны, после
израсходования имеющихся
резервов образовался дефи-
цит поставок отечественных
шасси автомобилей на заво-
ды, изготавливающие пусковые
установки.
В течение нескольких ме-
сяцев положение было ката-
строфическим. Лишь в октябре
через Владивосток и Мурманск
в центр страны по ленд-лизу
начали поступать автомобили
иностранного производства. В
СКБ началась разработка мо-
дификаций боевых пусковых
установок, предназначенных
для запуска реактивных сна-
рядов М-13, в соответствии
Боевая машина БМ-8-48 на шасси «Форд Мармон»
с техническими возможностями поступающих на за-
воды автомашин различных фирм. До конца 1942 г.
коллектив СКБ разработал и выпустил документацию
на 10 боевых пусковых установок типа БМ-13-16 на
автошасси «Форд», «Мармон», «Студебекер», «Ин-
тернационал», «Остин», «Додж», «Форд Канадский»,
«Шевроле», «Джемси».
При поступлении автошасси нового типа требова-
лось заново производить расчеты, практически полно-
стью перерабатывать всю техническую документацию.
Автомобили отличались друг от друга длиной, высо-
той, размерами, формой кабины и характеристиками
отдельных силовых конструкций.
Созданный в Москве филиал эвакуированного
в Челябинск завода «Компрессор» в марте 1942 г. был
преобразован в самостоятельный завод - Московский
завод «Компрессор», директором которого был на-
значен ИАДорожкин. Помимо ремонта пусковых
установок завод освоил и серийное изготовление но-
вых боевых пусковых установок по технической доку-
ментации, разрабатываемой СКБ.
Следует отметить, что в боевых действиях летом и
осенью 1941 г., когда в оборонительных боях боевые
пусковые установки вели огонь преимущественно по
открыто расположенным огневым средствам и живой
силе противника, реактивные снаряды М-8 (осколоч-
ный) и М-13 (осколочно-фугасный) соответствовали
поставленным задачам и показали достаточную эф-
фективность. С переходом советских войск к насту-
пательным операциям первоочередной задачей стало
подавление и уничтожение укрытых огневых средств
и живой силы противника, а также разрушение его по-
левых оборонительных сооружений. Реактивные сна-
ряды М-8 и М-13, несмотря на то, что на протяжении
Отечественной войны в их конструкции периодически
вносились изменения, направленные на повышение
87
История развития отечественного ракетостроения
эффективности их пороховых зарядов и взрывчатого
вещества, по своим боевым возможностям они уже не
полностью отвечали этим требованиям.
Эффективность применения Сухопутными войска-
ми нового реактивного оружия привлекла внимание
флотов и флотилий Военно-морского флота. К тому
времени возникла необходимость в увеличении огне-
вой мощи малых и вспомогательных кораблей.
В первой половине 1942 г. коллектив СКВ создал пер-
вые боевые установки для запуска реактивных снарядов
М-8 и М-13 для Военно-морского флота СССР, которые
устанавливались на речных и морских катерах и судах.
По заданию Наркомата минометного вооружения
СССР и исходным данным Артиллерийского управле-
ния ВМФ были разработаны боевая 24-зарядная уста-
новка М-8-М для реактивного снаряда М-8, размеща-
емая на речном катере; боевая 16-зарядная установка
M-13-MI для реактивного снаряда М-13, размещаемая
на речном бронекатере; боевая 32-зарядная установка
M-13-MII для реактивного снаряда М-13, размещае-
мая на речном бронекатере; а также боевые пусковые
установки М-13-М и М-8-М, предназначенные для
использования снарядов М-13 и М-8, размещаемые
на морских бронекатерах. Указанные боевые установ-
ки предназначались для поражения массированным
огнем малозащищенных берегов и морских целей,
а также для уничтожения живой силы и боевой техники
противника при подготовке и высадке десантов. Реч-
ные бронекатера, вооруженные реактивными пусковы-
ми установками, в битве под Сталинградом совместно
с боевой авиацией и наземными войсками сорвали
возможность немцам наладить переправу через Волгу.
Морские пусковые установки на броневых катерах с
успехом применялись в боях за освобождение черно-
морского побережья Кавказа. Новороссийская бухта
была отбита у немцев при участии торпедных катеров,
вооруженных реактивными пусковыми установками.
Различные типы речных и морских катеров, во-
оруженных реактивными пусковыми установками,
в 1943-1944 гг. успешно использовались в боевых
операциях Черноморским флотом, Азовской, Онеж-
ской, Днепровской и Дунайской флотилиями.
Весной 1942 г. обстановка на фронтах изменилась.
От оборонительных действий Красная Армия пере-
шла к наступательным операциям и тактика немецких
войск стала другой. Они начали рассредоточивать свои
силы и стали укрывать огневые средства и личный со-
став. Поэтому в НИИ-3 и на ряде предприятий страны
с участием представителей ГАУ ГМЧ Красной Армии
началась работа по созданию новых типов снарядов,
в большей степени отвечающих новым требованиям.
В мае коллектив НИИ-3, находящийся в это время
в эвакуации на востоке страны, предложил проект фу-
гасного снаряда М-20 с увеличенной массой взрыв-
чатого вещества, а военные специалисты Главного
управления вооружения ГМЧ Красной Армии предло-
жили проект снаряда М-30 с надкалиберной головной
частью, которая присоединялась к корпусу штатного
снаряда М-13. Надкалиберная головная часть позво-
ляла вместить до 30 кг взрывчатого вещества, но при
88
Глава 3
Пусковая установка типа БМ-13-16
этом несколько терялись аэродинамические качества
снаряда, снижались дальность и кучность стрельбы,
требовалась разработка новой пусковой установки.
Оба предложения были приняты. В НИИ-3 присту-
пили к разработке снаряда М-20, а специалисты ГУВ
ГМЧ А.П.Мрыкин, А.И.Семенов, П.В.Виноградов и
другие под общим руководством НИИ-3 приступили к
разработке снаряда М-30. После успешных испытаний
в боевых условиях они в июне 1942 г. были приняты
на вооружение Красной Армии. Во второй половине
1942 г. изготовление снарядов М-30 и М-20 было раз-
вернуто на заводах имени Ухтомского, имени Грабов-
ского, а также №№ 760,798 и на других заводах.
В мае 1942 г. СКБ по заданию ГУВ ГМЧ КА разра-
ботало простое и недорогое в изготовлении пусковое
устройство - станок М-30, способный стрелять реак-
тивными снарядами с одноименным названием М-30
непосредственно из их укупорки. Станки перевозили
на автомашинах и устанавливали на землю для боевого
применения. На раме станка в один или два ряда (по
четыре в ряду) укладывалась и закреплялась укупорка
со снарядами. При массированном применении реак-
тивные снаряды, запускаемые со станков, могли раз-
рушить укрепленную оборону противника.
По результатам полигонных испытаний, проведен-
ных в июне 1942 г., боевые станки М-30 и М-20 были
приняты на вооружение Красной Армии и переданы
для серийного изготовления на заводы. Станки М-30 и
М-20 успешно применялись при наступательных опе-
рациях на всех фронтах Великой Отечественной войны.
Такие пусковые станки вместе со снарядами на отдель-
ных фронтах называли «Ванюшами», но это название
такого распространения, которое получили подвижные
пусковые установки, не получило. Несколько позже
СКБ для запуска более мощных реактивных снарядов
М-20 с существующих серийных боевых установок,
предназначенных для запусков снарядов М-13, были
предложены и разработаны специальные съемные на-
правляющие, позволяющие стрелять такими снаряда-
ми с верхних рядов направляющих ранее созданных
пусковых установок. Съемные направляющие анало-
гичного типа для запуска снарядов М-20 были разра-
ботаны и для пускового станка М-30.
Эти работы расширили сферу применения реак-
тивных снарядов в войсках. Их серийное производство
освоили московский завод «Компрессор», «Челяб-
компрессор», Пензенский машзавод и компрессорный
завод в Свердловске. Увеличение на фронтах числа
действующих пусковых установок требовало и увели-
чения выпуска реактивных снарядов и создания новых,
более эффективных, реактивных снарядов и пусковых
установок.
Масштабное изготовление промышленностью стра-
ны реактивных снарядов М-8 и М-13 в конце 1941 г.
89
История развития отечественного ракетостроения
количественно обеспечивало потребности в них Гвар-
дейских минометных частей. Одним из предприятий
по окончательной сборке этих снарядов на этом эта-
пе был завод № 12 в подмосковном городе Электро-
сталь. В самые тяжелые дни обороны Москвы сна-
ряды на фронт поступали непосредственно с этого
завода.
Однако, уже в конце 1941 - начале
1942 г. возникли серьезные трудности с
их изготовлением и поставкой войскам.
Сосредоточенные на западе в центре
страны пороховые предприятия оказа-
лись в тяжелом положении. В августе
1941 г., наступая на юге Украины, немцы
прорвались в Донбасс, где находился
завод № 59 имени Г.И.Петровского -
один из двух в СССР, выпускавших бал-
листитные нитроглицериновые пороха
и пороховые заряды реактивных сна-
рядов, и единственный, освоивший их
серийное производство. В октябре про-
изводство этих порохов прекратилось.
Под прикрытием войск, отражающих
постоянные атаки фашистов, за 17 суток
удалось демонтировать и эвакуировать
основное оборудование на люберецкий
пороховой завод № 512 и Соликамский
завод № 577. В сентябре 1941 г. немец-
кие войска заняли Шлиссельбург, и завод № 6 имени
НАМорозова оказался вблизи линии фронта, а с бло-
кадой немцами Ленинграда работы на нем были пре-
кращены.
Руководству страны удалось организовать про-
изводство нужного пороха на опытных установках
завода НИИ-6 в Москве. Однако с приближением
90
Глава 3
линии фронта к Москве завод НИИ-6 пришлось эва-
куировать в Кемерово, Люберецкий завод с оборудо-
ванием из Донбасса - в Новосибирск и Пермь. Под-
вергся эвакуации и московский завод имени Ильича,
занимавшийся изготовлением корпусов реактивных
снарядов. Во время эвакуации производство зарядов
для реактивных снарядов прекратилось. Положение
становилось крайне тяжелым. Примерно два самых
тяжелых месяца войны - с середины сентября до се-
редины декабря - боевая ракетная техника оставалась
без топлива.
На том этапе существовало два пути решения соз-
давшейся проблемы - заменить баллиститный нитро-
глицериновый порох на пироксилиновый, что могло
привести к снижению характеристик пороха или соз-
дать новые производства и наладить выпуск нужных
порохов на востоке страны, что было связано с боль-
шими затратами сил и средств, но позволило бы вы-
пускать порох без снижения его качества.
Специалисты НИИ-3 и НИИ-6 во главе с А.Г. Ко-
стиковым и А.С.Бакаевым считали, что разработать
полноценные реактивные заряды из пироксилинового
пороха невозможно. Поэтому А.С.Бакаев предложил
организовать производство нитроглицеринового по-
роха на одном из тыловых заводов. В то же время мо-
лодой сотрудник НИИ-6 Б.П.Жуков считал возможным
создание достаточно эффективного пироксилинового
пороха из неорганических окислителей.
Оба предложения - и А.С.Бакаева и Б.П.Жукова -
нашли поддержку. Базой для отработки и выпуска
пироксилинового пороха был выбран казанский
завод № 40. Разработку этого пороха поручили
Н.П.Пугимцеву. К его работам присоединились специ-
алисты Ф.Н.Пойда, В.В.Шнегас и др. Ими была создана
шашка порохового заряда оригинальной конструкции,
которая стала иметь не один, а три канала горения.
В конце 1941 г. казанский завод № 40 приступил
к выпуску новых пороховых зарядов. В начале 1942 г.
этот порох в составе реактивных снарядов М-13 и М-8
был принят на вооружение Красной Армии. К его про-
изводству подключились заводы № 392 в Кемерово и
№ 562 в Москве. Однако дальность стрельбы снаря-
дами снизилась. Использование пороха Путимцева и
Жукова было лишь временной мерой. Заводы снабжа-
ли им армию в самый тяжелый период войны, вплоть
до вступления в действие нового цеха нитроглицери-
нового пороха, поставляемого из Перми.
В начале июля 1941 г. ГКО принял решение уско-
ренными темпами завершить первую очередь строи-
тельства завода и наладить выпуск нитроглицерино-
вых порохов для реактивных снарядов. В конце ноября
1941 г. были выпущены первые пороховые шашки,
которые отправили на снаряжательный завод № 80
имени Я.М.Свердлова, находящийся в г. Дзержинске.
Поставка реактивных снарядов фронту возобнови-
лась, но их количество было недостаточным. Добиться
резкого повышения мощности завода было невозмож-
но. Выходом из этого могло стать внедрение новой
технологии.
В соответствии с по-
становлением ГКО от
18 мая 1942 г. в Перми
началось строительство
производственной линии
нитроглицериновых по-
рохов большой мощности,
основанной на технологии
шнекового производства,
т.е. на конвейерной тех-
нологии непрерывного
производства пороха, по-
зволяющей добиться его
массового выпуска. К маю
1943 г. новый цех должен
был поставить первую про-
дукцию фронту.
Сложную задачу при
активном участии замести-
теля наркома боеприпасов
К.С.Гамова удалось вы-
полнить в срок. Цех был
построен, и в начале марта
1943 г. впервые по новой
технологии началось про-
изводство баллиститного
пороха для снаряда М-13
и принятого в этом году на
вооружение снаряда М-31.
К сожалению, такое про-
изводство пороха на том
этапе было небезопасным
для обслуживающего пер-
сонала.
91
История развития отечественного ракетостроения
К.С.Гамов
В январе-феврале
1943 г. выпуск пороховых
зарядов для реактивных
снарядов, помимо перм-
ского завода, был орга-
низован на новых заво-
дах № 577 в Соликамске
Пермской области и № 850
в Стерлитамаке. В июне
1943 г. сборка зарядов из
импортных порохов была
организована на краснояр-
ском комбинате «Енисей».
Таким образом, возникшая проблема с порохами ре-
активных снарядов была решена.
Всего во время Великой Отечественной войны
в наземных войсках и Военно-морском флоте в бое-
вых операциях против вражеских войск были исполь-
зованы пять основных видов реактивных снарядов и
их модификаций, разработанные НИИ-3 с участием
НИИ-6, ЦАГИ и представителей ГАУ ГМЧ КА.
Во второй половине 1942 г. СКБ по предложению
ГУВ ГМЧ КА разработало четырехствольную боевую
пусковую установку, смонтированную на шасси ав-
томобиля ЗиС-6, с направляющими, выполненными
в виде гладких расточенных труб для реактивно-ак-
тивного запуска снарядов М-30 и М-31. Другой кон-
структивной особенностью этой машины было то, что
давление отходящих газов на основание при запуске
реактивного снаряда через опорную плиту передава-
лось на грунтовую площадку, обеспечивая тем самым
несколько большую дальность полета снаряда. Позже
эта пусковая установка была испытана отстрелом из
нее опытной фугасной турбореактивной мины МК-30,
также подтвердившая несколько большую дальность
полета мины.
Однако дальнейшего развития в тот период эта кон-
струкция пусковой установки не получила. Следует от-
метить, что после войны подобный реактивно-актив-
ный пуск реактивных снарядов нашел свое дальнейшее
развитие за рубежом.
В начале 1943 г. была начата разработка нормали-
зованной боевой установки БМ-13Н, размещаемой на
шасси различных автомашин. Целью разработки было
создание наиболее совершенной боевой установки, в
которой были бы учтены все изменения, внесенные
в разное время в модификации боевой установки
БМ-13, предназначенной для запуска снарядов М-13,
артиллерийскую часть которой можно было бы из-
готавливать, собирать на стенде и в собранном виде
устанавливать на шасси автомашины любой марки без
значительной доработки технической документации,
как это имело место ранее.
Боевая нормализованная установка БМ-13Н (полу-
чившая индекс Заказчика 52-У-9411) была принята на
вооружение Красной Армии и с 1943 г. являлась ос-
новным видом боевой установки для стрельбы реак-
тивными снарядами М-13. Она состояла на вооруже-
нии Гвардейских минометных частей до конца Великой
Отечественной войны.
В1943 г. СКБ разработало 40-зарядные боевые зе-
нитные установки на шасси ГАЗ-АА и полуприцепе для
запуска реактивных снарядов М-8, предназначенных
для поражения пикирующих и низколетящих самолетов
противника; 8-зарядную горно-вьючную установку для
использования ее в боях на горных перевалах; 6-за-
рядную установку для запуска дымовых реактивных
мин РУМ с палубы торпедного катера для создания
маскировочной дымовой завесы в открытом море или
на якорных стоянках; 48-зарядную установку БМ-8-48
на автошасси ЗиС-6 для запуска реактивных снарядов
М-8 и другие установки.
Табл. 1
Состав реактивных снарядов и их модификаций, использовавшихся во время Великой Отечественной войны
Индекс снаряда	Год завершения разработки	Калибр	Модификации
М-13	1940	132 мм	М-13УК, М-14, М-13ДД, РБС-132, М-14УД
М-8	1940	82 мм	РСКД-82, М-9, ТРС-82, РБС-82
М-30	1942	300 мм	
М-20	1942	132 мм	М-21
М-31	1943	300 мм	М-31УК, М-32
92
Глава 3
93
История развития отечественного ракетостроения
Следует отметить, что в 1943 г. Гвардейские мино-
метные части и их соединения получили от промыш-
ленности страны и израсходовали в боях с врагом
3 147 тыс. реактивных снарядов (или больше чем на
треть по сравнению с 1942 г.), из них снарядов кали-
бра 82 мм - 1072 тыс. ед., 132 мм - 1723 тыс. ед.,
300 мм - 352 тыс. ед.
В 1944 г. по новым, измененным, тактико-техни-
ческим требованиям ВМФ были разработаны: 10-за-
рядная установка для запуска реактивных дымовых
мин РУМ-5 калибра 132 мм, размещаемая на торпед-
ном катере; 6-зарядная боевая установка для запуска
реактивных мин РУМ-20-4, размещаемая на палубе
миноносца; 8- и 24-зарядная установки, размещаемые
на катере и бронекатере, предназначенные для запу-
ска реактивных снарядов М-8; 16-зарядная установка,
размещаемая на бронекатере, для запуска с него реак-
тивных снарядов М-13.
В это же время по заданию ГУВ ГМЧ КА были
разработаны боевая 16-зарядная установка БМ-13
«штурмовик» на бронированном шасси автомашины
ЗиС-6 для запуска реактивных снарядов М-13, пред-
назначенная для участия в прорывах оборонительных
позиций противника и поддержки наступающих войск
залпами на короткой дистанции и с ходу, а также 8-за-
рядная облегченного типа и 6-зарядная стационарно
устанавливаемые пусковые установки «станок М-31»
для запуска с них из укупорки реактивных снарядов
фугасного действия М-31.
Одновременно по заданию ГУВ ГМЧ КА, в целях
сокращения времени, требуемого на развертывание и
подготовку к пуску снарядов М-31 при работах с пере-
возимых и стационарно устанавливаемых пусковых
станков М-31, в СКБ были развернуты и завершены
конструкторские работы по созданию подвижных пу-
сковых установок для стрельбы из укупорки реактив-
ными снарядами М-31. Для этого были разработаны
8-зарядная установка на одноосном прицепе и 12-за-
рядная установка БМ-31, смонтированная на шасси
автомашины «Студебекер».
Несмотря на то, что пусковые установки «станок
М-31» и подвижная БМ-31 были приняты на воору-
жение Красной Армии, в СКБ начались работы по соз-
данию на базе шасси автомобиля «Студебекер» более
совершенной 12-зарядной пусковой установки для за-
пуска с нее реактивных снарядов М-31 из укупорки.
Опытные образцы установки, получившие название
БМ-31-12, были изготовлены на Московском заводе
«Компрессор», успешно прошли полигонные и ходо-
вые испытания, показав хорошие результаты, и в се-
редине 1944 г. были приняты на вооружение Красной
Армии.
Эти установки имели ряд преимуществ перед ранее
созданными пусковыми установками: более удобную
технологию заряжания, что сокращало время на его
выполнение при меньшем по численности боевом
расчете; возможность выезда на позицию заряженной
установки; стрельбу снарядами на углах возвышения
до 45 °; лучшую кучность стрельбы и, что очень важно,
сокращение времени приведения установки из поход-
ного положения в боевое, по сравнению с пусковыми
станками М-30 и М-31, с 3-4 ч до 7-13 мин. Установка
94
Глава 3
БМ-31-12 стала одной из основных боевых установок,
которые применялись во всех наступательных опера-
циях Красной Армии в 1944-1945 гг.
Следует отметить, что в начале военных действий
на фронтах ощущалась острая потребность в исполь-
зовании реактивного оружия. Поэтому были случаи,
когда отдельные командующие фронтов или родов
войск пытались на основе опыта эксплуатации имею-
щихся у них подвижных пусковых установок, своими
силами и применительно к конкретным местным ус-
ловиям создать у себя пусковые установки для запуска
реактивных снарядов.
В период 1941-1944 гг. отдельные предприятия
(НИИ-3, ЦКБ-19 совместно с ЦНИИ-45 и др.) также
прилагали свои усилия по созданию боевых пусковых
установок на шасси автомобилей, прицепах, мотоци-
клах и пр., предназначенных для запуска реактивных
снарядов. Однако созданные ими образцы пусковых
установок, не давшие при испытаниях положительных
результатов, дальнейшего развития не получили.
Некоторым исключением является предложен-
ная группой военных специалистов, находящихся на
Кавказе, разработка горной пусковой установки, на-
чатая ими в сентябре 1942 г., которая по просьбе во-
енного руководства была завершена с участием ко-
мандированных к ним специалистов Ф.И.Есакова
(от СКБ), Н.Н.Юрышева и ЕАДоброхотова (от ГУВ
ГМЧ). Указанные специалисты внесли в конструкцию и
схему разрабатываемого образца ряд принципиальных
изменений, исходя из наличия местных материалов и
производственных возможностей. Проект был одобрен
Военным Советом Черноморской группы войск и пере-
дан для производства авторемонтным мастерским и
железнодорожным депо г.г. Сочи и Сухуми. Дальнейшее
совершенствование горных пусковых установок было
осуществлено СКБ при заводе «Компрессор».
22 июля 1944 г. в целях упорядочения работ, про-
водимых при создании боевой техники, и организации
необходимых условий для разработки качественно но-
вых образцов боевых реактивных установок приказом
наркома минометного вооружения СССР на базе СКБ
при заводе «Компрессор» было организовано отрас-
левое конструкторское бюро во главе с начальником и
главным конструктором В.П.Барминым.
Боевая установка БМ- 13-СН
95
История развития отечественного ракетостроения
В начале 1944 г. военные ведомства поставили
перед разработчиками реактивной техники задачу:
улучшить кучность стрельбы существующими реактив-
ными снарядами. Конструкторы реактивных снарядов
предложили производить рассверловку тангенциаль-
ных отверстий по диаметру штатных снарядов М-13,
М-31 и М-8 и добились некоторого улучшения кучно-
сти стрельбы, но при этом дальность полета снарядов
уменьшилась.
В это же время был разработан и проходил испы-
тания, а позже был принят на вооружение реактивный
снаряд М-13ДД, имевший лучшие характеристики по
сравнению со своими предшественниками. Однако
этими снарядами нельзя было стрелять со штатных
пусковых установок типа БМ-13, т.к. снаряд весом
62,5 кг, вращаясь при пуске с обычных штатных на-
правляющих, разрушал их. Поэтому наряду с другими
работами в 1944 г. в СКБ начались поисковые кон-
структорские проработки и экспериментальные рабо-
ты по повышению кучности стрельбы этими снарядами
за счет разработки новой конструкции направляющих
пусковой установки.
В процессе этой работы родилась идея придать
вращение снарядам направляющими пусковой уста-
новки без сверления в снарядах тангенциальных от-
верстий, поскольку из-за расхода снарядами мощно-
сти на вращение уменьшалась дальность их полета.
Эта идея привела к созданию спиральных направляю-
щих с различными углами закручивания.
Была разработана и создана 10-зарядная бо-
евая установка БМ-13-СН на шасси автомобиля
«Студебекер», имеющего хорошую проходимость.
Эта установка обладала значительными преимуще-
ствами по сравнению с существующими боевыми
установками:
-	была универсальной и позволяла производить за-
пуск всех находящихся на вооружении реактивных сна-
рядов калибра 132 мм, таких как М-13, М-20 и М-13ДД;
-	обеспечивала лучшую кучность стрельбы снаря-
дами М-13 - в 3,2 раза, М-20 - в 3,3 раза и М-13ДД -
в 1,47 раза;
-	была дешевле и менее трудоемка в изготовлении.
Созданием СКБ установки БМ-13-СН была реше-
на проблема запуска оперенных реактивных снарядов
приданием им вращения с помощью направляющих
пусковой установки, что, в свою очередь, позволило
создать новый тип реактивного оружия, обладающего
более высокими боевыми качествами.
В конце 1944 г. были разработаны аналогичная
конструкция 32-зарядной боевой установки БМ-8-СН
со спиральными направляющими для запуска с нее
снарядов М-8, по заданию ГУВ ГМЧ КА - конструкция
вставки, позволяющей стрелять трофейными 300-мм
немецкими реактивными снарядами из боевых уста-
новок БМ-31-12.
В 1945 г. по предложению военных ведомств СКБ
разработало две переносные боевые установки М-31-1
и М-31-2 для стрельбы снарядами М-13 и М-31 пря-
мой наводкой в условиях уличного боя из укрытий,
окон и проемов.
К концу войны на всех фронтах было задейство-
вано около 3 тыс. боевых пусковых установок раз-
личного назначения. Созданная в период Великой
Отечественной войны реактивная артиллерия Красной
Армии успешно применялась во всех видах боевых
действий, участвовала во всех крупных наступатель-
ных и оборонительных операциях и являлась мощным
огневым средством усиления войск, действующих на
главных направлениях. При этом значение реактивной
артиллерии в обеспечении боевых действий войск, по
Боевая установка БМ-31-12
96
Глава 3
мере ее качественного и количественного роста,
непрерывно возрастало.
Мощный огонь реактивной артиллерии имел
большое значение не только в случаях первого и
внезапного огневого нападения на войска против-
ника, при уничтожении его живой силы и разруше-
нии его оборонительных сооружений, но и в ряде
случаев, наряду со ствольной артиллерией, успеш-
но участвовала в уничтожении атакующих немецких
танков реактивными снарядами прямой наводкой с
пусковых установок.
По документации, в основном разработанной
СКБ, на заводах страны было изготовлено около
11 тыс. различных типов боевых пусковых устано-
вок и более 15 тыс. пусковых устройств (станков).
Только заводом «Компрессор» за 1941-1945 гг.
было изготовлено 3379 различных типов пусковых
установок.
Начатое в конце 1941 г. взаимодействие СКБ
при заводе «Компрессор» с ГУВ ГМЧ и через него
с воинскими подразделениями, эксплуатирующими
боевую реактивную технику на фронтах Великой
Отечественной войны, основанное на прямых и об-
ратных связях, со временем все более приобретало
системный опенок, способствующий повышению
эффективности использования этой техники. От-
личительной особенностью всех созданных СКБ
боевых пусковых установок была простота в изго-
товлении и высокая надежность их эксплуатации в
боевых условиях.
Всего за годы Великой Отечественной войны
коллективом СКБ было разработано и изготовлено
78 типов экспериментальных и опытных конструк-
ций боевых пусковых установок реактивного ору-
жия, из которых 36 были приняты на вооружение
Красной Армии и Военно-морского флота. Раз-
работка в СКБ каждой из этих пусковых установок
реактивного оружия, при общем руководстве ра-
ботами В.П.Бармина, осуществлялась инженерной
группой, возглавляемой ведущим конструктором
предприятия. Такими ведущими конструкторами в
СКБ в годы войны были Ю.Э. Эндека, В.М. Васи-
льев, ВАТимофеев, ВАРудницкий, А.Н.Глюске,
А.Н. Васильев и В.И.Остудин.
Ю.Э. Эн дека - ведущий конструктор
установок БМ-8-36, БМ-8 (с направля-
ющими типа «флейта» на танке Т-40),
съемных направляющих для пуска
реактивных снарядов М-20, вставки-
переходника для пуска трофейных ре-
активных снарядов, зарядного ящика
на автомашине, водомаслогрейки, по-
догревателя моторов автомобилей БМ.
В.М.Васильев - ведущий конструктор
установок БМ-13-16 (на тракторе СТЗ-5),
М-8 на санях, БМ-13-16 на автомаши-
не «Форд-Мармон», четырехствольной
экспериментальной на прицепе; станка
РУМ для пуска дымных мин, БМ-8-36
на автомашине «Шевроле», БМ-13(М)
на автомашине ЗиС-6.
ВАТимофеев - ведущий конструктор
установок БМ-8-24 на танке Т-40 (Т-60).
М-8 на бронированных железнодорож-
ных платформах, М-8-М на речном
бронекатере, 24-М-8 на морском бро-
некатере, М-8 (зенитная установка на
прицепе), прицельного устройства для
БМ-13-16.
В.А. Рудницкий - ведущий конструктор
установок БМ-13Н на автомашине «Сту-
дебекер» БМ-8-СН, М-13 на санях,
БМ-13-16 на автомашинах «Студе-
бекер», «Интернационал», «Остин»,
«Форд Канадский». «Джемси», «Шев-
роле», восьми-, четырех-, шестизаряд-
ного станка М31, четырехзарядного
станка РУМ-20 (на миноносце), поворот-
ного станка М31 и БМ-13.
В.И.Остудин - ведущий спе-
циалист по электрооборудо-
ванию пусковых установок.
А.Н.Глюске - ведущий конструктор
пусковых установок М-8 на лыжах,
М-13-М11 на бронекатере, 16-М-13 на
речном катере, БМ-13-16 на автомаши-
не «Шевроле» (с направляющей 2,4 м),
БМ-13 на бронированной автомашине
ЗиС-6.
97
История развития отечественного ракетостроения
А.Н.Васильев - ведущий конструктор установок БМ-31-12 (обо-
их вариантов), БМ-13-СН со спиральными направляющими,
БМ-13-16 с четырьмя направляющими, БМ-8 на одноосном прице-
пе, БМ-8-40 (зенитная установка) на ГАЗ-АА, М-13-М1 на речном
бронекатере, 8-М-8, БМ-8 (на автоприцепе), БМ-13-16 (на брони-
рованной железнодорожной платформе), БМ-13-16 (на автомо-
биле «Додж»), экспериментальной четырехствольной установки
(ЗИС-6) для М-30, двухзарядного станка для противотанковых
мин, горного станка БМ-8-8, однозарядных станков М-31 и М-13
для ведения уличного боя.
В годы войны только предприятиями наркомата
минометного вооружения было изготовлено 2,7 млн
различных реактивных снарядов, а промышленно-
стью страны в целом было изготовлено более 12 млн
реактивных снарядов различных типов, из которых
около 7,5 млн было израсходовано Сухопутными
войсками, морскими и военно-воздушными под-
разделениями Красной Армии в боях с немецкими
войсками.
Поставленные перед промышленностью задачи
по оснащению Гвардейских минометных частей всех
фронтов реактивным оружием в годы войны реша-
лись поэтапно на основе максимально возможного
удовлетворения их требований и требований крупного
серийного производства.
При этом эффективное использование в военных
операциях реактивного оружия, созданного в трудное
время Великой Отечественной войны, было обеспече-
но и результатами напряженного и целенаправленного
труда, выполненного кол-
лективами многих пред-
приятий страны, среди
которых следует отметить
такие предприятия и орга-
низации, как НИИ-3 Нар-
комата боеприпасов, СКБ
при заводе «Компрессор»
Наркомата общего машино-
строения и ГУВ ГМЧ Нарко-
мата обороны СССР, обе-
спечивших определяющий
вклад в развитие, создание и его боевую эксплуатацию.
За успешное создание в годы войны боевых пу-
сковых установок реактивной артиллерии СКБ при
заводе «Компрессор» было награждено орденом
Отечественной войны I ст. В.П.Бармин в эти годы
был награжден орденами Ленина, Кутузова I ст., Тру-
дового Красного Знамени. Ему была присуждена
Сталинская премия I ст. Большое число сотрудников
СКБ было награждено орденами и медалями СССР,
почти весь коллектив сотрудников - медалями «За
оборону Москвы», а Ф.И.Есаков - еще и медалью
«За оборону Кавказа».
В послевоенный период в связи с изменениями
главной задачи, поставленной руководством страны
перед СКБ, преобразованным в ГСКБ Спецмаш, толь-
ко часть его коллектива до 1956 г. продолжала рабо-
ты по созданию более совершенных боевых пусковых
установок, предназначенных для запуска созданных и
вновь создаваемых реактивных снарядов.
В.П.Бармин с группой ветеранов - сотрудников СКБ военного времени. 1953 г.
98
Глава 3
За этот период ГСКБ Спецмаш было разработано
десять новых образцов пусковых установок, четыре
из которых (БМ-14, БМД-20, БМ-24 и БМ-24Т), вы-
полненные с более высокими боевыми тактико-техни-
ческими параметрами, в послевоенный период были
приняты на вооружение Советской Армии.
В1956 г. ГСКБ Спецмаш вышестоящими ведомства-
ми было освобождено от дальнейших работ по созданию
боевых пусковых установок реактивной техники в связи с
большой загрузкой работами по ракетной технике, возло-
женными на его коллектив. Наследниками СКБ при заво-
де «Компрессор» и Наркомата минометного вооружения
по созданию в послевоенный период в СССР пусковых
установок, предназначенных для запуска различных по
назначению реактивных снарядов, были определены
предприятия других промышленных министерств.
99
История развития отечественного ракетостроения
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»
СОЗДАНИЕ НОВЫХ ОБРАЗЦОВ РЕАКТИВНЫХ
СНАРЯДОВ В ГОДЫ ВЕЛИКОЙ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ
ВОЙНЫ. 1941-1945 гг.
В довоенный период работы по созданию как не-
управляемых пороховых реактивных снарядов, так
и установок для их пуска были сосредоточены
в РНИИ - НИИ-3. Наиболее значительными результа-
тами этих работ явились сдача на вооружение систем
авиационного оружия с реактивными снарядами РС-
82 и РС-132 калибра 82 и 132 мм, соответственно,
создание опытных образцов наземной системы зал-
пового огня с пусковыми установками, получившими
в войну индекс М-13, а также реактивных снарядов для
этой системы калибра 132 мм, также получивших ин-
декс М-13.
С началом Великой Отечественной войны голов-
ная роль по подготовке к серийному производству
наземных пусковых установок и разработке их но-
вых модификаций была возложена на СКБ москов-
ского завода «Компрессор», а за НИИ-3 осталась
головная роль по разработке новых реактивных
снарядов.
В годы войны институт с учетом требований и зада-
ний фронта вел работы по следующим основным на-
правлениям совершенствования реактивных снарядов:
-	повышение мощности фугасного действия сна-
рядов у цели;
-	увеличение дальности стрельбы;
-	повышение кучности стрельбы;
-	разработка снарядов новых схем;
-	упрощение технологии изготовления снарядов.
Наряду с этим в институте продолжались работы
по созданию новых и усовершенствованию ранее раз-
работанных пусковых установок. В частности, велась
разработка зенитной пусковой установки для стрельбы
реактивными снарядами.
Уже в самый начальный период войны в НИИ-3
на базе авиационного снаряда РС-82 был разработан
снаряд для наземного применения М-8. Все доработки
были направлены на повышение мощности его действия
у цели и дальности полета. Первый вариант снаряда М-8
был принят на вооружение 2 августа 1941 г„ пятый ва-
риант - в декабре 1944 г. Масса взрывчатого вещества
различных модификаций М-8 составляла от 0,375 до
0,785 кг (против 0,36 кг у РС-82), дальность стрельбы
достигала 5,9 км (у РС-82 - 5,2 км). 6 августа 1941 г. на
вооружение Красной Армии была сдана пусковая уста-
новка М-8, получившая позже наименование БМ-8-36,
для залповой стрельбы 36 снарядами М-8 - первая са-
мостоятельная разработка СКБ завода «Компрессор».
м-тз	м-з
М-20	М-30
М-31
100
Глава 3
В июне 1942 г. на вооружение был принят неуправ-
ляемый реактивный снаряд калибра 132 мм фугасного
действия с увеличенной массой взрывчатого вещества,
разработанный в НИИ-3 совместно со специалистами
ГУВ ГМЧ. При том же калибре снаряда, что и у М-13,
и при тех же характеристиках ракетной камеры масса
взрывчатого вещества была увеличена почти в 4 раза
(с 4,6 до 18,4 кг), т.е. практически до 20 кг, с чем свя-
зан индекс этого снаряда М-20. При этом масса снаря-
да возросла с 43 кг у М-8 до 58 кг у М-20, а длина -
с 1415 до 2090 мм.
Снаряды М-20 предназначались в основном для
стрельбы с боевых машин БМ-13. Для одновременно-
го пуска шести снарядов М-20 использовались также
станки, предназначенные для стрельбы с земли че-
тырьмя снарядами М-30 с головной частью калибра
300 мм. При стрельбе с боевых машин БМ-13 из-за
большой длины снарядов М-20 их можно было пу-
скать только с верхних направляющих. Поэтому в зал-
пе снарядов М-20 было восемь, а не шестнадцать, как
М-13. Практика использования снарядов М-20 показа-
ла, что они обладают относительно малым фугасным
и осколочным действием, а дивизионный залп ими
дает недостаточную плотность огня. По этим причинам
в 1943 г. снаряды М-20 были сняты с вооружения.
8 июня 1942 г. на вооружение были приняты реак-
тивные снаряды фугасного действия М-30. Это были
первые PC с надкалиберной головной частью. Они
были разработаны группой специалистов ГУВ ГМЧ
совместно с НИИ-3. В новом снаряде использовался
ракетный двигатель от снаряда М-13, к которому была
присоединена боевая часть в виде эллипсоида вра-
щения с максимальным диаметром 300 мм и массой
взрывчатого вещества 28,9 кг. По размеру диаметра го-
ловной части снаряд получил индекс М-30. Из-за зна-
чительного увеличения массы головной части и плохой
ее аэродинамической формы дальность полета М-30
составляла около 2,8 км, т.е. уменьшилась практически
в 3 раза по сравнению с дальностью М-13, значительно
ниже оказалась и его кучность. Тем не менее с июля
1942 г. снаряд М-30 широко и успешно применялся
Красной Армией как оружие прорыва, уничтожения и
подавления опорных укрепленных пунктов противника.
Эффективность залпов М-30 возросла после того, как
вместо предложенного авторами снаряда М-30 мета-
тельного устройства «станок 30», предназначенно-
го для одновременного пуска четырех М-30, с весны
1943 г. стали применять разработанный в СКБ завода
«Компрессор» двухрядный способ заряжания, что по-
зволило с каждого станка пускать восемь снарядов.
Относительно небольшая дальность полета снаряда
М-30 заставляла боевой расчет работать под ружейно-
пулеметным огнем противника, неся большие потери.
Этот недостаток был частично устранен в конце 1942 г.,
когда ГУВ ГМЧ совместно с ГИРТ (в соответствии с
постановлением Государственного комитета обороны
№ ГОКО-22046 от 15 июля 1942 г. НИИ-3 Наркомата
боеприпасов был преобразован в Государственный
институт реактивной техники (ГИРТ), подчиненный не-
посредственно Совету Народных Комиссаров СССР) и
рядом других предприятий создали новый фугасный
300-мм реактивный снаряд М-31, имевший дальность
полета 4,3 км, т.е. в 1,5 раза больше, чем у М-30.
Увеличения дальности полета снаряда М-31 уда-
лось достичь за счет уменьшения массы корпуса го-
ловной части с 23,5 до 10,8 кг (путем уменьшения
толщины его стенок с 7 до 4 мм), увеличения массы
порохового заряда на 4,15 кг, тяги двигателя - с 2000
до 2500 кг, а скорости полета - со 195 до 255 м/с. При
этом масса заряда ВВ осталась такой же, как у снаряда
М-30 (28,9 кг).
Ракетная часть снаряда М-31 была разработана
заново в ГИРТ совместно со смежными специализи-
рованными организациями. В основу ее конструкции
была положена ракетная часть от экспериментально-
го реактивного снаряда М-14. Ракетная часть снаря-
да М-31 была на 310 мм длиннее и масса ее корпуса
была вдвое большей, чем у ракетной части штатного
снаряда М-30 (15,17 кг у М-30 и 30,68 кг у М-31)
В целом длина (1760 мм) и стартовая масса (92,4 кг)
реактивного снаряда М-31 были больше, чем снаряда
М-30 (1450 мм и 72 кг соответственно).
Особенностью ракетной части снаряда М-31 было
также применение цельного блока «камера - сопло»,
конструкцию и технологию изготовления которого
разработали в 1942 г. специалисты Первоуральско-
го новотрубного завода и ГИРТ. Применение цель-
ных блоков «камера - сопло» позволило экономить
на каждой детали более 40 % металла, повысить про-
изводительность станочного парка почти в 4 раза, ис-
ключить термообработку и т.д. Участникам этой рабо-
ты в 1943 г. была присуждена Сталинская премия I ст.
Для снаряда М-31 специалисты ОТБ-98 разработа-
ли новый ракетный заряд. Он состоял из пяти порохо-
вых шашек с наружным диаметром 46 мм, диаметром
канала 8 мм и длиной шашек 900 мм. Заряд изготав-
ливали из порохов марок НМ-31 или Н-31, специально
разработанных для нового снаряда. Масса заряда со-
ставляла около 11,2 кг, т.е. почти в 1,5 раза больше,
чем масса заряда для М-13.
В марте 1943 г. после всесторонних испытаний
реактивный снаряд М-31 был принят на вооруже-
ние Красной Армии. С февраля 1943 г. по решению
ГКО производство снарядов М-30 было прекращено.
Для пуска снарядов М-31 первое время использовали
пусковые станки М-30, а с января 1944 г. - восьмиза-
рядный пусковой станок М-31, разработанный в СКБ
завода «Компрессор». В мае 1944 г. на вооружение
был принят шестизарядный пусковой станок М-31 об-
легченного типа.
101
История развития отечественного ракетостроения
Одной из наиболее важных и технически сложных
задач совершенствования полевой реактивной артил-
лерии в годы Великой Отечественной войны была про-
блема повышения кучности стрельбы. В первый пери-
од войны эффективность реактивных минометов была
достаточно высокой при относительно низкой плотно-
сти огня за счет того, что стрельба велась в основном
по скоплениям живой силы и техники противника на
открытой территории. Но при переходе Красной Ар-
мии к наступательным операциям возникла проблема
уничтожения окопавшейся пехоты и разрушения обо-
ронительных сооружений различных типов. Помимо
повышения фугасно-осколочного действия реактив-
ных снарядов для решения этой проблемы требова-
лось существенное повышение кучности стрельбы.
В этой связи пришлось возвратиться к результатам
исследований по стабилизации ракет путем вращения,
которые проводились еще в довоенный период снача-
ла в ГДЛ, а затем в РНИИ. В годы войны сотрудниками
ЦАГИ во главе с академиком САХристиановичем в
этой области были получены дополнительные резуль-
таты, которые были положены в основу совместной
разработки специалистами ГИРТ, конструкторской
группы ГУВ ГМЧ и ученых ЦАГИ реактивных снарядов
улучшенной кучности М-13-УК и М-31-УК.
Вращение снарядов М-13-УК достигалось путем
введения двенадцати тангенциально расположенных
отверстий в переднем центрующем утолщении ра-
кетной части. Для приведения во вращение снаряда
М-13-УК
М-31-УК
М-13-ДД
М-31-УК на его ракетной камере около центра тяжести
было ввернуто четыре штуцера с Г-образными каналами.
У снаряда М-13-УК с двенадцатью тангенциальны-
ми каналами диаметром 2,9 мм предельная дальность
составляла 7960 м (у штатного М-13 - 8470 м); рассе-
ивание по боковому направлению у снаряда М-13-УК
было в 2,2 раза, а по дальности - в 1,14 раза мень-
ше, чем у снаряда М-13. Полная площадь рассеивания
на предельной дальности у снаряда М-13-УК была в
2,8 раза меньше, чем у штатного снаряда.
При испытаниях стрельбой реактивных снарядов
М-31-УК улучшенной кучности была получена пре-
дельная дальность 4125 м (у штатного М-31 -4325 м),
рассеивание по боковому направлению было в 3 раза,
а по дальности - в 1,2 раза меньше, чем у штатного
снаряда. Полная площадь рассеивания была в 4 раза
меньше, чем у штатного М-31.
В результате уменьшения площади эллипсов рас-
сеивания возросла плотность огня в залпе для снаряда
М-13-УК в 3 раза, а для снаряда М-31-УК - в 6,5 раза.
Это значительно повысило огневые возможности
реактивной артиллерии. В апреле 1944 г. снаряды
М-13-УК и М-31-УК были приняты на вооружение
Красной Армии.
В 1942 г. сотрудники НИИ-3 начали разработку
нового 132-мм реактивного снаряда увеличенной
дальности, получившего наименование М-13-ДД. От-
личительной особенностью конструкции этого снаряда
являлось применение двухкамерного ракетного двига-
теля. Он состоял из двух штатных ракетных камер
снаряда М-13, соединенных последовательно
промежуточным соплом, которое имело восемь
косонаклонных отверстий. Ракетные камеры ра-
ботали одновременно. Наличие двух одновре-
менно работающих камер привело к увеличении
импульса реактивной силы двигателя и, как след-
ствие, к возрастанию скорости и дальности по-
лета. Снаряд М-13-ДД имел длину 2,21 м, массу
62,7 кг (в т.ч. масса ракетного заряда -14,7 кг,
головной части от снаряда М-13 - 21,4 кг).
Снаряд М-13-ДД впервые прошел испытания в
1942 г. на Урале. На основе полученных опытных
данных этот снаряд был усовершенствован. На од-
ном из артиллерийских полигонов под Москвой 15
и 16 марта 1943 г. были проведены повторные ис-
пытания усовершенствованного снаряда М-13-ДД
параллельно с испытаниями штатных снарядов
М-13. При этом для М-13-ДД была получена
дальность полета 11,8 км, а для М-13 - 7,9 км.
Таким образом, дальность полета нового снаряда
по сравнению со снарядом М-13 увеличилась в
1,5 раза благодаря применению нового двухкамер-
ного двигателя, что нашло отражение в наимено-
вании реактивного снаряда М-13-ДД (ДД - двух-
камерный двигатель или дальнего действия).
102
Глава 3
Табл. 2
Основные характеристики реактивных снарядов Гвардейских минометных частей Красной Армии
Параметр	Реактивный снаряд							
	М-8	М-13	М-20	М-30	М-31	М-13-УК	М-31-УК	М-13-ДД
Калибр, мм	82	132	132	300	300	132	300	132
Длина, мм	680	1460	2090	1450	1760	1415	1760	2210
Масса, кгснаряда	8,0	42,5	58,0	72,0	92,5	42,5	94,5	62,7
боевой части	2,7	21,3	37,0	52,4	52,4	21,3	52,4	21,3
взрывчатого вещества	0,64	4,9	18,4	28,9	28,9	4,9	28,9	4,9
ракетного заряда	1,2	7,2	7,2	7,2	11,2	7,2	11.2	15,0
Максимальная скорость полета, м/с	315	355	260	195	255	250	350	520
Максимальная дальность стрельбы, км	5,5	8,5	5,0	2,8	4,3	7,9	4,0	11.8
Кучность по дальности	1/50	1/65	1/80	1/35	1/45	1/105	1/80	1/100
Кучность по направлению	1/45	1/45	1/40	1/20	1/20	1/85	1/50	1/85
Дата принятия на вооружение	08.1941	06.1941	06.1942	06.1942	03.1944	04.1944	04.1944	10.1944
Табл. 3
Динамика роста производства реактивных снарядов в 1940-1945 гг.
Тип снаряда	Произведено, тыс. шт.						
	1940 г.	1941 г.	1942 г.	1943 г.	1944 г.	1945 г.	Всего за 1940-1945 гг
М-8	125,1	502,0	1708,6	1324,4	1270,0	520,6	5450,7
М-13	31,68	312,1	1655,3	1822,0	2190,0	959,5	6970,58
М-20	-	-	235,1	262,0	60,0	3,5	560,6
М-30 и М-31	-	-	253,3	447,5	476,5	242,0	1419,3
Всего	156,78	814,1	3852,3	3855,9	3996,5	1725,6	14401,18
103
История развития отечественного ракетостроения
С 27 мая по 10 июня 1944 г. прошли заключитель-
ные полигонные испытания снаряда М-13-ДД, закон-
чившиеся успешно. 14 октября 1944 г. после войсковых
испытаний реактивный снаряд М-13-ДД был принят на
вооружение. Но в связи с близким окончанием войны
массовое производство этих снарядов не было развер-
нуто - изготовили лишь небольшую валовую партию
В начале блокадного 1942 г. на Ленинградском
испытательном артиллерийском полигоне под непо-
средственным руководством заместителя начальника
полигона инженер-полковника С.М.Серебрякова и на-
чальника конструкторского отдела инженер-капитана
МНАлешкова были спроектированы 280-мм фугас-
ный турбореактивный снаряд М-28 и приспособление
для его пуска. Разработка была произведена на базе
подобных трофейных немецких образцов. К концу
июня 1942 г. предприятия города изготовили снаряды
и пусковые станки.
Корпус боевой части снаряда М-28 штамповали из
листовой стали толщиной 2-3 мм, а затем сваривали.
Внутрь корпуса заливали 47 кг расплавленного троти-
ла или амматола 40/60. В этом случае получали так на-
зываемый тяжелый снаряд массой 82 кг с дальностью
полета 2100 м. Если боевую часть снаряжали аммато-
лом 80/20 путем ручной набивки, то масса заряда ВВ
составляла 30 кг и снаряд получался легкий - с общей
массой 65 кг и дальностью полета 3000 м.
В нарезное дно головной части ввинчивалась ре-
активная часть, выполненная в виде тонкостенного
цилиндра с навинтным днищем - соплом, в котором
имелось 26 сопловых отверстий, расположенных под
углом к оси снаряда. В корпусе реактивной части по-
мещалась пороховая шашка - моноблок с семью про-
дольными каналами. Масса шашки - 6,9 кг. Состав
пороха, конструкцию заряда и технологию его изготов-
ления разработал подполковник ИАЧирков вместе со
специалистами Охтинского химкомбината, переклю-
чившегося в годы войны на выпуск порохов и другой
продукции военного назначения.
При горении шашки пороховые газы истекали через
наклонные сопловые отверстия и создавали реактив-
ную тягу, которая обеспечивала не только поступатель-
ное движение снаряда, но и вращение его на траекто-
рии, необходимое для устойчивого полета. Снаряды
транспортировали по одному в упаковочных ящиках,
из которых они и выстреливались
Тяжелый снаряд М-28 с боевой частью, снаряжен-
ной амматолом 40/60, при падении на грунт образо-
вывал воронку диаметром около 7 м и глубиной около
2 м. Облегченный снаряд массой 65 кг, снаряженный
30 кг амматола 80/20, при взрыве в грунте средней
плотности создавал воронку диаметром около 5 м и
глубиной около 1,5 м.
Тактической единицей, на вооружении которой
состояли турбореактивные фугасные снаряды М-28,
являлся дивизион. Дивизион имел 192 снаряда и со-
стоял из трех батарей по 64 снаряда. В каждой батарее
было 4 взвода по 16 снарядов в каждом. Как правило,
104
Глава 3
дивизион выстреливал все 192 снаряда за один залп,
обрушивая на вражеские позиции за один раз до 9 т
взрывчатого вещества.
Первое боевое применение снарядов М-28 было
осуществлено на Ленинградском фронте 20 июля
1942 г. в районе Старо-Панова, где гитлеровцы, гото-
вясь к очередному штурму Ленинграда, сосредоточили
большое количество войск и техники. В это время на
Ленинградском фронте мощных фугасных реактив-
ных снарядов М-30 еще не было. Действие залпа М-28
оказалось весьма эффективным.
Изготовлением реактивных снарядов М-28 и
станков для их пуска в Ленинграде занимались более
десяти предприятий. Снаряды М-28 продолжали при-
менять на Ленинградском фронте в составе одного
дивизиона и после того, как на этот фронт прибыли
дивизионы М-30. В1943 г. за создание фугасных сна-
рядов М-30 и М-28 и пусковых станков к ним участни-
ки этих работ были удостоены Сталинской премии I ст.
На рисунке показаны реактивные снаряды, приме-
нявшиеся Красной Армией на полях сражений в годы
Великой Отечественной войны.
Следует отметить, что если в начальный период
войны в наземных установках залпового огня исполь-
зовались авиационные снаряды РС-82, то затем уже
снаряды М-8 использовались в авиации. Широко при-
менялись в авиации и снаряды М-13. Вместе с тем для
самолетов штурмовой авиации в годы войны в НИИ-3
были созданы специальные ракетно-бронебойные
снаряды РБС-82 и РБС-132. Разработка этих снарядов
началась еще в 1939 г. При этом основная задача НИИ-
3 в разработке РБС сводилась к созданию мощных
ракетных двигателей, способных разогнать боевую
часть до скорости подлета артбоеприпасов сопостави-
мых калибров. Специалистам НИИ-3 удалось решить
задачу разгона снаряда до скорости порядка 500 м/с.
В результате во время испытаний весной 1941 г. сна-
ряд РБС-82 пробивал броню толщиной до 50 мм.
Уже в 1941 г. ракетно-бронебойные снаряды РБС-82
и РБС-132 были приняты на вооружение авиации Крас-
ной Армии. В дальнейшем эти снаряды неоднократно
совершенствовались и использовались до конца войны.
В 1943 г. для разрушении броневой защиты тан-
ков, бронемашин, бронепоездов институт разработал
82-мм PC кумулятивного действия РСКД-82. Этот
снаряд был предназначен для вооружения самолетов-
штурмовиков. Для стрельбы с воздуха по точечным
воздушным и наземным целям был разработан PC
улучшенной кучности без оперения с турбореактивной
стабилизацией - ТРС-82. Велись работы по созданию
PC для пробивания тяжелой корабельной броневой за-
щиты толщиной 200 и даже 400 мм.
За период Второй мировой войны Вооруженные
Силы СССР превзошли все остальные армии по мас-
штабам применения реактивного вооружения, которое
сыграло важную роль в достижении Победы.
ГЛАВА 4
ЭКСПЕДИЦИИ СОВЕТСКИХ СПЕЦИАЛИСТОВ ПО ИЗУЧЕНИЮ ТРОФЕЙНОЙ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ
БЛИЗНА НОРДХАУЗЕН Фау-1. Фау-2
ПОСТАНОВЛЕНИЕ СОВЕТА МИНИСТРОВ СОЮЗА ССР
«ВОПРОСЫ РЕАКТИВНОГО ВООРУЖЕНИЯ» ОТ 13 МАЯ 1946 Г
РАКЕТНЫЕ КОМПЛЕКСЫ Р-1, Р-2, Р-3, Р-5, Р-5М И ИХ МОДИФИКАЦИИ
РАКЕТНЫЕ КОМПЛЕКСЫ С МБР Р-7 И Р-7А
РАКЕТНЫЕ КОМПЛЕКСЫ С МБР Р-9 И Р-9А
ГЛОБАЛЬНАЯ РАКЕТА ГР-1
РАКЕТНЫЕ КОМПЛЕКСЫ Р-12 Р-12У
ОПЕРАТИВНО-ТАКТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ Р-11, Р-11М
МОРСКИЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ Р-11ФМ, Р-13, Р-21
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКСА 6
САМОЛЕТЫ-СНАРЯДЫ
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ КРЫЛАТАЯ РАКЕТА
МКР «БУРЯ»
МКР «БУРАН»
ВКЛАД ЦНИИмаш (НИИ-88) В СТАНОВЛЕНИЕ И РАЗВИТИЕ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ
1944-1960 гг.
&.U.Кулешов
(Материалы для этой статьи были собраны
Е.В.Кулешовым и после его смерти подготовлены
к публикации МАПервовым)
ПЕРВЫЕ СОВЕТСКИЕ ЭКСПЕДИЦИИ
ПО ИССЛЕДОВАНИЮ НЕМЕЦКОЙ
РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ.
РАКЕТНЫЙ ПОЛИГОН БЛИЗНА. 1944-1945 гг.
17 августа 1943 г. английская авиация начала бом-
бардировки немецкой армейской экспериментальной
станции Пенемюнде на о. Узедом, проводившей испы-
тания принципиально нового вида вооружения - ра-
кетных снарядов большой дальности. Осознав опас-
ность, немцы приступили к поиску новых мест для
продолжения разработок и испытаний. Местом для
продолжения испытаний крылатых ракет Фау-1 и бал-
листических ракет Фау-2 стал артиллерийский поли-
гон Дембица, расположенный в Польше, в междуречье
Вислы, у д. Близна.
В ночь с 6 на 7 июня 1944 г. союзные войска выса-
дились в Нормандии, начав крупномасштабную опера-
цию. В ответ в ночь с 12 на 13 июня немцы выпустили
по Лондону три первые крылатые ракеты Фау-1, ос-
нащенные пульсирующими реактивными двигателями,
со стартовых позиций в Северной Франции. По ре-
зультатам первых стрельб были проведены доработки
всех 55 стартовых катапульт, и 16 июня немцы присту-
пили к массированному применению нового оружия.
В последующие двое суток по Лондону было запущено
около 500 ракет. Некоторые из них упали в 100 метрах
от Букингемского дворца. Погибло множество мирных
жителей. Англичане были не на шутку встревожены.
13 июля войска 1-го Украинского фронта под
командованием маршала И.С.Конева начали Львов-
ско-Сандомирскую операцию, в ходе которой долж-
ны были освободить г. Дембица и ракетный полигон.
В этот же день Черчилль направил Сталину телеграм-
му следующего содержания.
Личное и строго секретное послание
от г-на Черчилля маршалу Сталину
1.	Имеются достоверные сведения о том, что в те-
чение значительного времени немцы проводили ис-
пытания летающих ракет с экспериментальной станции
в Дебице в Польше (на советских картах и в справоч-
никах употребляется название Дембица - прим. авт).
Согласно нашей информации этот снаряд имеет заряд
взрывчатого вещества весом около двенадцати тысяч
фунтов, и действенность наших контрмер в значитель-
ной степени зависит от того, как много мы сможем
узнать об этом оружии, прежде чем оно будет пущено
в действие против нас. Дебице лежит на пути Ваших
победоносно наступающих войск, и вполне возможно,
что Вы овладеете этим пунктом в ближайшие несколь-
ко недель.
2.	Хотя немцы почти наверняка разрушат или вы-
везут столько оборудования, находящегося в Дебице,
106
Глава 4
Армейская экспериментальная станция Пенемюнде (1) на острове Узедом (2).
Хозяевами станции были Сухопутные войска и Люфтваффе
Передислокация экспериментальной станции Пенемюнде (о. Узедом, Германия)
на экспериментальную станцию ракетных снарядов в окрестности г. Дембица (Польша)
107
История развития отечественного ракетостроения
сколько смогут, вероятно, можно будет получить мно-
го информации, когда этот район будет находиться в
руках русских. В частности, мы надеемся узнать, как
запускается ракета, потому что это позволит нам уста-
новить пункты запуска ракет.
3.	Поэтому я был бы благодарен, Маршал Сталин,
если бы Вы смогли дать надлежащие указания о сохра-
нении той аппаратуры и устройств в Дебице, которые
Ваши войска смогут захватить после овладения этим
районом и если бы затем Вы предоставили нам воз-
можность для изучения этой экспериментальной стан-
ции нашими специалистами.
13 июля 1944 г.»
(Переписка Председателя Совета Министров СССР
с президентами США и премьер-министрами Вели-
кобритании во время Великой Отечественной войны
1941-1945гг. Том первый. -М.: Политиздат, 1976, №295).
Личное и строго секретное послание
г-на Черчилля маршалу Сталину
1. К Вашей телеграмме от 15 июля относительно
экспериментальной станции в Дебице. Ниже приводят-
ся официальные британские сведения о местораспо-
ложении указанной станции.
2. Район, который нас интересует и где проводятся
эксперименты с запуском больших ракет, находится се-
с п и с о к
Участников в выполнении особого задания.
а/ Работники Н К~А П
1.	ЕОъдДОНОмШВ Орин Александрович.
2.	Инженер-подполковник СЭРКИН Р/вим 4велевич
3.	Инженер-подполковник TWHPA3JB Михаил Клавдиевич
4.	Инженер-майор Чз’РЮзВ Николай Гаврилович
5.	BJX1MAH Мордах Овсеевич.
б/	Прикомандированные от 60 Армии.:
1.	Лейтенант ФаДЭСЮ! Юрий Александрович
2.	Майор ЦИКУНОВ Федор Ильич
3.	Капитан ИВАЮВ Николай Михайлович.
Состав группы, утвержденный П.И.Федоровым
Полигон Близна вблизи польского города Дембица
веро-восточнее Дебице, или Дебица, которая располо-
жена на железнодорожной магистрали между Краковом
и Львовом, 50 05’ северной широты, 21 25’ восточной
долготы. Площадь района испытаний равна приблизи-
тельно десяти милям на три с половиной мили.
3. Возможно, что они имеют тысячу ракет такого
типа. Каждая весом около пяти тонн. Будь это правиль-
но, это стало бы серьезным моментом для Лондона.
В настоящее время у нас около тридцати тысяч убитых
и раненых, но все население проявляет замечательную
выдержку. Парламент требует, чтобы я убедил его в
том, что делается все возможное. Поэтому было бы
помощью Вашей стороны, если бы Вы смогли
захватить какие-либо данные, которые мож-
но будет получить, и сообщили бы нам с тем,
чтобы кто-нибудь из наших людей мог при-
ехать и ознакомиться с ними. Мы многое полу-
чили от ракеты, которая упала в Швеции и не
взорвалась, но следы экспериментов в Польше
дадут неоценимые дополнительные данные.
У ракеты, упавшей в Швеции, имеется одна
специфическая часть радиомеханизма, кото-
рую мы особенно хотели бы найти, хотя эта
часть и выглядит совершенно незначительной
деталью. Если Вы свяжете Ваших офицеров с
генералами Бэрроузом и Дином и прикажете
Вашим офицерам им помочь, то Вам не нужно
будет больше беспокоиться по этому вопросу.
4.	Несомненно, Вы, вероятно, были рады,
когда узнали, что мы вышли на равнину в Нор-
мандии крупными силами в составе семи или
восьми сот танков с некоторым количеством
высокомеханизированных бригад и артилле-
рии, что мы находимся у них в тылу и что их
линия фронта уже напряжена и до последне-
го предела в результате многодневных боев.
Поэтому я смотрю на вещи довольно оптими-
стически и надеюсь, что мы расстроим весь
108
Глава 4
фронт противника. Однако у всех были разочарования
в нынешней войне; так что все, что я намерен сказать,
сводится к тому, что я надеюсь сообщить Вам вскоре
хорошие вести. Завтра я выезжаю туда с расчетом про-
быть там несколько дней.
19 июля 1944 г.».
(Переписка Председателя Совета Министров СССР
с президентами США и премьер-министрами Вели-
кобритании во время Великой Отечественной войны
1941-1945гг. Том первый. -М.: Политиздат, 1976, №295).
22 июля 1944 г., уточнив план проведения второго
этапа Львовско-Сандомирской операции, Сталин на-
правил ответную телеграмму Черчиллю, где сообщил
о своем намерении взять его просьбу под свой личный
контроль. Примерно в это же время он дал указание
наркому авиапромышленности А.И.Шахурину подгото-
вить группу специалистов для отправки в Польшу.
28 июля 1944 г. войска 1-го Украинского фронта
начали второй этап операции, сосредоточив главные
силы на Сандомирском направлении. Форсировав
р. Висла, они создали Сандомирский плацдарм и при-
ступили к захвату местности, где предположительно
находился секретный немецкий полигон.
Группа советских специалистов была сформиро-
вана в конце июля. В нее вошли ЮАПобедоносцев,
М.К. Тихонравов, Н.Г.Чернышев, Р.Е.Соркин, А.М.Шех-
тман, а также прикомандированные от 60-й армии
Руководитель первой группы совет-
ских специалистов по изучению не-
мецкой ракетной техники, началь-
ник НИИ-1 НКАП генерал-майор
П.И.Федоров
майор Ф.И. Цикунов, капитан Н.М. Иванов, лейтенант
Ю.А. Федосюк. Возглавил группу начальник НИИ-1
НКАП П.И.Федоров. В это же время в институте была
сформирована специальная группа «Ракета», в состав
которой вошли В.П.Мишин, Н.А.Пилюгин, А.М.Исаев,
А.Я. Березняк, Б.Е. Черток и др. Возглавил группу «Ра-
кета» В.Ф. Болховитинов. По результата работы груп-
пы П.И. Федорова был составлен отчет, содержавший
28 страниц машинописного текста с фотографиями.
Приложены протоколы допросов поляков, проживаю-
щих в Дембице. Приводим сокращенный текст отчета
и некоторые фотографии.
«Председателю
Государственного Комитета Обороны
Товарищу Сталину И.В.
Отчет
О работе комиссии по изучению немецкой
экспериментальной станции ракетных снаря-
дов, расположенной в районе г. Дембица
Комиссия имела своей задачей осмотреть район
северо-восточнее г. Дембица и ст. Коханувка для уста-
новления мест пуска немцами самолетов-снарядов с
целью получить возможные технические и боевые дан-
ные о новых видах ракетного вооружения, разрабаты-
ваемых немцами.
В указанном выше районе находился СС-овский
учебный лагерь, в состав которого входил артилле-
рийский полигон Близна, являющийся, как установила
комиссия, центром работы с ракетными снарядами.
На территории этого полигона Комиссия обнаружила
специальное оборудование и ряд деталей, позволяю-
щих точно установить их принадлежность самолетам-
снарядам. Кроме того, что является наиболее важным,
комиссия нашла образец совершенно нового секрет-
ного немецкого ракетного оружия - ракетного снаряда
очень большой мощности. Калибр снаряда равняется
1650 мм, т.е. в пять с лишним раз превосходит калибр
Член группы
полковник
ЮАПобедоносцев
Член группы
инженер-подполковник
М.КТихонравов
Член группы
инженер-майор
Н.Г.Чернышев
Член группы
инженер-подполковник
Р.ЕСоркин
109
История развития отечественного ракетостроения
наибольшего ракетного снаряда, применяющегося
в современной войне (наш снаряд М-31), и, следова-
тельно, найденный снаряд по крайней мере в 125 раз
мощнее снаряда М-31.
Комиссия проводила свою работу в период с 5 ав-
густа по 4 сентября 1944 г. За это время были обсле-
дованы полигон Близна, места падения и разрывов
выпущенных немцами самолетов-снарядов и ракет
в Нивиске, Кольбушове и Лясковицах, а также места
предполагаемого производства этих видов вооруже-
ния в Жешуве, севернее Соколув, Стшижув, Стенпина
и Дембице.
СС-овский учебный лагерь
СС-овский лагерь северо-восточнее г. Дембица за-
нимал большой район, расположенный почти точно
в квадрате ст. Коханувка - Жохув - Кальбушов - Ка-
венчин... В основном в лагере дислоцировались наци-
ональные СС-овские части. Нами обнаружены также
следы бельгийских и украинских подразделений. По
рассказам поляков, работавших в лагере, они встре-
чали, кроме того, голландские и эстонские подразде-
ления. В лагере одновременно проходило обучение и
работало до 20 000 человек...
Артиллерийский полигон Близна
На полигоне Близна, как было установлено Комис-
сией, находился центр работы с самолетами-снаряда-
ми и ракетами. Полигон находится на месте бывшего
селения Близна, целиком уничтоженного немцами, и
представляет собой закрытую со всех сторон лесную
поляну, площадью около 1,5 кв. км.
В северной части полигона Близна среди сосен
расположен жилой комбинат, состоящий из 16 стан-
дартных немецких бараков, к которому подведена нор-
мальная западноевропейская железнодорожная колея
и бетонированное шоссе, идущее со станции Коханув-
ка. Вдоль шоссе расположен навес для стоянки авто-
транспорта и ангар, в котором, очевидно, помещались
мастерские для сборки летательных аппаратов.
Со стороны юго-западной части поля около шоссе
расположены специальные постройки для хранения
каких-то жидкостей и аппаратов, испытательный стенд,
небольшой ангар и три пусковые стартовые площадки.
Все эти сооружения и стартовые площадки связаны
между собой системой бетонированных дорог...
К северу от поля, в лесу, находится целый ряд стар-
товых площадок для пуска ракетных снарядов. Все они
взорваны и разрушены немцами при эвакуации Близ-
на. Площадки были сделаны из бревен, кроме одной,
кирпичной, и носят следы эксплуатации - лес вокруг
каждой пожжен и поломан. Около этих площадок рас-
положен ряд бревенчатых, земляных блиндажей, так-
же взорванных и разрушенных. К каждой площадке
прорублены просеки, сообщающие их с полем. На поле
имеются две зенитные батареи и одна ложная батарея.
Тщательная маскировка и сильная зенитная противо-
воздушная оборона полигона Близна указывают на
важность, придаваемую немцами этому объекту...
Полигон Близна был оборудован орудиями для
пуска самолетов-снарядов. Однако Комиссией были
обнаружены только фундаменты от этих орудий, т.к.
Ангар для сборки раке!
110
Глава 4
сами орудия были демонтированы и увезены немцами.
Эти фундаменты по своей величине и расположению
соответствуют пусковому устройству для самолетов-
снарядов, описанному в показаниях военнопленного
Муцак, полученных от него в Москве...
Таким образом, почти с уверенностью можно ут-
верждать, что полигон Близна был расположен в цен-
тре СС-овского лагеря в целях конспирации и никако-
го отношения к учебным целям не имел. На полигоне
Близна не было обнаружено ни одной лаборатории и
даже признаков какого-либо конструкторского бюро.
Поэтому следует считать, что полигон Близна был уч-
реждением с чисто испытательными контрольными
целями. Подлежащие испытанию объекты доставля-
лись в частично или полностью собранном виде на по-
лигон, где производилось их испытание...
Места падения самолетов-снарядов
и ракетных снарядов
Как указывалось ранее, весь полигон Близна тща-
тельно эвакуирован немцами. На территории полигона
было найдено небольшое количество деталей сна-
рядов, вследствие чего места падения их приобрели
первостепенное значение и были тщательно обследо-
ваны комиссией. Кроме того, места падения по их рас-
стоянию от пусковых площадок позволяли определить
дальность полета, а по величине воронки - судить о
разрушительной силе испытывавшегося ракетного
оружия. Комиссией был обследован район северо-
восточнее Седлеца, деревня Лясковицы. Расстояние
этого района от Близна - 250 км.
Следует заметить, что немцы не выселяли жи-
телей из деревень, расположенных по направлению
стрельбы. Некоторые воронки от разрывов находятся
в непосредственной близости от населенных пунктов.
Комиссия пользовалась услугами местного населения,
указывавшего расположение воронок и некоторых
отдельных деталей и обломков ракетных снарядов.
Несмотря на то, что немцы тщательно собирали в ме-
стах падения остатки разбитых конструкций, все же
большинство деталей ракетного вооружения немцев
Комиссии удалось собрать как раз в местах падения
снарядов по трассе стрельбы...
Воронка от разрыва Фау-2
111
История развития отечественного ракетостроения
Рисунок
Фау-2
Двигатель ракеты Фау-2 после испытательного полета
Конструкция ракетного снаряда
С самого начала своей работы Комиссия обнару-
жила некоторые детали, как например, графитовые
стабилизаторы и тяжелые конструкции из железа,
которые никак не могли быть отнесены к деталям
самолета-снаряда. Эти детали показывали, что здесь
мы имеем дело со снарядом гораздо более мощным
и иной конструкции, чем самолет-снаряд. Предполо-
жение оправдалось находкой целого ряда деталей и
агрегатов мощного ракетного снаряда - нового и со-
вершенно до сих пор неизвестного ракетного вооруже-
ния немцев. Найденные Комиссией агрегаты и детали
позволяют составить почти полное представление о
новом ракетном снаряде.
Немецкий ракетный снаряд отличается от обычных
ракетных снарядов гигантскими размерами. Длина
снаряда -14 м, калибр -1650 мм, вес перед пуском -
15-20 т, размах оперения - 3,5 м. Конструкция ракеты
цельнометаллическая, стальная, с широким примене-
нием сварки.
Можно установить следующую последовательность
расположения деталей ракетного снаряда: сразу же
за боевой головкой помещаются приборы автомати-
ческого управления, за ними размещены баки с ком-
понентами топлива и турбонасосом, в хвосте торпеды
помещается ракетный двигатель. Все эти детали заклю-
чены в обтекаемый корпус, имеющий четыре стабили-
затора и рули.
Ракетный двигатель торпеды поражает своими раз-
мерами. Диаметр камеры сгорания равняется 1000 мм,
диаметр критического сечения сопла - 400 мм, длина
двигателя с соплом - более 1300 мм. Двигатель ра-
ботает на жидком топливе. Ориентировочные расчеты
определяют тягу такого двигателя в 25000-30000 кг, в
зависимости от давления в камере сгорания. Вес дви-
гателя - 450 кг. Длина бакового отсека - 6,2 м. Общая
емкость баков - около 9 000 л. Извлеченная из земли
головная часть ракетного снаряда оказалась снаряжен-
ной песком. В головном отсеке может быть размещен
заряд взрывчатого вещества весом примерно в 1,5 т.
Метод пуска ракетного снаряда не совсем ясен,
т.к. никаких пусковых приспособлений Комиссией не
найдено, они были тщательно эвакуированы немцами.
По показаниям свидетелей, в Пенемюнде применялся
следующий метод пуска ракетных снарядов: ракета
должна при выстреле подниматься на некоторую вы-
соту, а затем, благодаря автоматическому управлению,
поворачиваться на такой угол, чтобы направиться на
цель.
Так как на месте падения объекта около Ляскови-
цы был найден обломок турбонасосного агрегата, то
дальность полета ракетного снаряда была не меньше
250 км. Проверочные расчеты, проведенные в НИИ-1
НКАП, показывали, что при весе ракетного снаряда в
15-20 т это вполне возможно. Расчеты показали так-
же, что при стрельбе на дистанцию 250 км ракетный
снаряд имеет максимальную скорость 1400 м/с и под-
нимается на высоту 86 км.
Самолет-снаряд
Кроме ракетных снарядов на полигоне Близна
испытывались также самолеты-снаряды. Комиссией
были найдены следующие детали самолетов-снарядов:
1.	Две средние части фюзеляжа, одна из которых -
с концами лонжерона крыла.
2.	Круглые баки высового давления.
112
Глава 4
3.	Часть крыла.
4.	Цилиндрическая часть двигателя.
5.	Различные мелкие детали.
Стрельба самолетами-снарядами с полигона Близ-
на подтверждается показаниями жителей. На предъяв-
ленной ими иллюстрации из немецкой газеты «Schw-
erz im Osten» от 16 августа 1944 г., изображающей
самолет-снаряд в полете, они узнали предмет, полет
которого видели сами.
Найденные детали самолетов-снарядов более или
менее соответствуют имеющемуся описанию самоле-
та-снаряда типа Фау-1, применявшемуся немцами при
обстреле Лондона.
Метод пуска, судя по обнаруженным на рабочем
поле полигона Близна фундаментам для пусковых
установок (орудий), тот же, что и для самолета-снаря-
да типа Фау-1.
Выводы
Комиссия на основании осмотра и изучения не-
мецкого ракетного полигона Близна, его сооружений
и установок, мест падения ракетных снарядов и най-
денных деталей ракетного вооружения, а также опроса
местных жителей, приходит к следующим выводам:
Немецкий полигон по испытанию новых видов ра-
кетного вооружения находился в Близна, северо-вос-
точнее г. Дембица, был создан во время войны и нахо-
дился в процессе строительства. На полигоне Близна
велись испытания самолетов-снарядов типа, близкого
к известному Фау-1.
На полигоне Близна проводились также широко
поставленные испытания тщательно засекреченного
нового вида немецкого вооружения - исключительно
мощного ракетного снаряда с весом взрывчатого ве-
щества в 1,5-2,5 т и дальностью стрельбы до 250 км.
Основным тактическим назначением нового ракет-
ного снаряда может быть обстрел площадей крупных
тыловых военных объектов, промышленных и полити-
ческих центров.
Вследствие большой скорости (до 1400 м/сек), вы-
соты полета (до 80-90 км) борьба с новым ракетным
оружием средствами, применявшимися в борьбе с са-
молетами-снарядами (авиация, артиллерия, аэростат,
заграждения), невозможна.
Создание описанного выше ракетного снаряда ука-
зывает на весьма высокий уровень развития ракетной
техники в Германии. Без сомнения, новый ракетный
двигатель является результатом многолетней широко
поставленной научно-исследовательской и опытно-
конструкторской работы большой группы специали-
стов, оснащенных достаточной лабораторной и произ-
водственной базой.
Нужно организовать срочное всестороннее изуче-
ние агрегатов нового германского ракетного снаряда,

доставленных Комиссией в СССР. Особое значение
должно быть уделено установлению рода топлива, на
котором работает двигатель снаряда. Материальная
часть снаряда может быть воспроизведена в СССР.
Но создание работающей установки без установления
рода топлива невозможна.
После отъезда англо-американской миссии из рай-
она Дембица необходимо продолжить работу Комис-
сии по обследованию мест падения ракетных снарядов
к северу от Нивиска и Кольбушова.
П.Федоров
Ю.Победоносцев
М.Тихонравов
Р.Соркин
Н.Чернышев
18.09.44 г.»
В этот же день, 18 сентября, копия отчета Сталину
была направлена наркому Шахурину, а в НИИ-1 НКАП
был утвержден план работ по изучению спецагрегата
(речь шла о ракетах Фау-1 и Фау-2, но в документах
они назывались одним словом «спецагрегат», веро-
ятно, найденных частей и агрегатов Фау-2 было так
мало, что основное внимание было уделено изучению
именно этого изделия). Ответственными по изучению
жидкостного двигателя назначены Исаев и Мельников
(оба из НИИ-1), Челомей (ЦИАМ), по изучению газовой
турбины и насосной группы - Микулин (завод № 300),
Поликовский (НИИ-1), по изучению топлива и других
жидкостей - Чернышев (НИИ-1), по изучению снаря-
да и взрывчатых веществ - Победоносцев, Тихонравов
(оба из НИИ-1), по изучению аэродинамики и балли-
стики - Христианович и Шишкин (оба из ЦАГИ), Сор-
кин (НИИ-1), по изучению автоматики управления -
Чачикян (завод № 224), Шехтман (НКАП), по изучению
материалов-Туманов и Кишкин (оба из ВИАМ), по из-
готовлению чертежей - Федоров (НИИ-1). Все работы
по изучению агрегата, составлению чертежей, описа-
ний, расчетов поручено возглавить Болховитинову.
В сентябре первый Фау-1 в разобранном и не-
комплектном виде был доставлен в СССР из Англии.
К середине месяца все найденные в Польше детали,
узлы и агрегаты Фау-1 и Фау-2 были вывезены в Со-
ветский Союз и размещены в НИИ-1. То, что осталось
от Фау-2, лежало во дворе под открытым небом, то,
что осталось от Фау-1 - в конференц-зале института.
Наркомат авиапромышленности считал, что до-
кументации и агрегатов Фау-1 в НИИ-1 имеется до-
статочно, и Шахурин распорядился начать поиски
кандидатов на роль главного конструктора отечествен-
ного аналога. Возглавить работу было предложено
авиаконструкторам И.В.Четверикову, В.П.Горбунову и
П.О.Сухому. Однако все они отказались. Тогда была
выбрана кандидатура В.Н.Челомея. 19 сентября 1944 г.
113
История развития отечественного ракетостроения
СОВ.Сз КРаТНО
Эжэ.Д_____
НАРОДНОМ/ КОМИССАР/ АВИАЦИОННОЙ
ПРОШЦ НПО ЛИ СССР
Товарищу В А X У Р И £У_
Комиссия, посланная тов. МААвНКОЗЫМ Г.М.  Вами в
район Дямбяца с цел во мзучспяя стартовая установок самолятов
снарядов, наела и доставала в Москву отдельны* агрегаты и
детали нового немецкого ракетного снаряда *ФАУ-2*.
Из них наиболее ценным являются;
1,	Реактивный двигатель с тягой 25-30 тысяч килограмм.
2.	Турбонасосный агрегат в хороао сохранивасмся состоя-
нии,
3,	Барогавогснераторный блок с баками и топливным
компонентом в них.
<• Топливный бак,
5.	аоевая часть в инертном снаряжении,
6.	Детали автоматики с радио-аппарат/рой и исполнитель-
ными механизмами,
7.	Графитовые рули, работающие в струе раскаленных
газов,
8.	Оболочка с органами управления я стабилизаторами.
В результате компановки привезенной материальной части,
удалось воспроизвести снаряд *>АУ-2*. вто новое немецкое
"секретное оружие ", секретность которого оберегалась немца-
ми на протяжении 8-10 лет.
2.
В ракетном снаряде МАУ-2* использован комплекс
последних достижений науки и техники: химии. Физики, тепло-
техники, механики, маниностроения, материаловедения в т.п.
По заключению ням их специалистов и конструкторов,
наличие найденных агрегатов МАУ-2* сокращает на 7-10 лет
время, необходимое на конструирование подобных обМктов,
Докладываю, что комиссии приятоеь работать в дей-
ствительных боевых условиях, обследовать местность и соору-
жения тщательно заминированные немцами,в расположении фрон-
те. вести обследование районов с воздуха,
В соответствии с Валим согласием за успсанос выполнят
ние особого задания.ходатайствую о награждении членов комис-
сии и прикомандированных к ней лиц от 60 Армии.
Одновременно проау Вамего ходатайства о награждении
Командующего 60-Й Армии генерал-полковника КУРОЧКИНА D.A..
оказаваего исключительную помощь комиссии при выполнении
ею особого задания.
НАЧАЛЬНИК НИИ-1 НКАП /	; /
Генерал-майор ЛАС •	/ П.ФАДЭРОВ.
он был назначен директором и главным конструк-
тором завода № 51 НКАП (возглавлявший завод
Н.Н.Поликарпов умер 30 июля, после него исполня-
ющим обязанности был Д.Л.Томашевич). Челомею
поручена разработка отечественного аналога Фау-1.
В.Н.Челомей окончил Киевский авиационный
институт им. К.Е.Ворошилова. 22 июня 1941 г. на-
ходился в Москве, куда он прибыл в командировку
в ЦИАМ. Уехать в Киев не смог ввиду отсутствия
билетов, остался в Москве и 1 июля был зачис-
лен на должность начальника группы реактивных
двигателей ЦИАМ. Во время подготовки инсти-
тута к эвакуации в Уфу случайно встретил своего
знакомого - корреспондента газеты «Сталинский
сокол», по рекомендации которого Челомей был
принят в эту газеты для освещения вопросов ави-
ационной техники и остался в Москве.
В июне 1942 г., после возвращения части кол-
лектива ЦИАМ из эвакуации, Челомей был вновь
принят в институт и назначен научным сотрудни-
Приказ
Народного комиссара авиационной
промышленности СССР
№717/к
г. Москва 19 сентября 1944 г.
«О назначении тов. ЧЕЛОМЕЯ В.Н. директором
и главным конструктором завода №51 НКАП»
Тов. ЧЕЛОМЕЯ Владимира Николаевича на-
значить директором и главным конструктором
завода № 51 НКАП с оставлением на работе в
ЦИАМе.
Народный комиссар
авиационной
промышленности
А.Шахурин
Доклад П.Федорова А.Шахурину по Ьлизне
А.и.Шахурин
В.Н.Челомей
114
Глава 4
ком группы прочности. В конце
года ему в инициативном по-
рядке удалось создать свой пер-
вый пульсирующий двигатель.
В 1944 г. им был разработан но-
вый двигатель, получивший на-
звание ВЧ-2 по заглавным бук-
вам имени и фамилии создателя.
19 августа Челомей был назначен
начальником отдела № 6 пульси-
рующих двигателей и научным со-
трудником ЦИАМ.
4 декабря 1944 г. группа
П.И. Федорова вернулась из вто-
рой экспедиции в Близну. 7 февра-
ля 1945 г. во время третьей коман-
дировки советских специалистов в
Германию произошла катастрофа.
При заходе на промежуточную
посадку в аэропорт Жуляны по
Киевом самолет разбился. Члены
группы во главе с П.И.Федоровым
погибли. Победоносцев и Тихонравов этим рейсом не
летели. С гибелью комиссии П.И.Федорова завершил-
ся первый этап изучения немецкой ракетной техники.
Ъ.МКантелшро&
В ГЕРМАНИИ. 1945-1946 гг
31 мая 1945 г. вышло Постановление Государствен-
ного комитета обороны за № 8897сс «... о проведении
работы по выявлению и вывозу заводского и лабора-
торного оборудования, чертежей и опытных образцов
немецких реактивных снарядов». В постановлении
определены обязанности организаций по демонтажу
заводов по реактивным снарядам. Необходимо было
приступить к демонтажу не позднее 10 июня 1945 г. и
закончить отгрузку к 25 июня 1945 г, обратить особое
внимание на выявление лабораторного оборудования,
образцов и чертежей реактивных снарядов.
Первыми отправились в Германию инициативные
группы. Одной из таких групп была группа генерала
Н.И.Петрова- начальника Научного института самолет-
ного оборудования. В эту группу были включены Чер-
ток, Смирнов, Чистяков и др. 23 апреля эта группа вы-
летела с Центрального аэродрома Москвы в Берлине.
Выезд второй группы состоялся 18 мая, на девятый
день после подписания акта о капитуляции в Германии,
в составе первого заместителя министра боеприпасов
П.Н.Горемыкина, В.П.Бармина, начальника Софрин-
ского полигона полковника Иванова, его заместителя
Л.М.Гайдукова, Н.Н.Волкова, Р.Б.Ванникова.
Самолет-снаряд Фау-1 в полете
Пульсирующий двигатель ВЧ-2.1944 г.
Из воспоминаний В.П.Бармина: «Мы на самолете
БЛ.Ванникова вылетели в Германию и Венгрию. По-
сетили Куннерсдорфский полигон, на котором немцы
проводили испытания своего ракетного вооружения...
На полигоне был музей ракетного вооружения, при-
чем там были все наши «Катюши», стояли совершенно
новые, собранные. И раздеталированные: на доске все
детали «Катюши» прикреплены, дано название, спец-
ификация, лампочка и номер. Когда они изучали, на-
жали кнопку - лампочка загорается. Там же проходили
подготовку немецкие специалисты. Готовили кадры...».
Берлин
Начали с Берлина и его окрестностей, с детального
обследования центра DVL - немецкого исследователь-
ского центра «Люфтваффе» в Адлерсгофе (аналог
наших ЦАГИ, ЛИИ и НИИ ВВС, вместе взятых). Деталь-
но обследовали здания DVL. В административном кор-
пусе обнаружили сейфы. Вскрывали их при помощи
зубила и кувалды. Сейфы полны отчетов с грифами
«секретно» и «строго секретно». Это были отчеты о
всевозможных испытаниях. Далее были лабораторный
корпус, аэронавигационная лаборатория, фотохими-
ческая лаборатория, лаборатория испытаний материа-
лов. Осмотрели и переписали станочный парк.
Обрадовали корпуса завода «Сименс» наличием
большого количества авиационной аппаратуры. Сле-
дом - корпуса фирмы «Аскания» - многопрофиль-
ной фирмы. Здесь обнаружили рулевые машинки для
Фау-2 и авиационных автопилотов, обнаружили пери-
скопы для подводных лодок, дальномеры, бомбовые
прицелы, приборы управления артиллерийским огнем,
115
История развития отечественного ракетостроения
многошлейфовые осциллографы, продукции оптиче-
ского производства. Посетили цеха фирмы «Телефун-
кен» в Целендорфе. Завод выпускал радиолокацион-
ную аппаратуру. Осмотрели цеха фирмы «Лоренц»
в Темпльгофе, выпускающей наземные радиолокаци-
онные станции с большими вращающимися антеннами.
При посещении этих фирм наших специалистов по-
ражало большое количество универсальной измери-
тельной техники - ламповые вольтметры, осциллогра-
фы, звуковые генераторы, всевозможные фильтры,
усилители, вольтметры и др.
Б.Е.Черток в своей книге «Ракеты и люди» (кн. 1,
стр. 65) по этому поводу пишет: «Уже к средине мая
наша тройка, усиленная еще несколькими специалиста-
ми из НИСО, ЛИИ, в т.ч. Сергеем Лосяковым, состави-
ла более-менее ясную картину по приборной и радио-
промышленности района Большого Берлина. Общий
перечень составлял более тридцати предприятий...
Самыми интересными были лаборатории и заводы
«Аскания», «Телефункен», «Лоренц», «Сименс», АЕГ,
Бляупункт, Йен-радио».
ПёнёМЮНДё.
31 мая вышло постановление ГКО за № 8823сс о
вывозе оборудования, материалов и образцов узлов
реактивных снарядов из Германского реактивного
научно-исследовательского института в Пенемюнде
(о. Узедом), в частности, указывалось «...вывезти из
германского реактивного научно-исследовательского
института в Пенемюнде ... образцы узлов реактивных
снарядов..., радиоаппаратуру для управления полетом
снарядов, 20 комплектов графитовых рулей,... 25 ис-
пытательных стендов, 2 кислородные станции» и т.д.».
В команду, направленную в Пенемюнде в июне,
входили военные специалисты, генералы и офицеры,
гражданские специалисты, одетые в офицерскую фор-
му. Команду специалистов возглавлял генерал-майор
А.И.Соколов, которому Главное артиллерийское управ-
ление поручило организовать изучение и охрану Пене-
мюнде. Уже первое знакомство с немецким научно-ис-
пытательным центром показало, что все оборудование
было демонтировано и вывезено, а невывезенное при-
ведено в негодное состояние зондеркомандой СС.
Сотрудники А.М.Исаева, тем не менее, перебирали
горы бумаг в надежде найти хоть какие-нибудь фраг-
менты ракетной документации. Их усилия не пропали
даром. Один из сотрудников, по рассказу А.М.Исаева,
обнаружил небольшую книжицу - отчет, который они
отправили в НИИ-1. Это был отчет «Дальний бомбар-
дировщике ракетным двигателем», выпущенный в Гер-
мании в 1944 г. Э.Зенгером и И.Брендтом. Отчет этот
был отпечатан в НИИ-1 в 100 экземплярах, а в 1945 г.
труд этот был переведен и в 1946 г. издан Воениздатом
в серии «Обзор трофейной техники».
О работе в Пенемюнде группы проф. Г.Н.Абрамо-
вича, заместителя начальника НИИ-1, можно судить
по докладной записке А.И.Шахурина Г.М.Малышеву от
8 июня 1945 г. «О результатах исследования герман-
ского реактивного научно-испытательного института в
Пенемюнде», в которой после краткого описания исто-
рии института в Пенемюнде автор отмечает: «Институт
задолго до прихода Красной Армии был эвакуирован в
Среднюю Германию (в Тюрингию), куда вывезено все
производственное оборудование, основные кадры со-
трудников во главе с профессором фон Брауном и вся
лабораторно-испытательная аппаратура... По остав-
шимся сооружениям, найденным деталям снарядов и
опросу оставшихся (второстепенных) работников ин-
ститута можно сделать следующие выводы»: 1) основ-
ной тематикой работы института была отработка даль-
нобойных снарядов Фау-2 (далее даются ТТХ ракеты);
2) в институте велась разработка ракетных зенитных
снарядов с радиоуправлением.
Далее в докладной записке отмечается: «В ре-
зультате работы комиссии обнаружены снаряды, а
также некоторые чертежи, которые позволяют из-
учить устройства немецких ракетных снарядов, уста-
новить тенденции в их развитии и учесть опыт их раз-
работки».
Пдага
В августе 1945 г. группа специалистов авиационной
и ракетной техники была вызвана в ЦК ВКП(б). Группа,
которую возглавил В.П.Бармин, а в состав ее входил
В.П.Мишин, должна была лететь Германию. С Цен-
трального аэродрома Москвы специалисты вылетели
в Берлин, где получили задание ехать в Прагу, там, по
данным разведки, «осел» архив ракетных чертежей,
которые немцы перевозили в Австрию, но не успели.
Из воспоминаний В.П.Бармина: «Мы искали архив
«Торгау», военный архив Германии... Полковник Ко-
миссарчик из Главного управления ракетного воору-
жения отследил буквально по пятам, как перемещался
железнодорожный состав из 60 грузовых вагонов с во-
енным архивом... Состав покинул пределы Германии
и вышел на территорию Чехословакии. Мы взяли след и
нашли архив под Прагой. На краю Праги находится ви-
ставище - так называлось место, где до войны прово-
дились чехословацкие выставки, масса павильонов...
Мы узнали от коммунистов, что какой-то немецкий
архив скрывают от русских в павильонах бывшей вы-
ставки. Ящики с архивом... Мы поехали в Вену к гене-
рал-полковнику А.С.Жадову. А у меня интересный был
мандат. Написано: представительская группа ВКП(б)
направляется в такие-то страны для выполнения спе-
циального задания ЦК партии. Все советские военные
организации обязываются оказывать всемерное со-
действие. Подпись - Маленков. Печать ЦК... Я попро-
116
Глава 4
сил у него отряд вооруженных офицеров на двух аме-
риканских машинах «Додж». Получил также мандат,
подписанный чехословацким главнокомандующим
Л.Свободой: полковнику Бармину разрешается прово-
дить инспекцию войсковых частей с целью отыскания
трофейной немецкой военной техники... Подъезжаем
к главному павильону выставки, внутри охрана, сол-
даты. Вошли. Ящики уже вскрыты. Смотрим: чертежи
военного вооружения, шифр «Торгау»... Несколько
машин с документами уже были вывезены под Прагу
в военный институт. Мы потребовали, чтобы вернули
все. Погрузили весь архив, 60 пульмановских вагонов,
и отправили в Советский Союз».
Цоцингия
В соответствии с решениями Крымской конфе-
ренции Тюрингия должна была входить в советскую
оккупационную зону. Однако в реальности получилось
иначе. Наши войска сосредоточили свои усилия, чтобы
занять Берлин первыми. В результате союзники со-
средоточили усилия для занятия Южной Тюрингии, где
были сосредоточены основные заводы по сборке ра-
кет и производству их комплектующих элементов. Ни
наши войска, ни американцы не спешили осуществлять
перегруппировку войск в соответствии с решениями
Крымской конференции, т.к. мы спешили демонти-
ровать и вывезти из Западного Берлина все ценное
оборудование заводов этой части города. Американцы
также не спешили вывести свои войска из Тюрингии,
т.к. им надо было разыскать и вывезти специалистов и
забрать с подземных заводов ракеты и оборудование
для их производства.
В результате американцы вывезли из Южной Тю-
рингии около 100 ракет Фау-2 и около 1000 т различ-
ного оборудования для комплектации ракет. Большое
количество ракет было отправлено в Англию. Предло-
жили свои услуги основные разработчики и испытате-
ли ракет совместно с главным конструктором Фау-2
фон Брауном и начальником института в Пенемюнде
генералом Дорнбергером.
Наконец, перегруппировка американских и совет-
ских войск, предусмотренная в соответствии с реше-
ниями Крымской конференции, состоялась. Начался
период поиска советскими специалистами оставшихся
элементов ракет, оборудования, документации и лю-
дей, работавших над созданием предприятий и орга-
низаций, проектирующих и производящих ракеты и их
комплектующих элементов.
Нордхаузен
В средине июля в г. Нордхаузен, в котором толь-
ко что расквартировались советские войсковые под-
разделения, сменившие американских военных,
начали прибывать специалисты. Сначала прибыла
группа А.М.Исаева, через некоторое время - группа
Б.Е.Чертока.
Группа Исаева разместилась у горы Коштайн,
в «утробе» которой был подземный завод «Мипель-
верк», а рядом - концентрационный лагерь смерти
«Дора». Подземный завод располагался в четырех
штольнях горы. В двух левых штольнях размещались
заводы по производству авиационных турбореактив-
ных двигателей. В третьей штольне осуществлялось
производство крылатой ракеты Фау-1. В четвертой
штольне осуществлялась сборка и испытания БРДД
Фау-2 (А-4).
Завод по производству Фау-2 работал на полную
мощность до мая 1945 г. Занявшие город американцы
отобрали только полностью собранные ракеты. Таких
оказалось около 100 штук. Сохранившиеся после ухода
американцев в штреках комплектующие элементы по-
зволяли, по предварительным оценкам, собрать 10,
может быть, 20 ракет. Оборудование американцы оста-
вили нетронутым.
Через некоторое время в Нордхаузен прибыла
очередная группа специалистов НИИ-1: профессора
Кнорр и Гухман, конструктор ЖРД Душкин и специ-
алист по ракетным топливам химик Чернышев. Зна-
комилась с обстановкой группа во главе с майором
Палло. Перед группой Исаева и Чертока стояла зада-
ча разыскать и поставить на учет ту ракетную технику,
которую не успели вывезти американцы, собрать не-
мецких специалистов, найти для специалистов рабочие
помещения. Эта задача была решена, когда Исаев и
Черток ознакомились с виллой в Бляйхероде, которую
они достаточно быстро превратили в штаб, где под-
водили итоги работы, разрабатывали планы будущей
работы. Здесь родилась идея назвать самостоятельно
работающую группу институтом, которым командова-
ли подполковник Исаев и майор Черток. От этой идеи
все пришли в восторг, особенно немецкие специали-
сты, обещавшие собрать своих коллег для работы во
вновь созданном институте.
Институт «Берлин^
Проблемами изучения зенитных управляемых
ракет «Вассерфаль», «Шмеперлинг» и других с мая
1941 г. занимался коллектив специалистов института
«Берлин», директором которого был назначен инже-
нер-полковник Дятлов, а главным инженером - инже-
нер-полковник Бармин.
Необходимо отметить, что Владимир Павлович
Бармин был командирован в Европу не заводом
«Компрессор», главным конструктором которого он
являлся, ни даже народным комиссаром миномет-
ного вооружения, а был направлен в советскую зону
оккупации по спецзаданию ЦК ВКП(б) и СМ СССР.
117
История развития отечественного ракетостроения
В Германии В.П.Бармин являлся техническим руководи-
телем Специальной комиссии по изучению трофейной
техники и занимался всеми видами реактивной техники,
зенитными управляемыми ракетами, пороховыми сна-
рядами и баллистическими ракетами, а также осущест-
влял общее техническое руководство работами в перво-
начально сформированных технических группах.
Об этом свидетельствует тот факт, что Приложение 1
«Испытательная станция «Листен» в селении Эльстер-
бурх», Приложение 2 «Опытный завод «Верк-3» в селе-
нии Кляйнбодунген», Приложение 3 «Институт «Рабе»
и бюро «Греттруп» в г. Нордхаузене» к «Тематическому
плану и сметам расходов по Специальной технической
комиссии» подписаны техническим руководителем ко-
миссии инженером-полковником Барминым, а «План
работ Специальной технической комиссии в Германии
по изучению немецкой ракетной техники на 1946 год»
подписан техническим руководителем комиссии инже-
нер-полковником Барминым и начальником штаба ко-
миссии подполковником Рашковым.
Институт <^Рабе^,
Институту присвоили имя собственное - «Рабе»,
которое интерпретировали как «Ракетенбау», т.е. «стро-
ительство ракет». Институт зарегистрировали как науч-
ное учреждение, который под контролем советской во-
енной администрации должен был собирать немецких
ученых. Они помогут раскрыть секреты гитлеровского
тайного оружия. Институт обзавелся печатью, бланками,
телефонами, штатами немецких специалистов, с их про-
довольственным и денежным обеспечением. Начальни-
ком института «Рабе» был назначен майор Б.Е.Черток,
директором - инженер Розенплентер.
Разработали структуру института и определили
первоочередной задачей восстановление (сначала на
бумаге) ракетной техники, разрабатывавшейся в Пе-
немюнде. Для этого нужно было организовать поиск
всего, что осталось после ухода американцев, разы-
скивать и привлекать к работе специалистов, которые
работали в Пенемюнде.
Началась интенсивная работа. Вскоре из Нордхау-
зена привезли гиростабилизированную платформу, но
работать с ней пока было некому. Выясняли, что в ка-
менной шахте на глубине 500 м команда СС перед са-
мым приходом американцев спрятала какие-то ящики.
Ящики разыскали, подняли на поверхность, вскрыли.
В них были комплекты аппаратуры радиоуправления
«Виктория-Хонер» - системы управления боковой
радиокоррекцией и управления дальностью. Обследо-
вали завод в Кляйнбодунсгене, что позволило начать
восстановление производства по сборке ракет.
Из Союза прилетели Пилюгин и Воскресенский, Чи-
жиков, а вскоре Мишин, Березняк, Курило, Харчев. Затем
прибыла еще одна группа специалистов: М.С. Рязанский,
В.И.Кузнецов, Ю.А.Победоносцев, Е.Я. Богуславский,
З.М.Цециор. Главное артиллерийское управление на-
правило в институт военных специалистов ГАТюлина,
ЮАМозжорина, П.Е.Трубачева, К.А. Керимова.
Развернули работы по розыску и привлечению не-
мецких специалистов. Вскоре в институте появились
доктор Курт Магнус - теоретик и инженер в области
гироскопии и теоретической механики; доктор Хох -
теоретик и экспериментатор по автоматическому
управлению; профессор Вольф - главный баллистик
фирмы «Крупп». Был привлечен к работе Гельмут
Грепруп - заместитель фон Брауна по радиоуправ-
лению ракетами. Для него в институте было создано
Бюро Грепруп, перед которым была поставлена зада-
ча составить отчет о разработке Фау-2. Б.Е.Черток в
своей книге «Ракеты и люди» (кн. 1., стр. 133) пишет:
«Отчет, написанный Грепрупом к средине 1946 года,
представлял собой наиболее полное и объективное из-
ложение истории Пенемюнде и технических проблем,
которые решались в процессе разработки первых бал-
листических ракет дальнего действия».
Таким образом, в августе 1945 г. завершилось фор-
мирование института и становление его как научной
организации, вполне солидного предприятия.
Но это была не единственная организация в Гер-
мании, занимающаяся подобной деятельностью. Было
«хозяйство Тюлина», занимавшееся приемкой и от-
правкой по адресам военных и гражданских специали-
стов, направленных в Германию для изучения техники.
Был институт «Берлин», занимавшийся изучением тех-
ники зенитных управляемых ракет. Приехал в Германию
Королев с полномочиями создать группу «Выстрел»
для изучения наземного, заправочного и пускового
оборудования, техники прицеливания. Была группа
Исаева и Палло, занимавшаяся поиском техники ЖРД,
другие группы специалистов, работающих в Германии.
В связи со сложившейся ситуацией в начале 1946 г.
генералу Гайдукову удалось в ЦК партии в Москве и
военной администрации в Берлине добиться решения
вопроса о создании более масштабной организации.
Было принято решение на базе института «Рабе» соз-
дать институт «Нордхаузен» под руководством Гайду-
кова и главного инженера Королева.
Институт <^Нсодхаузен^
В состав института Нордхаузен», по версии Б.Е. Чер-
тою, входили:
-	институт «Рабе»;
-	завод «Монтанья» как производственная база по
двигателям и турбонасосным агрегатам;
-	завод № 3 по восстановлению технологии произ-
водства ракет;
-	КБ «Олимпия» - по восстановлению документа-
ции и технологического оборудования А-4;
118
Глава 4
-	«Шпаркасса» - расчетно-теоретическая группа;
-	бюро Греттрупа;
-	группа «Выстрел»;
-	представительство ГАУ.
Несколько иначе это выглядит в отчете Начальника
Управления Советской военной администрации земли
Тюрингия генерал-майора П.С.Колесниченко (14 июня
1946 г.): «Особая правительственная комиссия «Груп-
па «Нордхаузен». В задачи группы входят детальное
изучение и освоение производства и испытания ракет
дальнего действия типа А-4 (Фау-2)...
В состав «Группы Нордхаузен» входят:
1.	Научно-исследовательский институт «Рабе».
2.	Опытный завод «Верк-3».
3.	Испытательная станция.
4.	Мастерская «Одер-А-Г».
5.	Бюро Греттруп.
6.	Штаб группы «Нордхаузен».
ПРЕДЫСТОРИЯ ПОСТАНОВЛЕНИЯ
ОТ 13 МАЯ 1946 г.
В начале июня 1945 г. народный комиссар авиаци-
онной промышленности А.И.Шахурин доложил члену
Государственного комитета обороны Г.М.Маленкову о
первых результатах обследования германского Науч-
но-исследовательского института ракетного вооруже-
ния, произведенных заместителем начальника НИИ-1
профессором Г.Н.Абрамовичем. С этого доклада на-
чалась планомерная работа по собиранию материалов
и изучению опыта создания немецких ракет. Поста-
новлением ГКО СССР № 9475 от 8 июля 1945 г. была
создана комиссия по изучению и освоению немецкой
реактивной техники в составе Л.М.Гайдукова (член
военного совета Гвардейских минометных частей),
П.Н.Горемыкина (заместитель наркома боеприпасов),
Я.Л.Бибикова (директор НИИ-1 Наркомата авиаци-
онной промышленности), И.Г.Зубовича (заместитель
наркома электропромышленности), Г.А.Угера (гене-
рал-майор инженерно-авиационной службы).
4 августа комиссия Л.М.Гайдукова доложила первые
итоги своей работы и представила проект постановле-
ния ГКО «О мероприятиях по изучению и освоению не-
мецкой реактивной техники». Однако это постановление
не было принято, так как 4 сентября 1945 г. Государ-
ственный комитет обороны был ликвидирован. Вопрос
изучения немецкого опыта в области ракетостроения
остался во власти народных комиссаров СССР.
18 декабря 1945 г. председатель Госплана СССР
НАВознесенский вернулся к проекту постановления
ГКО и поручил своему заместителю П.И.Кирпичникову
подготовить проект постановления Совнаркома по во-
просу важнейших мероприятий по изучению и осво-
ению немецкой реактивной техники. В январе 1946 г.
был подготовлен проект Постановления СНК СССР
«Об организации работ по развитию реактивной тех-
ники» и направлен для согласования во все заинте-
ресованные ведомства. Этот проект не получил одо-
брения и к 26 февраля 1946 г. был разработан новый
проект Постановления СНК СССР «Об организации
научно-исследовательских и опытных работ по разви-
тию реактивной техники».
Однако и этот проект, отличавшийся высочайшей
степенью детализации технических заданий, не удалось
согласовать с наркоматами и другими органами управ-
ления. К 7 мая 1946 г. третий вариант проекта поста-
новления Совета Министров, согласованный со всеми
ведомствами, был направлен заместителю Председате-
ля Совета Министров СССР Л.П.Берии для подписания.
Третий вариант также был отвергнут. По-видимому, это
было следствием того, что ни один из трех проектов не
предполагал создания координирующего органа по во-
просам разработки ракетного оружия.
13 мая 1946 г. Председатель Совета Министров
СССР И.В.Сталин подписал Постановление Совета
Министров СССР № 1017-419сс «Вопросы реак-
тивного вооружения», в котором были определены
практические меры по созданию новой отрасли обо-
ронной промышленности - отечественного ракето-
строения - и организационные меры по освоению
ракетного оружия в Вооруженных Силах. В соответ-
ствии с ним работы по развитию реактивной техники
были объявлены важнейшей государственной зада-
чей. Все министерства и организации были обязаны
выполнять задания по реактивной технике как перво-
очередные.
На Специальный комитет по реактивной технике
было возложено наблюдение за развитием научно-
исследовательских, конструкторских и практических
работ по реактивному вооружению, рассмотрение и
представление непосредственно на утверждение Пред-
седателя Совета Министров СССР планов и программ
развития научно-исследовательских и практических
работ в указанной области, а также определение и ут-
верждение ежеквартальной потребности в денежных
ассигнованиях и материально-технических ресурсах
для работ по реактивному вооружению, контроль за
выполнением министерствами и ведомствами заданий
Совета Министров СССР о проведении научно-иссле-
довательских, проектных, конструкторских и практи-
ческих работ по реактивному вооружению, принятие
совместно с соответствующими министерствами и
руководителями ведомств оперативных мер по обе-
спечению своевременного выполнения указанных за-
даний. Специальный комитет по реактивной технике
имел свой аппарат.
119
История развития отечественного ракетостроения
В соответствии с этим постановлением определены
головные министерства по разработке и производству
реактивного вооружения (Министерство вооружения,
Министерство сельскохозяйственного машинострое-
ния, Министерство авиационной промышленности),
основные министерства по смежным производствам
(Министерство электропромышленности, Министер-
ство судостроительной промышленности, Министер-
ство химической промышленности, Министерство ма-
шиностроения и приборостроения).
В целях выполнения возложенных на министерства
задач были созданы главные управления по реактив-
ной технике в министерствах вооружения (7 Главное
управление численностью 120 чел.; начальник -
С.И.Ветошкин); сельскохозяйственного машинострое-
ния (6 Главное управление численностью 58 чел.; на-
чальник - А.В.Саханицкий); электропромышленности
(10 Главное управление численностью 71 чел.; началь-
ник - ААЗахаров), авиационной промышленности
(14 специальное Главное управление численностью
50 чел.; начальник - А.И.Еремеев); были также соз-
даны Управления по реактивной технике в министер-
ствах химической промышленности (Специальное
управление № 2 численностью 25 чел.; начальник -
В.В.Офицеров), судостроительной промышленности
(1 Управление численностью 59 чел.; начальник -
В.Н.Третьяков), машиностроения и приборостроения
(Управление специального машиностроения числен-
ностью 21 чел.; начальник - К.К.Глухарев). Для коор-
динации деятельности промышленности был создан
Отдел по реактивной технике в Управлении планиро-
вания военной промышленности Госплана СССР чис-
ленностью 27 чел. (начальник - Г.Н.Пашков) в составе
пяти секторов: конструкций реактивного вооружения,
приборов, топлив и специальных материалов, мате-
риально-технического обеспечения, комплектации
и мощностей.
В Министерстве Вооруженных Сил СССР были соз-
даны Управление реактивного вооружения в составе
Главного артиллерийского управления Вооруженных
Сил (4 Управление ГАУ; начальник - генерал-майор
ИТС А.И.Соколов) и Управление реактивного вооруже-
ния в составе военно-морских сил (4 Управление ВМС;
начальник - капитан 1 ранга А.Г.Брезинский).
Указом Президиума Верховного Совета СССР от
28 июня 1946 г. на базе Министерства электропро-
мышленности было образовано два министерства -
Министерство электропромышленности и Мини-
стерство промышленности средств связи. Главное
управление реактивной техники вошло в состав Мини-
стерства промышленности средств связи (6 Главное
управление). В 1947 г. в Министерстве электропро-
мышленности было создано Специальное управле-
ние по реактивной технике (Спецуправление № 2)
в количестве 24 чел.
Ъ.МКантелшро&
ПОСТАНОВЛЕНИЕ,
С КОТОРОГО НАЧАЛАСЬ РАКЕТНАЯ ОТРАСЛЬ
17 апреля 1946 г. И.В. Сталину была представлена
Докладная записка «...об организации научно-ис-
следовательских и опытных работ в области ракет-
ного вооружения в СССР», подписанная Л.П. Берия,
ГМ. Маленковым, Н.А. Булганиным, Б.Л. Ванниковым,
Д.Ф. Устиновым, Н.Д. Яковлевым. В Докладной запи-
ске отмечена роль реактивной артиллерии в Великой
Отечественной войне и указаны работы немецких спе-
циалистов по созданию ракет большой дальности. Под-
робно излагается работа в этом направлении в СССР, в
частности«... вопросами разработки новых образцов
ракетного вооружения занимаются:... в) жидкостны-
ми двигателями - НИИ-1 Министерства авиационной
промышленности».
Далее излагается работа Межведомственной ко-
миссии по изучению немецкой ракетной техники,
формулируются задачи «...в целях организации на-
учно-исследовательских и опытных работ в области
ракетного вооружения в СССР...».
«В части организации научно-исследовательской
работы, проектирования, производства и испытания
ракетного вооружения в СССР» авторы Докладной
записки формулируют предложения по организации
работ: «1. Сосредоточить все научно-исследователь-
ские, проектные и опытные работы...: а) по реактив-
ному вооружению с управляемыми и неуправляемыми
жидкостными ракетами - в Министерстве вооруже-
ния»; «...выделить в качестве головного министер-
ства по выпуску готовых ракет дальнего действия типа
Фау-2 - Министерство вооружения»,«.. .ввиду исклю-
чительной сложности конструирования и изготовления
образцов ракет дальнего действия типа Фау-2 необхо-
димо привлечь к проектированию и изготовлению от-
дельных агрегатов к ракетам дальнего действия...» и
далее перечисляются министерства, которые необходи-
мо привлечь к работам. В Докладной записке предла-
гается также«.. .рассмотреть и утвердить тематики на-
учно-исследовательских и опытных работ по ракетному
вооружению на ближайшие 2-3 года», а в заключение
«.. .для объединения всех этих вопросов целесообраз-
но было бы собрать у Вас специальное совещание».
Такое совещание состоялось у И.В.Сталина
29 апреля 1946 г. В работе совещания приняли участие
Н.А.Булганин, М.В.Хруничев, Л.П.Берия, Г.М.Ма-
ленков, Д.Ф. Устинов, Б.Л. Ванников, Н.Г. Кабанов,
М.Г. Первухин, Н.Н. Воронов, Н.Д. Яковлев, А.И. Соко-
лов, Л.М. Гайдуков, В.М.Рябиков, ГК. Жуков, А.М. Ва-
силевский, Л.А. Говоров. 13 мая 1946 г. вышло в свет
Постановление СМ СССР № 1017-419сс «Вопросы ре-
120
Глава 4
И.В.Сталин
активного вооружения». В силу его основополагающей
важности приведем данное постановление полностью.
Это постановление стало фундаментом развития в
стране сначала ракетной, а затем и ракетно-космиче-
ской отрасли. В начале августа 1946 г. в Бляйхероде
прибыла высокая государственная комиссия, возглав-
ляемая маршалом артиллерии Яковлевым. В составе
комиссии были Устинов,
Ветошкин, Гонор, Пашков.
Это было связано с орга-
низацией работ в стране
в связи с выходом Поста-
новления Правительства от
13 мая 1946 г. «Вопросы
реактивного вооружения».
В результате Гайдукову и
Королеву было приказано
подготовить детальный
отчет о деятельности ин-
Г.М.Маленков
Д.Ф.Устинов
Н.Д.Яковлев
П.Н.Горемыкин	И.А.Серов
статута «Нордхаузен» и свер-
тывание работ в Германии до
конца текущего года.
В начале октября состоя-
лось закрытое совещание ру-
ководителей института «Норд-
хаузен». Заместитель Берии
по контрразведке генерал-
полковник Серов поставил за-
дачу провести отбор немецких
специалистов, которые вместе
с семьями будут перевезены
в Союз независимо от их же-
лания. Институты «Рабе» и
«Нордхаузен» должны были
быть подготовлены к ликвида-
ции. В январе 1947 г. личный
состав институтов прибыл в
Москву на Белорусский вок-
зал. Завершился этап деятель-
ности по изучению ракетной
техники в Германии.
Зенитная управляемая
ракета «Вассерфаль»
Дальнобойная управляемая ракета Фау-2
121
История развития отечественного ракетостроения
Подлежит возврату в течение 24-х часов	СОВ, СЕКРЕЧ$^
в Особую группу У.Д.	^среяпапка)
Совета Министров СССР
СОВЕТ МИНИСТРОВ СССР
ПОСТАНОВЛЕНИЕ № 1017-419СС
от «13»	мая	1946 г. Москва, Кремль.
Вопросы реактивного вооружения.
Считая важнейшей задачей создание реактивного вооружения и организацию научно-исследовательских
и экспериментальных работ в этой области, Совет Министров Союза ССР ПОСТАНОВЛЯЕТ:
I.
1. Создать Специальный Комитет по Реактивной Технике при Совете Министров СССР в составе.
т. Маленков ГМ. - председатель
т. Устинов Д.Ф. - заместитель председателя
т. Зубович И.Г. - заместитель председателя, освободив его от работы в Министерстве электропромышленности
т. Яковлев Н.Д. - член Комитета
т. Кирпичников П.И. - член Комитета
т. Берг А.И. - член Комитета
т. Горемыкин П.Н. - член Комитета
т. Серов И.А. - член Комитета
т. Носовский Н.Э. - член Комитета.
2.	Возложить на Специальный Комитет по Реактивной Технике:
а)	наблюдение за развитием научно-исследовательских, конструкторских и практических работ по реактивному во-
оружению, рассмотрение и представление непосредственно на утверждение Председателя Совета Министров СССР пла-
нов и программ, развития научно-исследовательских и практических работ в указанной области, а также определение и
утверждение ежеквартальной потребности в денежных ассигнованиях и материально-технических ресурсах для работ по
реактивному вооружению;
б)	контроль за выполнением Министерствами и ведомствами заданий Совета Министров СССР о проведении научно-
исследовательских, проектных, конструкторских и практических работ по реактивному вооружению;
в)	принятие совместно с соответствующими Министрами и руководителями ведомств оперативных мер по обеспече-
нию своевременного выполнения указанных заданий.
З.	Специальный Комитет имеет свой аппарат.
4.	Установить, что работы, выполняемые министерствами и ведомствами по реактивному вооружению, контролиру-
ются Специальным Комитетом по Реактивной Технике. Никакие учреждения, организации и лица, без особого разрешения
Совета Министров, не имеют права вмешиваться или требовать справки о работах по реактивному вооружению.
5.	Обязать Специальный Комитет по Реактивной Технике представить на утверждение Председателю Совета Мини-
стров СССР план научно-исследовательских и опытных работ на 1946-1948 гг., определить как первоочередную задачу
воспроизведение с применением отечественных материалов ракет типа Фау-2 (дальнобойной управляемой ракеты) и
Вассерфаль (зенитной управляемой ракеты).
II.
6.	Определить головными министерствами по разработке и производству реактивного вооружения:
а)	Министерство вооружения - по реактивным снарядам с жидкостными двигателями;
б)	Министерство сельскохозяйственного машиностроения - по реактивным снарядам с пороховыми двигателями;
в)	Министерство авиационной промышленности - по реактивным самолетам-снарядам.
7.	Установить, что основными министерствами по смежным производствам, на которые возлагается выполнение на-
учно-исследовательских, конструкторских и опытных работ, а также производство по заказам головных министерств, ут-
верждаемых Комитетом, являются:
а)	Министерство электропромышленности - по наземной и бортовой радиоаппаратуре управления, селекторной аппа-
ратуре и телевизионным механизмам, радиолокационным станциям обнаружения и определения координат цели;
б)	Министерство судостроительной промышленности - по аппаратуре гироскопической стабилизации, решающим
приборам, корабельным радиолокационным станциям обнаружения и определения координат цели и расстояния до
122
Глава 4
снаряда, системам стабилизации корабельных стартовых установок, головкам самонаведения реактивных снарядов для
стрельбы по подводным целям и приборов;
в)	Министерство химической промышленности - по жидким топливам, окислителям и катализаторам;
г)	Министерство авиационной промышленности - по жидкостным реактивным двигателям для дальнобойных ракет и
производству аэродинамических исследований и испытаний ракет;
д)	Министерство машиностроения и приборостроения - по установкам, пусковой аппаратуре, различным компрессо-
рам, насосам и аппаратуре к ним, а также другой комплектующей аппаратуре;
е)	Министерство сельскохозяйственного машиностроения - по неконтактным взрывателям, снаряжению и породам.
III.
8.	В целях выполнения возложенных на Министерства задач, создать:
а)	в Министерствах: Вооружения, Сельхозмашиностроения и Электропромышленности - Главные Управления по ре-
активной технике;
б)	в Министерстве Вооруженных Сил СССР - Управление реактивного вооружения в составе ГАУ и Управление реак-
тивного вооружения в составе военно-морских сил;
в)	в Министерствах: Химической промышленности, Судостроительной промышленности, Машиностроения и Прибо-
ростроения - Управления по реактивной технике;
г)	в Госплане Совета Министров СССР - отдел по реактивной технике во главе с заместителем председателя Госплана.
9.	Создать в министерствах следующие научно-исследовательские институты, Конструкторские Бюро и полигоны по
реактивной технике:
а)	в Министерстве вооружения - Научно-исследовательский институт реактивного вооружения и Конструкторское
бюро на базе завода № 88, сняв с него все другие задания, с размещением этих заданий по другим заводам Министерства
вооружения;
б)	в Министерстве Сельхозмашиностроения - Научно-исследовательский институт пороховых реактивных снарядов на
базе ГЦКБ-1, Конструкторское Бюро на базе филиала № 2 НИИ-1 Министерства авиационной промышленности и Научно-
исследовательский полигон реактивных снарядов на базе Софринского полигона;
в)	в Министерстве химической промышленности - Научно-исследовательский институт химикатов и топлив для реак-
тивных двигателей;
г)	в Министерстве электропромышленности - Научно-исследовательский институт с Проектно-конструкторским бюро
по радио и электроприборам управления дальнобойными и зенитными реактивными снарядами на базе лаборатории те-
лемеханики НИИ-20 и завода № 1. Поручить т. Булганину рассмотреть и решить вопрос о передаче Министерству электро-
промышленности завода № 1 Министерства Вооруженных Сил, с тем, чтобы выполнение программы этого завода было
возложено на Министерство электропромышленности;
д)	в Министерстве вооруженных сил СССР - Научно-исследовательский реактивный институт ГАУ и Государственный
Центральный полигон реактивной техники для всех министерств, занимающихся реактивным вооружением.
10.	Обязать министерства Вооружения (т. Устинова), Сельхозмашиностроения (т. Ванникова), Электропромышлен-
ности (т. Кабанова), Судостроительной промышленности (т. Горегляд), Машиностроения и приборостроения (т. Паршина),
Авиапромышленности (т. Хруничева), Химпромышленности (т. Первухина), Вооруженных Сил (т. Булганина) утвердить
структуры и штаты управлений, НИИ и конструкторских бюро соответствующих министерств.
IV.
11.	Считать первоочередными задачами следующие работы по реактивной технике в Германии:
а)	полное восстановление технической документации и образцов дальнобойной управляемой ракеты Фау-2 и зенит-
ных управляемых ракет Вассерфаль, Рейнтохтер, Шмеперлинг;
б)	восстановление лабораторий и стендов со всем оборудованием и приборами, необходимыми для проведения ис-
следований и опытов по ракетам Фау-2, Вассерфаль, Рейнтохтер, Шмеперлинг и другим ракетам;
в)	подготовку кадров советских специалистов, которые овладели бы конструкцией ракет Фау-2, зенитных управляемых
и других ракет, методами испытаний, технологией производства деталей и узлов и сборки ракет;
12.	Назначить руководителем работ по реактивной технике в Германии т. Носовского с пребыванием его в Германии.
Освободить т. Носовского от других работ, не связанных с реактивным вооружением. Помощниками т. Носовского на-
значить п. Кузнецова (ГАУ) и Гайдукова.
13.	Обязать Комитет по реактивной технике отобрать из соответствующих министерств и послать в Германию для из-
учения и работы по реактивному вооружению необходимое количество специалистов различного профиля, имея в виду,
что с целью получения опыта к каждому немецкому специалисту должны быть прикреплены советские специалисты.
14.	Запретить министерствам и ведомствам отзывать, без ведома Специального Комитета, своих работников, находя-
щихся в Германии, работающих в комиссиях по изучению немецкого реактивного вооружения.
15.	Министерствам вооружения, сельхозмашиностроения, авиационной промышленности, электропромышленности, хим-
промышленности, машиностроения и приборостроения и вооруженных сил СССР в месячный срок подготовить и представить
на утверждение Специального Комитета по реактивной технике конкретные планы конструкторских, научно-исследовательских и
опытных работ в Германии по реактивному вооружению, с установлением задания и сроков для каждого Конструкторского Бюро.
Для ознакомления с проводимыми работами по реактивному вооружению в Германии, в целях подготовки плана пред-
стоящих работ, командировать в Германию п. Устинова, Яковлева и Кабанова с группой специалистов, сроком на 15 дней.
16.	Поручить министерству вооруженных сил СССР (т. Булганину) сформировать в Германии специальную артилле-
рийскую часть для освоения, подготовки и пуска ракет типа Фау-2.
123
История развития отечественного ракетостроения
17.	Предрешить вопрос о переводе Конструкторских Бюро и немецких специалистов из Германии в СССР к концу 1946 г.
Обязать министерства: вооружения, сельхозмашиностроения, электропромышленности, авиационной промышленно-
сти, химпромышленности, машиностроения и приборостроения подготовить базы для размещения немецких Конструк-
торских Бюро и специалистов. Специальному Комитету по реактивной технике в месячный срок внести в Совет Министров
СССР предложения по этому вопросу.
18.	Разрешить Специальному Комитету по реактивной технике устанавливать немецким специалистам, привлекаемым
к работам по реактивной технике, повышенную оплату.
19.	Обязать Министерство вооружениях сил СССР (т. Хрулева) выделить для обеспечения всех советских и немецких
специалистов, занятых на работах по реактивному вооружению в Германии:
бесплатных пайков по норме № 11 -1000 шт.
по норме № 2 с дополнительным пайкам - 3000 шт.
автомашин: легковых -100 шт.
грузовых -100 шт.
и снабдить горючим и водительским составами.
20.	Обязать Министерство финансов СССР и Советскую Военную Администрацию в Германии выделить для финан-
сирования всех работ, проводящихся Специальным Комитетом по реактивной технике в Германии, 70 миллионов марок.
21.	Разрешить Специальному Комитету по реактивной технике и Министерствам заказывать в Германии различное
специальное оборудование и аппаратуру для лабораторий Научно-исследовательских институтов и Государственного Цен-
трального полигона реактивного вооружения, в счет репараций. Поручить Специальному Комитету совместно с Госпла-
ном и Министерством внешней торговли определить перечень заказов и сроки их поставки.
22.	Поручить Специальному Комитету представить Совету Министров СССР предложения о командировании в США
Комиссии для размещения заказов и закупки оборудования и приборов для лабораторий Научно-исследовательских ин-
ститутов по реактивной технике, предусмотрев в этих предложениях предоставление Комиссии права закупки по открытой
лицензии на сумму 2 миллиона долларов
23.	Обязать заместителя Министра внутренних дел т. Серова создать необходимые условия для нормальной работы
конструкторских бюро, институтов, лабораторий и заводов по реактивной технике в Германии (продовольственное снаб-
жение, жилье, автотранспорт и др.).
Министерству вооруженных сил СССР (т. Хрулеву) и Главноначальствующему СВА т. Соколовскому оказать т. Серову
необходимое содействие.
V.
24.	Обязать Специальный Комитет по реактивной технике учесть все вывезенное различными министерствами и ве-
домствами оборудование, приборы, аппаратуру, а также материалы и образцы по реактивной технике и перераспределить
их между соответствующими министерствами и ведомствами в соответствии с возложенными на них задачами.
25.	Поручить Министерству вооруженных сил СССР (т. Булганину) внести в Совет Министров предложения о месте
и строительстве Государственного Центрального полигона для реактивного вооружения.
26.	Обязать Специальный Комитет по реактивной технике представить Председателю Совета Министров СССР на
утверждение положение о премировании за разработку и создание реактивного вооружения, а также предложения о по-
вышенных окладах для особо квалифицированных работников по реактивной технике.
27.	Разрешить Специальному Комитету по реактивной технике приравнять вновь создаваемые Министерствами:
вооружения, сельхозмашиностроения, авиационной промышленности, электропромышленности, машиностроения
и приборостроения, химической промышленности и вооруженных сил СССР Научно-исследовательские институты
и Конструкторские бюро по реактивному вооружению, в отношении заработной платы и снабжения промышленными
и продовольственными товарами, к научным учреждениям Академии наук СССР, в соответствии с Постановлением СНК
СССР № 514 от 6 марта 1946 года.
28.	Обязать Министерство авиационной промышленности (т. Хруничева) передать Министерству вооружения специ-
алистов по двигателям, аэродинамиков, самолетостроителей и др. в количестве 20 человек.
29.	Обязать Министра высшего образования т. Кафтанова организовать в высших учебных заведениях и университетах
подготовку инженеров и научных работников по реактивной технике, а также переподготовку студентов старших курсов
других специальностей на специальность по реактивному вооружению, обеспечив первый выпуск специалистов по реак-
тивному вооружению по высшим техническим учебным заведениям не менее 200 человек и по университетам не менее
100 человек к концу 1946 года.
30.	Поручить Специальному Комитету по реактивной технике, совместно с Министерством высшего образования,
отобрать из научно-исследовательских организаций Министерства высшего образования и других министерств 500 специ-
алистов, переподготовить их и направить для работы в Министерства, занимающиеся реактивным вооружением.
31.	В целях обеспечения жильем переводимых в СССР немецких специалистов по реактивной технике, поручить
т Вознесенскому предусмотреть в планах распределения выделение до 15 октября 1946 г. 150 разборных финских домов
и 40 рубленных восьмиквартирных домов по разнарядке Специального Комитета по реактивной технике.
32.	Считать работы по развитию реактивной техники важнейшей государственной задачей и обязать все министерства
и организации выполнять задания по реактивной технике как первоочередные.
Председатель
Совета Министров Союза ССР И. Сталин»
124
Глава 4
К4.Лопата, Ю.К.Сгмснав,
15.4.Ъарафео&, 15.4.Соколов.,
Ъ.'И.Сотников. Ъ.СЛйрток,
С.'С.'Шасароо, 'В.Л1.Филин
ОАО «РКК «Энергия»
БОЕВЫЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ
РАКЕТНЫЕ КОМПЛЕКСЫ
Ракетный комплекс Р-1
14 апреля 1948 г. было принято поста-
новление, подводившее итог двухлетних
работ по баллистическим ракетам даль-
него действия (изделие № 1), о создании
первой ракеты из отечественных матери-
алов на базе немецкой ракеты А-4, которой присвои-
ли индекс Р-1, совместно с комплексом ее наземного
оборудования. Накопленный опыт по ракете А-4 по-
зволил сосредоточить все внимание на организации
производства. Это являлось задачей первоочередной
важности, т.к. ни одна отрасль отечественной промыш-
ленности не могла быть приспособлена для изготовле-
ния ракет без определенной перестройки.
Недостатки ракеты А-4, выявленные в процессе ее
летных испытаний, почти полное отсутствие теорети-
ческих материалов с обоснованием принятых техни-
ческих решений потребовали при создании ракеты
Р-1 такого объема работ, который обычно необходим
при разработке новой конструкции. Особенно трудо-
емкими оказались материаловедческие задачи. Они
решались в основном отделом 13 (В.Н.Иорданский)
НИИ-88. Необходимо было отобрать 86 марок стали,
56 марок цветных металлов, 159 неметаллических ма-
териалов и т.п. Условия военного времени заставили
немцев использовать заменители, что и объясняло
большое количество марок по отдельным материалам.
Поэтому нельзя было ограничиться формальным
подбором отечественных материалов, а требовался
критический анализ принятых немцами технических
решений. Материаловеды должны были также позабо-
титься о повышении надежности ракеты. Эти вопросы
остались у немцев нерешенными, т.к. успешное насту-
пление Советской Армии вынудило их начать массовое
125
История развития отечественного ракетостроения
Баллистическая
ракета Р-1
Краткие технические
характеристики ракеты Р-1
Максимальная дальность
стрельбы - 270 км
Максимальное отклонение от цели:
-по дальности-±8 км
-боковое- ±4 км
Начальная масса ракеты -13,43 т
Масса головной части -1,075 т
Масса незаправленной
ракеты-4,03 т
Масса компонентов ракетного
топлива (жидкий кислород,
этиловый спирт, перекись
водорода и газ) - 9,4 т
Тяга ДУ на земле -
27200 кгс
Удельный импульс тяги ДУ
на земле - 206 кгс с/кг
производство ракеты А-4 до полной ее отработки. При
подготовке советскими специалистами ракеты А-4 к
летным испытаниям наблюдались многочисленные
случаи негерметичности, отказы из-за низкого каче-
ства материалов и покрытий, технологические и кон-
структивные недоработки. Поэтому при разработке
ракеты Р-1 нужно было решить проблему обеспечения
длительной сохранности ее конструкции, которая за-
ключалась в создании не только надежных защитных
покрытий, но и в принципиально новом подходе к
выбору неметаллических материалов с повышенным
ресурсом, разработке методов защиты металлических
конструкций от коррозии и исследований коррозион-
ной стойкости конструкции. Несмотря на формальную
возможность ограничиться копированием ракеты А-4
для первой серии ракеты Р-1, конструкторы стреми-
лись сразу же внедрить новые технические решения,
насколько позволяли весьма сжатые сроки: были су-
щественно переработаны конструкции хвостового и
приборного отсеков с целью их усиления, повышена
расчетная дальность полета ракеты с 250 до 270 км за
счет увеличения объема горючего (спирта).
Стартовая позиция ракеты Р-1
126
Глава 4
Перевозка ракеты Р-1 по рельсовому пути
При разработке двигателя ракеты Р-1 первой серии
использовались двигатели ракеты А-4 без каких-либо
конструктивных изменений, за исключением замены
большей части материалов на отечественные. Некото-
рые резинометаллические детали пришлось позаим-
ствовать из трофейных запасов.
Для первой серии ракеты Р-1 была использова-
на без изменений и электрическая схема системы
управления ракеты А-4, однако конструкция и техни-
ческие характеристики многих приборов претерпе-
ли изменения. На базе немецкой телеметрической
системы «Мессина» ракеты А-4 разработали новую
ТМ-систему «Бразилионит» с увеличенным
числом каналов.
Одновременно с ракетой создавался ком-
плекс наземного оборудования для пусков
ракеты с предварительно подготовленной в
инженерном отношении площадки (бетони-
рование, закладка фундаментной плиты под
пусковой стол, создание укрытий для пере-
движных дизельных электростанций и других
агрегатов, а также выполнение работ по про-
кладке наземной кабельной сети).
Технологический процесс работы агре-
гатов при подготовке ракеты Р-1 к пуску, а
также конструкция агрегатов мало чем от-
личались от ракеты А-4. Главным конструк-
тором наземного комплекса ракеты Р-1 был
В.П.Бармин. Созданное впоследствии под его
руководством ГСКБ «Спецмаш» стало го-
ловной организацией в стране по наземным
комплексам.
Летные испытания первой серии ракет
Р-1 с комплексом наземного оборудова-
ния проводились в сентябре-ноябре 1948 г.
Председателем Государственной комиссии по летным
испытаниям ракеты Р-1 был назначен С.И.Ветошкин,
техническим руководителем - С.П.Королев, заме-
стителями технического руководителя - В.П.Глушко,
В.П.Бармин, В.И.Кузнецов, НАПилюгин. По тем вре-
менам это была крупномасштабная работа. Достаточ-
но сказать, что в создании первенца ракетной техники
ракеты Р-1 участвовали коллективы тринадцати НИИ и
КБ, а также тридцати пяти заводов.
На первом этапе ЛКИ было испытано девять ракет
Р-1. Первый пуск состоялся 17 сентября 1948 г. Ракета
отклонилась от траектории на 51° и вскоре упала. Ре-
Транспортировка ракеты на грунтовой тележке
127
История развития отечественного ракетостроения
Завершение подготовки ракеты Р-1 к пуску
зультаты испытаний были крайне неудачными: из де-
вяти ракет только одна достигла цели (пуск 10 октября
1948 г). Причины аварий были в основном технологи-
ческого характера: низкое качество изготовления агре-
гатов и систем ракеты, недостаточный объем проверок
узлов и приборов, плохая отработанность некоторых
систем. Во время испытаний возникли большие труд-
ности из-за хлопков двигателя в момент его запуска.
По окончании первого этапа испытаний выяснилось,
что причиной хлопков в двигателе являлось пиротех-
ническое зажигательное устройство.
Для отработки зажигательного устройства двигате-
ля ракеты Р-1 в НИИ-88 создали стенд с возможно-
стью запуска двигателя на предварительную ступень.
При первом испытании на стенде 30 апреля 1949 г. вы-
ключить двигатель через заданное время не удалось, и
он работал в режиме предварительной ступени около
9 мин, до полной выработки компонентов топлива.
Ситуация была опасной, мог произойти взрыв двига-
теля на стенде. Поэтому этот случай послужил пово-
дом для более тщательной отработки операции запуска
и выключения двигателя ракеты Р-1. При повторных
испытаниях двигателя через полтора месяца хлопки в
двигателе появились вновь. Только применение жид-
костного зажигательного устройства, предложенного
ОКБ-456 Министерства авиационной промышлен-
ности (В.П.Глушко), позволило исключить хлопки при
запуске двигателя ракеты Р-1. Впоследствии ЖЗУ ис-
пользовалось на всех ракетах, где в качестве окислите-
ля применялся кислород.
Для второй серии ракет в целях повышения ее
надежности пришлось практически заново создать
наземную кабельную сеть и внести много измене-
ний в бортовые приборы системы управления. Вто-
рая серия ракет оснащалась вновь созданной теле-
метрической системой «Дон» разработки НИИ-885
(Е.Я.Богуславский).
Для второго этапа летных испытаний было подго-
товлено 20 ракет, из них 10 пристрелочных и 10 зачет-
ных. При испытаниях осенью 1949 г. из 20 ракет 17 вы-
полнили свою задачу. Потребовались дополнительные
экспериментальные работы, чтобы обеспечить безава-
рийные пуски ракеты Р-1.
После всех проведенных испытаний постановлени-
ем Совета Министров СССР от 25 ноября 1950 г. раке-
ту Р-1 приняли на вооружение Советской Армии с ком-
плексом наземного оборудования (войсковой индекс
8А11), а в 1952 г. запустили в производство небольшой
128
Глава 4
серией на заводе 88 и в серийное производство на за-
воде 586 (Л.В.Смирнов) в г. Днепропетровске.
Надо отметить, что ракета Р-1, еще не родившись,
уже морально устарела, т.к. был готов проект ракеты
Р-2, имеющий существенно лучшие ЛТХ. В определен-
ной мере решение о завершении работ по ракете Р-1
и принятии ее на вооружение Советской Армии отвеча-
ло требованию времени.
Экспериментальная ракета Р-1 А
Для совершенствования массовых и эксплуатаци-
онных характеристик ракеты Р-1 разработчики пред-
ложили использовать несущий бак горючего и при-
менить отделяющуюся от ракеты в конце активного
участка головную часть. В этом случае для носителя
расчетным оставался только участок активного полета,
значительно более благоприятный по механическим
и тепловым нагрузкам, чем атмосферный участок
нисходящей ветви траектории полета. Для экспери-
ментальной проверки этих новых идей, главным обра-
зом для изучения особенностей отделения ГЧ в конце
активного участка траектории, и была создана ракета
Р-1 А. Отделяющаяся ГЧ впервые намечалась для ис-
пользования в конструктивной схеме ракеты Р-2, но
в связи с тем, что многие организации заинтересова-
лись возможностью использовать новую ракету для
своих целей, программа экс-
Экспериментальная
ракета Р-1 А
периментов вышла далеко за
рамки первоначального за-
мысла.
Ракета Р-1 А стала первой
ракетой, поднявшей науч-
ную аппаратуру в спасаемых
контейнерах в верхние слои
атмосферы. Контейнеры
располагались в районе ста-
билизаторов ракеты. Ракету
Р-1 А для отработки новой от-
деляющейся ГЧ оснастили си-
стемой управления со специ-
альными гироскопическими
приборами и приборами для
телеметрических измерений.
Для получения дополнитель-
ной информации при пусках
ракет использовались специ-
альные оптические системы
для траекторных измерений
(перископы подводных ло-
док, кинофототеодолиты,
скоростные кинотеодолиты),
обеспечивающие наблюдение
за поведением ГЧ на пассив-
ном участке траектории, а также радиолокаторы с ак-
тивным сопровождением (на корпусе ракеты устанав-
ливался специальный передатчик). После отделения
ГЧ радиосигнал с нее передавался телеметрической
системой Физического института Академии наук СССР.
Отделение ГЧ оказалось настолько удачным решени-
ем, что до сих пор используется во всех последующих
конструкциях отечественных и зарубежных ракет.
При положительных результатах пусков по бал-
листическим траекториям предусматривались верти-
кальные пуски двух ракет Р-1 А для физических ис-
следований верхних разреженных слоев атмосферы
с помощью системы, условно названной ФИАР-1, Гео-
физического института Академии наук СССР.
На ракете Р-1 А также проводились исследования
влияния газовой струи двигателя на прохождение
радиоволн, что имело непосредственное отношение
к разработке систем радиоуправления для ракет Р-2
и Р-3. Предполагалось также настраивать двигатель
на меньшую тягу, чтобы отношение начальной массы
к тяге двигателя примерно равнялось принятому для
ракеты Р-2. Проверка готовности ракеты Р-1 А к лет-
ным испытаниям проводилась на временной испыта-
тельной площадке НИИ-88 в январе-феврале 1949 г.
Летные испытания ракеты Р-1 А были начаты
в мае 1949 г. на ГЦП и дали положительные результа-
ты. Всего провели шесть пусков - четыре по баллисти-
ческой траектории и два вертикальных. Для наблюде-
ний за полетом отделившейся ГЧ на участке снижения
в районе ее падения была развернута приемная станция
ФИАН, которую обслуживали от НИИ-88 Е.В.Шабаров
и В.М.Шмелев, от ФИАН - П.Н.Вакулов.
Геофизические ракеты
Р-lb, Р-1В, Р-1Ди Р-1Е
Уже на ракете Р-1 А установили приборы ФИАР-1
для физических измерений параметров разреженной
атмосферы. Это были первые геофизические экспе-
рименты. Полученные данные послужили базой для
подготовки широкой программы научных исследо-
ваний по геофизике в интересах АН СССР и разра-
ботки модификаций ракеты Р-1, специально предна-
значенных для этой цели (Р-1 Б, Р-1 В, Р-1Д и Р-1Е).
Для координации работ от АН СССР была выделена
специальная комиссия под председательством Прези-
дента Академии наук СССР С.И.Вавилова и академи-
ка М.В.Келдыша. Работы проводились в соответствии
с постановлением СМ СССР от 30 декабря 1949 г.
Все четыре пуска ракеты Р-1 Б в июле-августе
1951 г. были вертикальными, из которых один ока-
зался неудачным. На борту ракеты находились подо-
пытные животные в специальном герметичном отсеке,
исследовалось их поведение в условиях невесомости.
129
История развития отечественного ракетостроения
Ракета Р-1Д Подготовка к пуску
22 июля 1951 г. впервые на ракете Р-1 В успешно лета-
ли собаки Дезик и Цыган. Ракета Р-1 В отличалась от
ракеты Р-1 Б только тем, что вместо аппаратуры ФИАН
монтировалась парашютная система спасения корпуса
ракеты. Всего было проведено два пуска в июле-авгу-
сте 1951 г.
На ракете Р-1Д, в отличие от ракет Р-1 Б и Р-1 В,
где подопытные животные спасались вместе с герме-
тичным отсеком на парашюте, каждая из двух собак
катапультировалась в скафандре, смонтированном на
специальной тележке, имеющей парашютную систему
и систему жизнеобеспечения. Кроме того, на ракете
Р-1Д вместо отсека с аппаратурой ФИАН были уста-
новлены аппаратура для исследования распределения
по высоте плотности ионизации в ионосфере и изуче-
ния распространения сверхдлинных волн в атмосфере
и космическом пространстве. Три пуска ракет Р-1Д
проводились в июне-июле 1951 г., все были удачными.
При пусках ракеты Р-1Е была сделана еще одна
попытка найти конструктивное решение, обеспечива-
ющее спасение корпуса ракеты. Для этой цели на ГЧ
установили три пороховых ускорителя, сообщавшие
ей скорость отделения около 12 м/с. Однако этих мер
оказалось недостаточно. Новый конструктивный ва-
риант системы спасения корпуса ракеты заключался
в использовании пиропушки, которая должна была
не только вводить в действие вытяжные купола пара-
шютов, но и одновременно освобождать парашютные
Ракета Р-1Д на стартовом столе с опущенным лафетом
130
Глава 4
пакеты, в которых были уложены основные купола па-
рашютов. Всего провели шесть пусков с января 1955 г.
по апрель 1956 г., четыре из которых были удачными.
Испытания ракет типа Р-1, приспособленных для
проведения научных экспериментов, продолжались
до середины июня 1956 г. Все задачи, связанные
с использованием ракеты Р-1 и ее модификаций для
проведения научных экспериментов, были решены,
за исключением одной - спасения корпуса самой ра-
кеты. Ведущим конструктором по первой отечествен-
ной БРДД Р-1 был Д.И.Григоров.
Ракетный комплекс Р-2
Проектирование ракеты Р-2 на дальность полета
600 км началось в 1946 г. во время пребывания со-
ветских специалистов в Германии. Основанием для
работ над таким проектом послужили результаты экс-
периментов, выявившие значительные резервы мощ-
ности ЖРД немецкой ракеты А-4. Было установлено,
что двигатель может быть форсирован до тяги в 32 и
даже 37 тс при номинальной тяге 25 тс.
Были подготовлены четыре варианта проекта с
целью получить заданную дальность полета ракеты с
неотделяемой ГЧ в габаритах ракеты А-4. Пятый вари-
ант, принятый за основу, предусматривал удлинение
цилиндрической части ракеты на 1,9 м. В остальном
все оставалось без изменения, за исключением емко-
сти баков. Несмотря на крайне сжатые сроки, к концу
1946 г. удалось подготовить полный комплект черте-
жей, пояснительную записку и даже изготовить три
опытных образца ракеты Р-2.
В апреле 1947 г. состоялась защита эскизного про-
екта ракеты Р-2 на заседании ученого совета НИИ-
88, на котором присутствовал министр вооружения
Д.Ф.Устинов. В принятых решениях были отражены
сомнения в прочности корпуса ракеты. В связи с этим
решили провести коренные изменения конструктивной
схемы ракеты Р-2: применить отделяющуюся в конце
активного участка ГЧ, благодаря чему появлялась воз-
можность освободиться от защитной оболочки баков,
сделав их несущими, а также упростить хвостовой от-
сек, ликвидировав стабилизаторы.
К концу 1947 г. проект ракеты Р-2 доработали, од-
нако новую схему реализовали только частично: огра-
ничились несущим баком горючего, оставив защитную
оболочку на кислородном баке и хвостовой отсек со
стабилизаторами. Сделать кислородный бак несущим
предполагалось в окончательном варианте ракеты. По-
этому первый вариант ракеты с одним несущим баком
и рядом упрощений по системе управления был выде-
лен в отдельную программу, и ракета получила индекс
Р-23. Последующие успешные испытания ракеты Р-2Э
внесли коррективы в график разработки ракеты Р-2, и
в окончательном варианте она так и осталась с одним
несущим баком - баком горючего (спирта).
Важное значение имело использование для новой
ракеты Р-2 алюминиевых сплавов. Даже частичная за-
мена стали такими сплавами существенно уменьшала
сухую массу ракеты: ракета Р-2 была всего на 0,35 т
тяжелее ракеты Р-1, хотя дальность ее полета увели-
чивалась вдвое.
Для ракеты Р-2 было принято нижнее расположе-
ние приборного отсека и его герметичное исполнение,
в состав системы управления введена система боковой
радиокоррекции и сконструирован новый двигатель
РД-101 на основе двигателя РД-100 ракеты Р-1, од-
нако в его характеристики были внесены существен-
ные усовершенствования: длина уменьшена на 35 см
за счет изменения компоновки и, что самое главное,
масса снижена до 0,93 т (против 0,945 т у двигателя
РД-100) при одновременном повышении тяги на 10 тс,
удельного импульса тяги двигателя на 4 кгсс/кг и ре-
сурса - более чем на 20 кгсс/кг.
В связи с увеличением дальности полета ракету Р-2
оснастили системой аварийного выключения двигате-
ля, т.к., потеряв управление, она могла бы оказаться за
пределами полигона и совершать неуправляемый по-
лет с возможными непредсказуемыми последствиями.
Ракета Р-2
Краткие технические
характеристики
ракеты Р-2
Максимальная дальность
стрельбы - 576 км
Максимальное
отклонение отдели:
- по дальности - ±8 км
- боковое - ±4 км
Начальная масса
ракеты-20,3 т
Масса головной
части-1,5т
Масса сухой
ракеты-4,46 т
Масса компонентов
ракетного топлива
(жидкий кислород,
этиловый спирт, перекись
водорода, газ) -15,84 т
Тяга ДУ на земле
- 37000 кгс
Удельный импульс тяги ДУ
на земле - 210 кгс с/кг.
131
История развития отечественного ракетостроения
Техническая позиция Р-2
На ракете Р-2 использовалась новая телеметриче-
ская система «Дон» с 12 непрерывными и 12 дискрет-
ными каналами, система дистанциометрии в качестве
источника для локаторов и система измерения скоро-
сти ракеты.
Одновременно совершенствовалось и наземное
оборудование, которое настолько было органически
связано с ракетой, что все вместе взятое стали называть
ракетным комплексом. При испытаниях ракеты Р-2Э
намечалось применение нового метода заправки путем
вытеснения кислорода из заправочной емкости сжатым
воздухом. Для проверки полноты и достаточности объ-
ема работ при предстартовой подготовке ракеты Р-2
на контрольно-испытательной станции завода 88 был
создан стенд для ее испытаний в вертикальном положе-
нии (имитация пуска и полета), который также позволял
проводить комплексную проверку сопряжения борто-
вой части системы управления ракеты с автоматикой ДУ.
В сентябре 1949 г. все работы, связанные с подго-
товкой ракеты Р-2Э к летным испытаниям, завершили.
Доводочные испытания провели на временной пло-
щадке в лесу недалеко от станции Подлипки (ныне - 4-я
территория РКК «Энергия») в июле 1949 г. Программа
испытаний включала практически все предстартовые
операции, вплоть до запуска двигателя и выведения
его на предварительную ступень. Летные испытания
ракеты Р-2Э проводились в сентябре-октябре 1949 г.
на ЩП, причем из пяти пусков два были аварийными.
Наличие на борту ракеты телеметрической системы
с высокой по тем временам информативностью по-
зволяло каждый раз устанавливать причину и место
отказа, хотя причины эти были различными, но они
не были связаны с новыми конструктивными реше-
ниями, принятыми для ракеты Р-2, что способство-
вало быстрому внесению изменений в техническую
документацию и доработке бортового оборудования.
Стартовая позиция Р-2
132
Глава 4
Ракета Р-2 на стартовом столе	Ракета Р-2 в полете
Отдельные мелкие недоработки, отмеченные при лет-
ных испытаниях и вполне естественные для первой
опытной партии ракет нового типа, не повлияли на
общую положительную оценку результатов испытаний
Государственной комиссией. Это позволило выйти с
предложением в правительственные инстанции о про-
изводстве новой серии ракет Р-2 с соответствующими
доработками и о проведении ее испытаний совместно
с представителями Министерства обороны. Для окон-
чательной отработки ракеты Р-2 предусматривалось
изготовление двух партий ракет (по 15 ракет в каждой)
для проверки в натурных условиях нескольких новых
разновидностей системы управления в варианте ра-
кеты Р-2Э для обеспечения заданной для ракеты Р-2
кучности стрельбы. Таким образом, ракета Р-2 должна
была стать новым этапом не только в разработке ори-
гинальных конструктивных схем ракеты, но и в области
разработки оригинальных схем системы управления,
обеспечивающей качественные изменения поточности
стрельбы. Для этой же цели предусматривалось двух-
ступенчатое выключение двигателя, что обеспечивало
существенное уменьшение разброса импульса после-
действия при выключении двигателя ракеты.
Ракета Р-2 существенно отличалась от ракеты Р-2Э
по конструкции отдельных элементов: на нескольких
ракетах Р-2 предусматривалась установка корпуса хво-
стового отсека из алюминиевого сплава, что давало су-
щественную экономию массы (около 250 кг), и особое
внимание уделялось надежности питающих коммуни-
каций ракеты и двигателя для предотвращения пожара,
который наблюдался при испытаниях ракеты Р-2Э. На
базе ракеты Р-2 планировалось проведение специаль-
ных исследований по отработке системы радиоуправ-
ления, которая для ракеты следующего поколения Р-3
представлялась наиболее предпочтительной, для чего
была создана ракета Р-2Р. Летные испытания первой
серии ракет Р-2 проходили на ГЦП в октябре-декабре
1950 г., было запущено двенадцать ракет, все запуски
оказались неудачными: пять ракет потерпели неудачу
на активном участке из-за отказов СУ и ДУ, негерме-
тичности трубопроводов, а у семи ракет наблюдались
разрушения ГЧ из-за перегрева на участке спуска.
Измерения, проведенные при испытаниях, показа-
ли, что интенсивность вибрации для ракет с дюрале-
вым хвостовым отсеком значительно выше, чем для
ракет со стальным отсеком. Лабораторные исследова-
ния позволили установить, что вибрации, отмеченные
на ракетах с дюралевыми отсеками, приводят к повы-
шенному дрейфу гироскопа, в результате чего теряет-
ся устойчивость движения ракеты, что приводит к ее
разрушению. В конце концов пришлось отказаться от
дюралевого хвостового отсека и в качестве единствен-
ного принять вариант со стальным ХО.
При испытаниях первой партии ракет Р-2 были
проведены эксперименты, показавшие, что управле-
ние относительно продольной оси в вертикальной пло-
скости возможно без воздушных рулей, что позволило
упростить схему управления второй партии ракет Р-2
и реализовать технические решения, исключающие
разрушение ГЧ на пассивном участке траектории за
счет увеличения ее теплоизоляции. Принятые меры
(упрочнение ГЧ, повышение требований к герметично-
сти пневмо- и гидросоединений, отказ от дюралевого
ХО, выбор варианта системы управления и бортовой
133
История развития отечественного ракетостроения
Справа налево: В.И.Кузнецов. С.П.Королев, В.П.Бармин. Полигон Капустин Яр
кабельной сети с повышенной надежностью) позво-
лили обеспечить достаточно высокие эксплуатацион-
ные и летно-тактические характеристики ракеты Р-2,
что подтвержден" результатами пусков второго этапа
летных испытаний. Летные испытания второго этапа
ракеты Р-2 - совместные испытания Министерства
вооружения и Главного артиллерийского управле-
ния - проводились в период со 2 по 27 июля 1951 г.
Программу летных испытаний второго этапа утвер-
дили Д.Ф.Устинов (24 мая 1951 г.) и В.Д.Соколовский
(31 мая 1951 г.). Запустили тринадцать ракет, из кото-
рых двенадцать достигли района цели. Один пуск был
аварийным из-за производственного дефекта. Сле-
дующей была партия ракет Р-2, предназначенная для
контрольных испытаний и определения возможности
принятия ракеты Р-2 на вооружение Советской Армии.
Было заказано шестнадцать ракет, причем две из них
использовались для обучения личного состава бригад
особого назначения. Контрольные испытания прохо-
дили с 8 августа по 18 сентября 1952 г. на ГЦП, из че-
тырнадцати ракет выполнили свою задачу двенадцать.
По результатам этих испытаний ракету Р-2 совместно
с комплексом наземного оборудования в 1952 г. при-
няли на вооружение Советской Армии с войсковым
индексом 8Ж38. В этом же году началось их серийное
изготовление на заводах 88 и 586.
Одновременно с отработкой ракеты Р-2 и подго-
товкой ее к приему на вооружение проводились рабо-
ты по унификации оборудования наземных комплек-
сов для ракет Р-1 и Р-2, а также по созданию новых
агрегатов наземного оборудования специально для
ракеты Р-2, которые улучшали ее эксплуатационные и
боевые характеристики. Сокращению времени работы
с ракетой на техническом и стартовом комплексах во
многом способствовало введение в состав комплекса
наземного оборудования двух машин с унифициро-
ванными кузовами нормального габарита для запас-
ных деталей, инструмента и принадлежностей. Маши-
на ЗИП использовалась в дальнейшем и для других
ракетных комплексов, что существенно улучшало их
эксплуатационные характеристики.
В мае-июне 1954 г. провели контрольные летные
испытания ракет Р-2, изготовленных по документа-
ции, переизданной для серийного производства. Ис-
пытали десять ракет Р-2, восемь ракет свою задачу
выполнили.
Исследовалась также возможность стрельбы не на
полную, а на промежуточные (200 и 270 км) дально-
сти. При стрельбе на промежуточную дальность обна-
ружились повышенные отклонения от точки прицели-
вания, вызванные замедленным отделением головной
части. В дальнейшем для стрельбы на промежуточные
дальности появилась модификация ракеты Р-2 с утя-
желенными ГЧ. Летные испытания таких ракет в июле-
августе 1955 г. были успешными.
В 1953-1956 гг. на ГЦП проводились также пуски
ракет Р-2 со специальной ГЧ (тема «Герань»), Голов-
ные части были в двух вариантах: с жидкостным сна-
ряжением и снарядным.
Основные итоги проведения летно-конструктор-
ских испытаний первых отечественных баллистиче-
ских ракет Р-1 (8А11) и Р-2 (8Ж38) кратко сводились
к следующему:
-	проведена отработка конструкции бортовых си-
стем ракеты, а также наземного оборудования;
-	создана и проверена на практике методика под-
готовки ракет к пуску и освоены новые технологиче-
ские схемы подготовки их пуска;
134
Глава 4
-	отработано взаимодействие всех организаций,
принимавших участие в ЛКИ, более четким стало взаи-
модействие всех служб полигона;
-	получены опытные данные о работе бортовых си-
стем ракет в полете, собраны фактические данные по
дальности полета ГЧ и ее отклонениям от точки при-
целивания, уточнены методики проведения баллисти-
ческих расчетов;
-	уточнен состав эксплуатационной и технической
документации, необходимой для проверок оборудова-
ния ракеты и подготовки ее к пуску. Разработаны новые
организационные документы (технологические планы,
штатные испытательные команды, формы отчетных
документов, бортовых журналов и т.д.), которые легли
в основу наставлений по эксплуатации ракет в войсках.
Отработана схема внесения изменений в конструкцию
ракеты и ее системы при проведении ЛКИ (выпуск за-
даний на доработку, контроль за их реализацией, их
фиксации и т.д.).
Весь опыт, накопленный при проведении летных
испытаний первых отечественных ракет Р-1 и Р-2,
в последующем был широко использован и другими
организациями, занимающимися созданием ракет-
ных комплексов различного назначения, разумеется,
с учетом их особенностей. Ведущим конструктором по
ракете Р-2 был П.И.Мелешин.
Головная часть
ракеты Р-2А
Ракета Р-2А, созданная на базе ракеты Р-2 для
исследования верхних слоев атмосферы, перед пуском
Геофизическая
ракета Р-2А
Завершение работ по раке-
те Р-2, ее высокие эксплуата-
ционные качества позволили
приступить к созданию новой
геофизической ракеты Р-2А,
обеспечивающей зондиро-
вание атмосферы до высот
200 км в интересах АН СССР.
Ракета Р-2А имела высоту
подъема 209 км, массу ГЧ -
1400 кг, массу контейнеров с
научной аппаратурой - 260 кг.
В 1957 г. на ракете Р-2А
впервые в Советском Союзе
провели испытания по выявле-
нию условий функционирова-
ния искусственных спутников
Земли, в частности, исследо-
вания твердой составляющей
космического пространства
при межпланетных полетах
космических аппаратов, сде-
лана попытка более глубокого
Спасенный приборный контейнер после полета
Приземление головной части ракеты после полета
135
История развития отечественного ракетостроения
изучения верхних слоев атмосферы, в т.ч. определение
концентрации атомарного кислорода; также были про-
должены биологические исследования.
С1957 по 1960 г. было запущено тринадцать ракет
Р-2А, одиннадцать запусков прошли успешно.
Ракетный комплекс Р-3
Создание ракеты Р-3 с дальностью полета 3000 км
было одной из основных тем, которые обсуждались на
правительственном уровне в апреле 1947 г. В ее эскиз-
ном проекте были рассмотрены различные конструк-
тивные схемы: одноступенчатые, составные и крылатые.
Остановились на одноступенчатой схеме без стабилиза-
торов с начальной массой 65-70 т и тягой двигателя
120-140 тс. Конструкция ракеты предусматривала от-
деляющуюся ГЧ, несущие баки окислителя и горючего.
Эскизный проект ракеты Р-3 состоял из трех разделов.
Первый раздел содержал проект собственно ракеты Р-3
(его выполнение было поручено отделу 3 С.П. Королева
с одновременным его руководством другими раздела-
ми проекта). Второй предусматривал эскизный проект
и создание макета двигательной установки (его выпол-
Ракета Р-3 (проект)
нение по заданию отдела 3
на конкурсных началах было
поручено ОКБ-456 главно-
го конструктора В.П.Глуш-
ко и НИИ-1 МАП, где работы
возглавил А.И. Полярный).
Третий охватывал все про-
блемы, связанные с разра-
боткой систем управления
и контроля (их решение по
заданию отдела 3 было по-
ручено главным конструк-
торам Н.А. Пилюгину и
М.С. Рязанскому). При под-
готовке проекта по ракете
Р-3 был обобщен получен-
ный при отработке ракет Р-1,
Р-1 А, Р-2Э, Р-2 опыт и про-
веден анализ теоретических
и экспериментальных дан-
ных. Проект послужил сво-
его рода стимулом для соз-
дания общей методической
базы для проектирования
ракет дальнего действия. Так,
название первого тома про-
екта «Принципы и методы
проектирования ракет боль-
шой дальности», ответствен-
ным исполнителем которого
был С.П. Королев, не остав-
ляло сомнений на этот счет. Большинство томов проекта
содержали как бы два уровня: один - обобщенный, для
ракет дальнего действия, другой - конкретный, приме-
нительно к разрабатываемой ракете Р-3. В ноябре-де-
кабре 1949 г. состоялось обсуждение проекта ракеты
Р-3 по разделам на специализированных секциях НТС
НИИ-88, и в декабре 1949 г. на заседании НТС НИИ-88
были утверждены эскизные проекты самой ракеты, дви-
гателя и систем управления. Решение НТС касалось не
только оценок и рекомендаций по конкретным разработ-
кам, но и организационных и перспективных вопросов в
широком плане. В решении НТС было рекомендовано
принять как ближайшую задачу создание эксперимен-
тальной ракеты Р-ЗА в качестве модели для отработки
в натурных условиях конструкции ракеты, двигателей и
системы управления ракеты Р-3, отмечена современ-
ность и целесообразность экспериментов по примене-
нию высококипящих окислителей и высококалорийных
горючих, особо подчеркивалась перспективность раз-
работки ракет по схеме «пакет» и по схеме с отделяю-
щейся крылатой ГЧ. Создание экспериментальной раке-
ты Р-ЗА, исследования по применению перспективных
компонентов топлив и перспективных конструктивных
схем составили содержание намеченных на последую-
щие два года научно-исследовательских тем. Разработ-
ка ракеты Р-3 не вышла за рамки эскизного проекта, но
полученные на этом этапе результаты оказали решаю-
щее влияние на последующий ход развития ракетно-кос-
мической техники в Советском Союзе.
Ракета Р-ЗА
На ракете Р-2 были частично внедрены элементы
новой схемы: отделяемая ГЧ и несущий бак горючего.
Требовалось проверить другие конструктивные эле-
менты: несущий бак окислителя и хвостовой отсек без
стабилизаторов.
На ракете Р-ЗА, как экспериментальной модели ра-
кеты Р-3, предполагалось реализовать все особенно-
сти новой конструктивной схемы. При этом, учитывая
сжатые сроки ее разработки, считалось целесообраз-
ным максимально сохранить все элементы базовой
ракеты Р-2, не принимая во внимание такую характе-
ристику, как дальность. Правда, на ракете Р-ЗА требо-
валось проверить новую схему двигателя, которая су-
щественно отличалась от схемы двигателя ракеты Р-2:
при практически равных габаритно-массовых харак-
теристиках двигатель ракеты Р-ЗА имел тягу у земли
40 тс (у Р-1 - 27,2 тс, Р-2 - 37 тс) и удельный импульс
тяги у земли 210 кгсс/кг (для Р-1 - 206 кгсс/кг).
Изменения конструкции ракеты Р-ЗА позволяли
рассчитывать на дальность полета до 935 км при стар-
товой массе 23400 кг, тяге двигателя 40 тс и массе сухой
конструкции ракеты около 4 т.
136
Глава 4
Летные испытания ракеты Р-ЗА планировались на
октябрь 1951 г, однако проектные проработки показа-
ли, что, несколько усложнив задачу, можно получить
качественно новый результат и, минуя эксперимен-
тальную стадию, сразу создать проект новой боевой
ракеты, получившей индекс Р-5.
Ракетный комплекс Р-5
Научно-исследовательская тема для проведения
теоретических проектных и экспериментальных работ
по БРДД с улучшенными характеристиками являлась
непосредственным продолжением эскизного проек-
та ракеты Р-3. В самом начале работ над этой темой
родилась идея создания вместо экспериментальной
ракеты Р-ЗА новой ракеты, получившей в дальнейшем
индекс Р-5.
Проект этой ракеты был готов к октябрю 1951 г. На
ракете Р-5 установили специальный насадок на сопло
двигателя для улучшения ее энергомассовых характе-
ристик, что позволило увеличить дальность полета до
1200 км, а также исключили герметичный приборный
отсек. Все приборы системы управления, за исклю-
чением чувствительных элементов (гироприборов и
интеграторов), располагались в отсеке, который был
прямым продолжением хвостового отсека, а чувстви-
тельные элементы, во избежание влияния вибраций,
размещались подальше от двигателя, в межбаковом
пространстве на специальных кронштейнах. Впервые
наряду с автономной системой управления стали ис-
пользовать системы радиоуправления дальностью,
боковой радиокоррекции и аварийного выключения
двигателя. В конструкции баков были предусмотрены
специальные воронкогасители, уменьшающие остатки
незабора компонентов топлива на 100 кг. Основные
конструктивные решения, направленные на улучшение
характеристик ракеты, предложенные и опробованные
на этом этапе, использовались в качестве стандартных
в последующих конструкциях ракет ОКБ-1, что стало
одной из важных особенностей работ над инициа-
тивным проектом ракеты Р-5. Достаточно сложной
при проектировании ракеты Р-5 оказалась проблема
создания аэродинамически устойчивой и термостой-
кой головной части с большой нагрузкой на мидель и
большой скоростью подхода к цели.
Головная часть ракеты Р-5, входя в плотные слои ат-
мосферы со скоростью свыше 3000 м/с, подвергалась
большим температурным нагрузкам. Для защиты ее
корпуса коллективом под руководством ААСеверова
и В.Л.Никулиной были созданы специальные теплоза-
щитные покрытия на основе сублимирующих высоко-
энтальпийных материалов. Тепловая энергия поглоща-
лась за счет сублимации (испарения) поверхностного
слоя покрытия и постоянно отводилась при его уно-
Ракета Р-5
Краткие технические
характеристики ракеты Р-5
Максимальная дальность
стрельбы -1200 км
Вероятное отклонение от цели:
- по дальности - ±1,5 км
-боковое-±1,25 км
Начальная масса ракеты - 28,57 т
Масса основной головной
части -1,425 т
Масса незаправленной ракеты - 4,2 т
Масса компонентов ракетного
топлива (жидкий кислород,
этиловый спирт, перекись
водорода, газ)-24,37 т
Тяга ДУ на земле - 43860 кгс
Удельный импульс тяги ДУ
на земле -219 кгс с/кг.
се. Так удавалось не допускать перегрева элементов
конструкции ГЧ и ее боевого заряда. Разработанные
принципы широко использовались при создании ГЧ
межконтинентальных баллистических ракет.
Исследования показали, что удлинение, принятое
для ГЧ ракеты Р-ЗА, невыгодно в массовом отношении
и не обеспечивает устойчивости полета ГЧ при подхо-
де к цели. Поэтому основной диаметр ГЧ ракеты Р-5
увеличили до 650 мм, а длину уменьшили до 4950 мм
(со стабилизирующей «юбкой»), что дало экономию
массы ГЧ до 0,1 т и решило проблемы устойчивости.
Проектные параметры ракеты Р-5 выбирались ис-
ходя из дальности стрельбы 1200 км при массе ГЧ
1425 кг. Кроме того, предлагались дополнительные
(боковые) головные части. Две из них можно было
использовать при стрельбе на дальность от 560 до
810 км, четыре (общей массой 3830 кг) - при стрельбе
на дальность до 560 км. Ракета Р-5 имела индекс 8А62.
Постановлением от 13 февраля 1953 г. предусма-
тривались три этапа летных испытаний ракеты Р-5:
первый и второй - экспериментальные, третий - при-
стрелочный, а также зачетные испытания.
Перед началом первого и второго этапов летных
испытаний в филиале 2 НИИ-88 («Новостройка» под
г. Загорском) в 1953 г. провели огневые стендовые ис-
пытания ракеты Р-5 по два для каждого этапа. Их целью
было определение реальных температур компонентов
137
История развития отечественного ракетостроения
Техническая позиция ракеты Р-5
в топливных баках ракеты, проверка функционирова-
ния системы управления и автоматики двигателя ра-
кеты, отработка циклограммы запуска двигательной
установки и фиксация ее реальных технических ха-
рактеристик. Стендовые испытания подтвердили пра-
вильность впервые принятого технического решения:
сделать оба топливных бака ракеты несущими. Опыт
эксплуатации ракет Р-1 и Р-2, а также расчеты и экспе-
рименты показали, что испарение жидкого кислорода
во время нахождения ракеты на стартовом устройстве
и на участке выведения не столь значительно, как пред-
ставлялось ранее, и что при соответствующей подпитке
кислородного бака на старте можно обойтись без те-
плоизоляции. В дальнейшем такой подход стал обыч-
ным для всех конструкций ракет, использующих жидкий
кислород в качестве одного из компонентов топлива.
Первый этап летных испытаний ракеты Р-5 прошел
в марте-мае 1953 г. Всего было восемь пусков ракет:
два пуска на дальность 270 км 15 и 18 марта 1953 г.,
пять - на максимальную дальность 1200 км и один -
на 550 км. Первый успешный пуск на максимальную
дальность провели 19 апреля 1953 г.
Пуски на дальность 270 км были удачными. При
двух пусках ракет на дальность полета 1200 км обна-
ружились недоработки. Нормальный полет ракеты
продолжался до 64,5 с, до наибольшей степени стати-
ческой неустойчивости, после чего полет ракеты пре-
кращался из-за потери управляемости. При последнем
пуске на 550 км условия испытаний для проверки
устойчивости полета были более жесткими, т.к. ракету
оснастили четырьмя подвесными головными частями,
которые увеличивали величину дестабилизирующего
аэродинамического момента. Пуск прошел нормаль-
но. Хотя в целом результаты первого этапа летных ис-
пытаний ракеты Р-5 были оценены положительно (из
восьми ракет шесть достигли цели), стало ясно, что
меры для устранения неустойчивости движения явля-
ются недостаточными.
При подготовке ко второму этапу летных испыта-
ний Р-5 в конструкцию ракеты и систему управления
был внесен ряд изменений. Для определения реакции
упругой конструкции ракеты на ветровое динамиче-
ское нагружение при стоянке ракеты в вертикальном
положении в ЦАГИ (ААДородницын) провели специ-
Стартовая позиция ракеты Р-5
138
Глава 4
альные экспериментально-исследовательские работы
на модели 1:10, исследования в области вибрацион-
ного и акустического нагружений отдельных частей
конструкции и агрегатов ракеты Р-5, решили вопросы
обеспечения прочности конструкции. Конструкторы
ОКБ-1, технологи и конструкторы завода, матери-
аловеды решили целый ряд принципиально новых
сложных задач. Наземное оборудование создавалось
кооперацией предприятий под руководством ГСКБ
«Спецмаш».
Несущий бак окислителя (жидкого кислорода) ра-
кеты Р-5 как силовая конструкция подвергался низким
температурным воздействиям, его боковая поверх-
ность представляла собой внешний обвод корпуса
ракеты, поэтому теплоизоляция наносилась только на
днище бака окислителя. Для предохранения от возрас-
тания внутреннего давления во время интенсивного
испарения кислорода при больших тепловых потоках
снаружи установили второй (дублирующий) предохра-
нительный клапан на верхнем днище бака кислорода с
выходом патрубка наружу (на внешний обвод ракеты в
зоне межбакового пространства).
При разработке конструкции ракеты Р-5 предус-
мотрели установку на обводе ее корпуса (примерно
в середине, т.е. на баке окислителя) по всем четырем
плоскостям стабилизации направляющих устройств
узла стыковки подвесных ГЧ, а на нижнем торцевом
шпангоуте бака по всем плоскостям стабилизации
смонтировали силовые узлы для цилиндров-толка-
телей отделения подвесных ГЧ. На внешнем обводе
корпуса несущего бака горючего впервые были уста-
новлены силовые устройства для крепления антенн
радиосистемы управления полетом ракеты.
Баки ракеты представляли собой тонкостенные не-
сущие конструкции, соединяемые сваркой, для изго-
товления которых использовали алюминиевый сплав
АМгЗ, апробированный уже на ракетах Р-1 и Р-2, но
впоследствии замененный на новый, более прочный
алюминиевый сплав АМг5. Особое внимание обраща-
лось на качество сварных швов баков: ручная (ацети-
лено-кислородная) сварка была заменена аргонно-ду-
говой, при этом продольные швы обечаек и приварка
днищ выполнялись автоматами, а приварка штуцеров,
фланцев - вручную, но аргонной сваркой. Это резко
повысило качество сварных соединений и улучшило
их антикоррозионные свойства, что обеспечило проч-
ность и герметичность баков не только как основных
емкостей для компонентов ракетных топлив, но и как
основных несущих элементов силовой схемы кон-
струкции ракеты.
Разработали и принципиально новый сварной бак
для перекиси водорода, который первоначально имел
правильную торовую конфигурацию. Требовалось уве-
личить его объем, сохранив при этом технологическую
оснастку, уже изготовленный задел полуторов и проч-
ность основного сварного шва. Было принято ориги-
нальное конструкторское решение: к нижнему полу-
тору приварили дополнительную емкость, соединили
ее с основной через отверстия небольшого диаметра,
не ослабляющие прочности полутора. Эта дополни-
тельная емкость получила название «Вымя». Для еще
большего увеличения объема бака на верхнем полуго-
ре приварили еще одно «вымя». Такое конструктивное
решение оказалось очень перспективным и положило
начало применению «вымени» как заборного устрой-
ства на торовых и кольцевых баках всех последующих
ракет, обеспечивающего минимальный незабор ком-
понентов. Парогаз, образующийся при разложении
перекиси водорода, использовался для работы ТНА
двигателя ракеты.
Принципиально новым конструкторским решени-
ем стало использование каркасной «юбки» с люками,
входящей в конструкцию нижнего днища бака горюче-
го, в качестве приборного отсека. Смелым решением
был отказ от стальной конструкции хвостового отсека
в пользу алюминиевой панели из сплава Д16Т, что
упростило технологический процесс сборки. Внутри
корпуса ХО на жесткой раме монтировался двигатель
РД-103, который крепился к шпангоуту задней «юбки»
нижнего бака.
Много нового было внедрено в конструкцию узлов
арматуры пневмогидросхемы, трубопроводов, руле-
вых машин и других агрегатов и приборов. Впервые в
конструкции ЖРД был применен стальной высотный
насадок для увеличения удельного импульса тяги ДУ с
нарастанием высоты, имевший вид усеченного конуса,
внутренняя поверхность которого была выложена гра-
фитовыми плитками (футеровка). Между стальным
листом и графитовыми плитками проложили тонкий
асбестовый картон для обеспечения теплоизоляции.
В насадке сделали четыре симметрично расположен-
ных выреза (проточки) под газоструйные графитовые
рули с накладками, закрепленными на рулях. Крепил-
ся насадок над срезом сопла двигателя к внутреннему
торцевому шпангоуту корпуса хвостового отсека. Этот
шпангоут соединялся с наружным торцевым шпангоу-
том с помощью силового набора из спецподкосов.
Корпус ХО заканчивался четырьмя силовыми крон-
штейнами, являющимися опорами ракеты на пусковом
столе. В кронштейнах были смонтированы четыре вала
рулевого агрегата, на которых крепились четыре газо-
струйных и четыре воздушных руля. На ракетах Р-1 и
Р-2 газоструйные и воздушные рули были такими же,
как и у ракеты А-4. Они имели относительно большое
лобовое сопротивление, поэтому значительная часть
тяги двигателя расходовалась не на разгон ракеты, а на
управление ею. В лаборатории газоструйных рулей (на-
чальник лаборатории - С.Ф.Фонарев, его заместитель
- И.С.Прудников) совместно со специалистами по аэ-
рогазодинамике (руководитель - В.Ф.Рощин) провели
139
История развития отечественного ракетостроения
Текст резолюции С.П.Королева КДБушуеву и С.С.Лаврову от 3 сентября 1955 г. на докладной
записке «О расчетных материалах для настройки интегратора изделия 8К51 для пристрелочных
летных испытаний» гласит: «Очень хочу, чтобы вы работали лучше, а главное - строже
и с большой ответственностью относились лично к себе, особенно т. Лавров. Записку - в дело».
сутствие стабилизаторов) дала
значительный выигрыш в массе
по сравнению с конструктив-
ной схемой ракеты Р-2, а вве-
денный высотный насадок не
только увеличил тягу ДУ с на-
растанием высоты, но и упро-
стил задачу надежной защиты
нижней части ХО от огненных
струй двигателя. Коренным об-
разом изменили и конструкцию
системы отделения головной
части. Для отделения головной
части был введен пневматиче-
ский толкатель. Для улучше-
ния тактических характеристик
ракеты была предусмотрена
автоматическая подпитка бака
окислителя кислородом, что
существенно увеличило время
нахождения ракеты Р-5 в за-
правленном состоянии при не-
сении боевого дежурства.
Второй этап летных испы-
таний ракеты Р-5 проходил в
октябре-декабре 1953 г. Все
семь пусков проводились на
дальность 1185 км. Один из них
был неудачным из-за повреж-
дения в бортовой кабельной
сети, что вызвало выдачу пре-
ждевременной команды на вы-
ключение двигателя и, как след-
ствие, недолет ракеты. По двум
этапам испытаний не удалось
полностью решить все задачи
экспериментальной отработки
ракеты: не до конца была про-
теоретические и экспериментальные исследования.
В результате для ракеты Р-5 были созданы газоструй-
ные рули стреловидной формы с меньшим (пример-
но на 30 %) лобовым сопротивлением и большим
(в 1,6 раза) аэродинамическим качеством, что снизило
массу органов управления в целом и существенно уве-
личило дальность полета.
В конструкции ХО предусматривалась защита
экраном агрегатов и блоков, установленных в нем,
от температурных воздействий со стороны двигателя.
Принятая для ракеты Р-5 принципиально новая кон-
струкция ХО (применение алюминиевых сплавов и от-
верена надежность ракеты, ее
систем и агрегатов; не в долж-
ной мере оценена особенность
ее эксплуатации с подвесными
ГЧ и не был проверен весь ком-
плекс наземного оборудования. В1954 г. в филиале 2
НИИ-88 под Загорском отрабатывалась возможность
применения нового принципа вертикализации ракеты
Р-5 - по площадкам, которые располагались не на
гироплате, а на нижнем торце хвостового отсека. Для
этого проводились замеры деформаций продольной
оси ракеты под влиянием заправки компонентами то-
плива и солнечной радиации.
Третий этап летных испытаний ракеты Р-5 проходил
с августа 1954 г. по февраль 1955 г. Всего было девят-
надцать пусков: пять пристрелочных, десять зачетных,
кроме того, к ним еще добавили четыре пристре-
140
Глава 4
лочных из-за неудач с отработкой радиоуправления
дальностью. В ряде пусков наблюдалось ослабление
радиосигнала из-за влияния струи двигателя. Чтобы
добиться нужных результатов, потребовалась передис-
локация наземных пунктов радиоуправления полетом
ракеты Р-5, что вызвало длительный перерыв в ее ис-
пытаниях.
С.П.Королев очень ответственно относился к под-
готовке документации, особенно на этапе летных ис-
пытаний, и требовал такого же отношения от своих
подчиненных. В качестве примера ниже приводит-
ся резолюция С.П.Королева на докладной записке
К.Д.Бушуева.
Для обеспечения проведения ЛКИ ракеты Р-5 в
заданные сроки, а также в связи с невозможностью
создания штатного комплекса наземного оборудова-
ния ГСКБ «Спецмаш» в короткие сроки было принято
решение доработать некоторые агрегаты из унифици-
рованного комплекса ракет Р-1 и Р-2, провести испы-
тания ракеты Р-5 с этими агрегатами, а затем создать
штатный комплекс. По рекомендации отдела 7 ОКБ-1
у лафета удлинили стрелу, установили новые опоры и
доработали ходовую часть; были доработаны пуско-
вой стол, грунтовая тележка, машина для стыковки ГЧ,
железнодорожный вагон и другие агрегаты. Дорабо-
танный комплекс наземного оборудования обеспечил
отладочные испытания с макетом ракеты и успешные
ЛКИ ракеты Р-5 при технологии работ, аналогичной
работам с ракетой Р-2.
Во время ЛКИ были также проверены и отдельные
агрегаты наземного оборудования из нового комплек-
са для ракеты Р-5М (пусковой стол, агрегат подпитки
кислородом на старте, подогреватели воздуха, ком-
прессоры и др.). Подготовкой ракет Р-5 к пуску руково-
дили Б.Е.Черток, Э.Б.Бродский, АГ.Меликова (на тех-
нической позиции) и Л.А.Воскресенский, Е.В.Шабаров,
П.С.Авдеев, В.М.Пескарев, А.М.Ронин, БАДорофеев
(на стартовой позиции).
Если создание баллистиче-
ских ракет первого поколения
(ракеты Р-1 и Р-2) положило
начало отечественному ракето-
строению и разработкам тех-
нологии и производства БРДД,
то ракета Р-5 стала качественно
новым этапом в проектирова-
нии баллистических ракет. При
увеличении стартовой массы
ракеты Р-5 на 37 % по сравне-
нию с Р-2 дальность стрельбы
возросла в два раза при прак-
тически равных массах ГЧ.
Это обеспечивалось главным
образом увеличением удель-
ного импульса тяги двигателя
и существенным (на 25 %) уменьшением относитель-
ной конечной массы конструкции ракеты (без ГЧ), что
интегрально во многом характеризует техническое со-
вершенство ракеты вообще.
23 октября 1953 г. С.П.Королева и В.П.Глушко из-
брали членами-корреспондентами АН СССР. Для
С.П.Королева, пока известного очень узкому кругу
ученого сообщества, это была победа, означавшая, что
в него верят. Выборы 1953 г. в Академию наук СССР
положили начало формированию мощной коалиции
ученых, работавших в военно-промышленном ком-
плексе над проблемами ракетной, а впоследствии ра-
кетно-космической техники.
Ракета Р-5М
Ракета Р-5М - первая стратегическая ракета - раз-
рабатывалась на базе ракеты Р-5 в соответствии с по-
становлением от 10 апреля 1954 г. и предназначалась
для доставки атомного заряда на дальность 1200 км.
Работы начались в конце 1953 г. Нужно было разра-
ботать новую, более короткую коническую головную
часть, которая обеспечила бы требуемое для автомати-
ки уменьшение скорости встречи ГЧ с землей в 2 раза,
что приводило к уменьшению общей длины ракеты и
изменению аэродинамических характеристик. Чтобы
использовать опыт отработки системы управления
ракеты Р-5, необходимо было для ракеты Р-5М иметь
близкие к ракете Р-5 характеристики устойчивости и
управляемости, что удалось достичь путем увеличения
площади пилонов под воздушные рули.
Изменение аэродинамической схемы потребовало
большого объема экспериментальных работ по опре-
делению аэродинамических характеристик ракеты
Р-5М. Наличие ядерного заряда вызвало необходи-
мость повышения надежности ее системы управления
С.П.Королев, И.В.Курчатов, М.В.Келдыш, В.П.Мишин. 1959 г.
141
История развития отечественного ракетостроения
для того, чтобы ошибка или повреждение в одной
цепи СУ не приводили к отказу ракеты в целом. Пред-
лагалось использовать новую (блочную) компоновку
приборов, что существенно уменьшало количество
кабелей и разъемов на борту ракеты. Замена питания
ряда элементов системы управления от бортовых ис-
точников на питание от наземных источников при под-
готовке пуска позволила сократить число критичных
элементов на борту и повысить надежность оставших-
ся. Требовалось также существенно упростить процесс
подготовки ракеты к пуску. Установленный очень жест-
кий срок заводской отработки ракеты Р-5М в течение
1954 г. в основном был выдержан.
Для работ по первой атомной ГЧ С.П.Королев соз-
дал особо закрытую группу. Формально эта группа, ко-
торую возглавлял В.Ф.Садовый, входила в состав про-
ектного отдела, подчиненного К.Д.Бушуеву. Переписка
с «атомщиками» шла под грифом не ниже чем «сов.
секретно», а иногда и «особой важности». Группа Са-
дового имела специальные, закрытые от посторонних,
рабочие комнаты, свое «особой важности» делопро-
изводство, чтобы документы с атомными секретами
не путешествовали по первым отделам и десяткам ис-
полнителей.
Предстояло разработать технологию совмест-
ных испытаний двух изделий в целом - ракеты и ГЧ
с ядерным зарядом после их стыковки, а также весь
многоступенчатый технологический график работ на
стартовой позиции. Эту работу С.П.Королев поручил
Е.В.Шабарову, заместителю Л.А.Воскресенского.
Несовершенство комплекса наземного оборудова-
ния ракеты Р-5 потребовало существенного его изме-
нения с целью уменьшения трудоемкости подготовки
ракеты Р-5М к пуску, сокращения числа обслуживаю-
щего персонала, устранения неоправданных ручных
операций, доставшихся в наследство от трофейных
образцов наземного оборудования ракеты А-4. Была
предложена новая схема установки ракеты Р-5М на
стартовой позиции в вертикальное положение с помо-
щью установщика и подъемно-транспортной тележки.
Установщик и подъемно-транспортная тележка с уло-
женной на ней ракетой пристыковывались к пусковому
столу, затем с помощью гидропривода производился
подъем стрелы установщика в вертикальное поло-
жение, а тросы полиспастной системы через блоки
стрелы присоединялись к цапфам рамы тележки. На
стыковочной машине подвозилась ГЧ и пристыко-
вывалась к корпусу ракеты. После этого лебедкой и
полиспастной системой установщика производился
подъем тележки с ракетой в вертикальное положение,
и ракета ставилась на пусковой стол. Далее на старто-
вую площадку подавались заправочные агрегаты, их
коммуникации пристыковывались к ракете, и начина-
лась заправка баков компонентами топлива. Заправка
горючим осуществлялась с помощью насосов, а за-
правка окислителем (жидким кислородом) и переки-
сью водорода - путем вытеснения сжатыми газами из
баков заправщиков. Такая технология работ на старте и
новое оборудование позволили значительно сократить
время подготовки к пуску ракеты Р-5М.
Для повышения надежности ракеты Р-5М в целом
все цепи бортовой части СУ и радиокомплекса были
дублированы, автомат стабилизации имел два неза-
висимых канала, рулевой агрегат новой конструкции
имел не четыре, как у всех ранее разработанных ракет,
а шесть рулевых машин (четыре из них работали каждая
отдельно на свой графитовый руль, а две - раздельно
на два воздушных руля, которые были кинематически
связаны), чем достигалась работа по каждому каналу
стабилизации ракеты (тангаж, рыскание, вращение) од-
новременно четырех рулей. Источники бортового пи-
тания СУ также дублировали, а для управления даль-
ностью полета применили трехканальный интегратор.
Приборы СУ для уменьшения воздействия вибропере-
грузок перенесли из хвостового в межбаковый отсек,
а вместо них разместили дополнительные бортовые
батареи и главный распределитель электропитания.
На днище корпуса ракеты кроме двух дополнительных
рулевых машин смонтировали четыре 60-контактных
разрывных штепсельных разъема для цепей систем
управления и измерений, что значительно улучшило
технологию подготовки и пуска ракеты Р-5М, а также
изменили расположение 6-штуцерного соединения
ПГС штуцеров подпитки воздухом и перекисью водо-
рода, контактов подъема и др. Была существенно упро-
щена пневмогидравлическая система ракеты и введена
полностью автоматизированная система запуска дви-
гателя ракеты Р-5М. В связи с изменением головной
части полная длина ракеты составила 20,747 м, размах
пилонов с воздушными рулями - 3,452 м.
В январе-июле 1955 г. проводились два этапа лет-
ных испытаний ракеты Р-5М: этап А-заводские испы-
тания, этап Б - летно-конструкторские. Было запущено
четырнадцать ракет, из них тринадцать достигли цели.
Отдельные недостатки, выявленные при этих испытани-
ях, носили частный характер и были легко устранимы.
Первый успешный пуск ракеты Р-5М провели
21 января 1955 г. В самом начале испытаний пришлось
сделать перерыв в работе, чтобы найти средство для
ликвидации флаттера воздушных рулей с амплитудой
до 20°. Частичное изменение конструкции воздушных
рулей и увеличение жесткости кинематики их привода
исключили это нежелательное явление.
Для практической проверки принятых мер по улуч-
шению надежности бортовой части системы управ-
ления на трех ракетах искусственно перед стартом
вводились наиболее характерные неисправности, охва-
тывающие целую группу возможных повреждений: на
первой отключили преобразователь, питающий один
из автономных каналов автомата стабилизации, на
142
Глава 4
Краткие технические
характеристики
ракеты Р-5М
Максимальная дальность
стрельбы- 1200 км
Вероятное отклонение от цели:
- по дальности - ±1,5 км
-боковое-±1,25 км
Стартовая масса
ракеты-28,61 т
Масса головной части -1,3 т
Масса незаправленной
ракеты-4,39 т
Масса заправляемых
компонентов ракетного
топлива (жидкий кислород,
этиловый спирт, перекись
водорода, газ) - 24,76 т
ТягаДУназемле-43860кгс
Удельный импульс тяги ДУ
на земле -219 кгс с/кг.
второй разорвали цепь потенциометра обратной связи,
связанного с рулевой машиной, на третьей отключили
рулевую машину одного из газоструйных рулей. При
таких искусственно созданных неисправностях борто-
вой части СУ полет всех трех ракет был нормальным, и
все они достигли цели. Подобного рода неисправности
в бортовой части СУ ракеты Р-5 должны были бы при-
вести к аварии.
Новым и эффективным средством отработки ра-
кеты Р-5М являлась многоканальная телеметрическая
система. От службы ТМ-контроля и ее специалистов
требовалась повышенная бдительность, даже если
полет внешне заканчивался вполне благополучно.
В технологии подготовки пуска и анализа итогов пуска
обязательной стала процедура «доклада по пленкам».
Иногда при внимательном просмотре пленок опытные
телеметристы после пуска выявляли недостатки, кото-
рые во время последующих полетов могли привести к
аварийному исходу пуска ракеты.
Дополнительно в состав бортовой СУ ракеты Р-5М
была введена новая система аварийного подрыва раке-
ты. Имелось в виду, что если из-за каких-либо отказов
произойдет значительное отклонение ракеты от про-
граммной траектории или вместо территории против-
Ракета Р-5М на стартовой позиции
ника она может поразить свою, то ее надо уничтожить в
полете с помощью системы АПР или прекратить полет
путем аварийного выключения двигателя. На первом
этапе испытаний ракеты Р-5М на полигоне в январе-
июне 1955 г. одна ракета отклонилась по углу рыскания
более чем на семь разрешенных градусов, и ее полет
был прекращен выключением двигателя по команде
АВД от системы АПР. Заключительный (пристрелоч-
ный) этап ЛКИ ракет Р-5М проходил в августе-ноябре
1955 г. Было проведено десять пусков, из них пять -
на дальность 1165, три - на 1083 и два - на 1189,8 км
(в зависимости от массы ракет). На этих испытаниях
радиосистема управления дальностью полета рассма-
тривалась как временное решение, т.к. в дальнейшем
предполагалось укомплектовать бортовую часть СУ
автономной системой управления дальностью полета.
143
История развития отечественного ракетостроения
Н.Д.Яковлев (заместитель министра Вооруженных Сил СССР, маршал артиллерии), С.П.Королев, С.И.Ветошкин
(начальник Главного управления Министерства вооружения), П.Н.Пашков (начальник отдела Госплана СССР),
А.Ф.Тверецкий (командир бригады особого назначения), ЛАВоскресенский, В.И.Кузнецов. Полигон Капустин Яр
Из десяти пусков восемь прошли успешно. Результаты
пристрелочных пусков 1955 г. послужили основанием
для подготовки в 1956 г. испытаний ракеты Р-5М по
полной программе.
К зачетным испытаниям, которые проходили с
11 января по 6 февраля 1956 г., были представлены
пять ракет, головные части четырех из них имели дей-
ствующие макеты атомного заряда, в которых было
Запуск двигателя ракеты Р-5М
все, что нужно для атомного взрыва, кроме продуктов
атомного распада, вызывающих цепную реакцию. Про-
верялись стыковка ГЧ с бортовыми системами ракеты,
технология подготовки и надежность работы в полете
всей автоматики. Четыре пуска прошли нормально.
Это дало основание провести последний, пятый,
пуск с головной частью, имеющей реальный атомный
заряд. Пуск состоялся 2 февраля 1956 г. Всех, кроме
боевого расчета, со старта убра-
ли. Пуск проводился полностью
военным расчетом и прошел без
замечаний. Ракета Р-5М впервые
в мире пронесла через космос
головную часть с атомным за-
рядом. Пролетев положенные
1200 км, головная часть без раз-
рушения дошла до земли в за-
данном районе. Сработал удар-
ный взрыватель, и наземный
ядерный взрыв открыл в истории
человечества ракетно-ядерную
эру. Позднее на одном из «уз-
ких» сборов С.П. Королев сооб-
щил «под большим секретом»,
что мощность взрыва составила
более 80 кт, что в 4 раза превы-
сило мощность взрыва в Хироси-
ме. Никаких публикаций по пово-
144
Глава 4
ду этого исторического события не последовало. США
в то время не имели средств обнаружения ракетных
пусков, поэтому факт атомного взрыва был отмечен
ими как очередное наземное испытание атомного ору-
жия. По результатам испытаний 21 июня 1956 г. ракета
Р-5М была принята на вооружение Советской Армии с
войсковым индексом 8К51.
В1959 г. два полка, расположенные в г. Симферополь
и г. Гвардейск, вооруженные ракетами Р-5М, первыми
среди ракетных частей заступили на боевое дежурство.
Для ракеты и наземного оборудования были введены три
степени готовности, которые различались по состоянию
готовности к пуску ракеты, технического и стартового
комплексов и времени подготовки ракеты к пуску.
Ракета Р-5М стала первой отечественной стратеги-
ческой ракетой-носителем атомного заряда и положи-
ла начало созданию ракетно-ядерного щита Родины.
Для хранения атомных ГЧ и подготовки их к боевому
применению создали новые войсковые части - ре-
монтно-технические базы, имевшие свое командова-
ние, личный состав и технику, не связанные со стро-
евыми ракетными частями, но работающие в тесном
взаимодействии с ними.
Ракета Р-5 А перед пуском
Геофизические ракеты Р-5А, Р-5Б, Р-5В
На базе ракеты Р-5 были созданы геофизические
ракеты Р-5А, Р-5Б и Р-5В, выполнявшие по несколько
научных программ каждая. Ракеты Р-5А и Р-5Б в ос-
новном применялись для обеспечения перспективных
разработок ОКБ-1, одна из которых имела прямое от-
ношение к программе запуска космического аппарата
к Луне. Необходимы были, в частности, определенные
средства, позволяющие зафиксировать местоположе-
ние аппарата в момент приближения к Луне, для чего
предложили использовать т.н. «натриевую комету».
Существо экспериментов заключалось в том, чтобы на
соответствующей высоте образовать натриевое облако
с помощью реакции разложения натрия и вести наблю-
дение за ним, используя астрономические средства.
Такой эксперимент, проведенный 19 сентября 1958 г.,
и позволил сделать вывод о целесообразности исполь-
зования «натриевой кометы» при пуске космического
аппарата к Луне.
Большое значение для работ по космической про-
грамме имели эксперименты по отработке инфра-
красной вертикали - аппаратуре для автоматической
ориентации КА в пространстве на основе регистрации
инфракрасного излучения Земли и атмосферы. Экс-
перименты с инфракрасной вертикалью проводились
в августе 1958 г. Подобные исследования ранее не
проводились, поэтому полученные при экспериментах
результаты были уникальными, а их обработка позво-
лила сделать заключение, что инфракрасная вертикаль
вполне пригодна для использования в системе ориен-
тации космического аппарата.
При пуске ракеты Р-5А 21 февраля 1958 г. был
установлен мировой рекорд для одноступенчатой ра-
кеты - впервые достигнута высота 473 км с полезным
грузом массой 1,52 т и спасен объект массой 1,35 т.
Начальная масса ракеты составляла 29,314 т, а макси-
мальная скорость - 2636 м/с.
27 июля 1963 г. С.П.Королев согласовал ТЗ на
разработку новой серии академических ракет Р-5В,
предназначенных главным образом для проведе-
ния научных исследований по программе высотной
астрофизической обсерватории. Чтобы обеспечить
Спасенная головная часть ракеты Р-5А на месте падения
145
История развития отечественного ракетостроения
Ракета Р-5В. Установка на пусковой стоп. Запуски этой ракеты,в т.ч. по программе «Вертикаль», проводились до 1975 г.
нормальное функционирование аппаратуры ВАС и
выполнение научных задач по изучению Солнца и га-
лактических объектов, необходимы были пуск ракеты
по траектории, близкой к вертикальной, и стабилиза-
ция ракеты на пассивном участке. Ракеты Р-5В запу-
скались в 1964-1975 гг. При запусках исследовались
аэродинамика и теплообмен на модели, соответствую-
щей по геометрической форме спускаемому аппарату,
имеющему форму «фара» (в последующие годы полу-
ченные данные использовали при создании СА кора-
блей модификации 7К), а также велись исследования
по программе «Вертикаль». Всего выполнили десять
пусков, из которых два были аварийными.
На ракетах Р-5А и Р-5Б помимо геофизических
проводились также и биологические исследова-
ния. Исследования показали, что полет не вызывает
резких расстройств в физиологических функциях
животных, заметных изменений в их поведении и в
состоянии здоровья, а выбранная конструкция герме-
тичной кабины и ее оборудование обеспечивают не-
обходимые условия для жизни животных при полете
до высот 212-450 км. В период действия невесомо-
сти на участке падения полезной нагрузки на Землю
регистрируемые физиологические параметры удер-
живались в допустимых пределах и возвращались к
исходному уровню на пятой-шестой минуте. Выбран-
ная система спасения носовой части на парашюте
обеспечивала сохранение жизни животных при при-
землении.
Проведенные на геофизических ракетах медико-
биологические исследования показали принципиаль-
ную возможность полета в космос и возвращения на
Землю живых существ без заметного изменения со-
стояния здоровья, что позволило приступить к следу-
ющим этапам медико-биологических исследований,
связанным с пребыванием в космосе животных и че-
ловека на борту искусственных спутников Земли.
Ракета Р-5Р
Ракета Р-5Р была разработана на основании поста-
новления от 20 мая 1954 г. на базе ракеты Р-5 с целью
проверки в летных условиях возможности радиолока-
ционного слежения за баллистической ракетой даль-
него действия при импульсной работе радиолокатора
в сантиметровом диапазоне и, кроме того, для опре-
деления влияния газовой струи двигателя на качество
радиолинии локатора сантиметрового диапазона и
эффективности действия антиионизаторов, вводимых
в газовую струю двигателя для уменьшения затухания
радиосигнала в струе работающего двигателя, а также
146
Глава 4
для проверки в условиях летных испытаний правиль-
ности принципа построения перспективного радиопе-
ленгатора, разрабатываемого для ракеты Р-7.
Для проведения экспериментов были подготовле-
ны четыре ракеты Р-5Р, но использованы только три в
связи с завершением программы экспериментов. Ис-
пытаниями радиотехнических систем руководил веду-
щий специалист НИИ-885 Б.М.Коноплев.
Ракета М5РД
Ракета М5РД была разработана согласно постанов-
лению от 20 мая 1954 г. в интересах создания первой
межконтинентальной ракеты Р-7. За основу компо-
новки ракеты Р-7 приняли пакетную схему. При про-
ектировании выявилась необходимость регулирования
процесса опорожнения топливных баков. Значитель-
ное увеличение дальности полета с заданной точно-
стью стрельбы потребовало точного и непрерывного
управления вектором скорости ракеты. Это побудило
разработчиков к созданию систем нормальной и боко-
вой стабилизации центра масс ракеты, системы регу-
лирования кажущейся скорости, системы опорожнения
баков, а также разработки регуляторов расхода и соот-
ношения компонентов топлива ЖРД. Естественно, что
все эти новшества следовало апробировать в летных
условиях, для чего решили использовать экспери-
ментальную ракету М5РД, созданную на базе ракеты
Р-5М. Ведущим конструктором по ракете М5РД был
назначен М.С.Хомяков.
ЛКИ ракеты М5РД проходили в июле-сентябре
1956 г. Из десяти пусков все оказались удачными, был
получен большой экспериментальный материал для
проектирования систем управления перспективных
ракет. Проверялись приборы нормальной и боковой
стабилизации центра масс ракеты на полетной траек-
тории (четыре прибора), системы измерения колеба-
ний жидкости в топливных баках и одновременного
(синхронного) опорожнения баков, регулирования
кажущейся скорости ракеты с датчиками системы РКС.
Были проверены в полете гироскопические интегриру-
ющие приборы как элементы системы стабилизации,
эффективность системы успокоения колебаний ком-
понентов топлив в баках ракеты, проведена экспери-
ментальная отработка в летных условиях комплекса
радиотехнических и оптических средств траекторных
измерений при полете ракеты, новой телеметриче-
ской системы «Трал» ОКБ МЭИ (А.Ф.Богомолов) и
дополнительной РТС-5 для регистрации вибрации от-
дельных элементов ракеты, системы единого времени
и системы связи «борт ракеты - Земля», испытаны
также головные части с покрытием теплоизоляцион-
ной обмазкой на основе карбида кремния - ТО-2 (на
трех ракетах) и с покрытием из асботекстолита (на двух
ракетах). Работы выполнялись в интересах создания
СУ для ракеты Р-7, их результаты использованы также
для проектирования СУ ракеты Р-9 и других.
При отдельных пусках ракет проведены исследова-
ния динамики движения ГЧ в летных условиях, что было
необходимо для уточнения и подтверждения расчетных
методов. Были осуществлены, в частности, измерения
давлений на внешней поверхности ГЧ с помощью спе-
циально разработанной системы дренажа и прямые
измерения углов атаки с использованием датчика флю-
герного типа, созданного в ОКБ-1 для этих целей.
Первый ракетный комплекс
с межконтинентальной
баллистической ракетой Р-7.
МБРР-7А
Двухступенчатая межконтинентальная балли-
стическая ракета Р-7 несла ядерный боевой заряд и
могла его доставить в любую точку территории ве-
роятного противника. Предварительные изыскания
по созданию такой ракеты начались в 1950 г. при
выполнении работ по теме НЗ «Исследование пер-
спектив создания РДД различных типов с дально-
стью полета 5000-10000 км с массой боевой части
1-10 т». Тема выполнялась по постановлению от
4 декабря 1950 г. К работе привлекались ОКБ-456
(В.П.Глушко), НИИ-885 (М.С.Рязанский, Н.А.Пилю-
гин), НИИ-3 (В.К. Шебанин) и НИИ-4 (А.И.Соколов),
ЦИАМ (Г.П.Свищев), ЦАГИ (ААДородницын,
В.В. Струминский), НИИ-6 (ВАСухих), ГСКБ «Спец-
маш» (В.П.Бармин), НИИ-125 (Б.П.Жуков), НИИ-137
(В.А.Костров), НИИ-504 (С.И.Карпов), НИИ-10
(В.И. Кузнецов) и НИИ-49 (А.И.Чарин), Математиче-
ский институт им. АНСтеклова (М.В.Келдыш) и др.
При выполнении темы был исследован широкий круг
проблемных в то время вопросов и намечены пути их
решения, доказана принципиальная возможность соз-
дания составных баллистических ракет, работающих на
компонентах топлива жидкий кислород - керосин, с
полезной нагрузкой 3-5 т. Было установлено, что ос-
новные трудности встретятся при создании двигателей
тягой 200-300 тс с удельным импульсом тяги в пустоте
325 кгс с/кг, автономных и радиотехнических средств
управления полетом, конструкции и теплоизоляции ГЧ,
входящей в атмосферу при скорости 6000-7000 м/с и
т.д. Был проведен детальный выбор схемы ракеты, ее
оптимальных параметров, числа ступеней, начальной
массы, тяги двигателей и других характеристик.
Продолжением темы НЗ явилась тема Т-1 «Тео-
ретические и экспериментальные исследования по
созданию двухступенчатой баллистической ракеты с
дальностью полета 7000-8000 км». Работы проводи-
лись согласно постановлению от 13 февраля 1953 г.,
147
История развития отечественного ракетостроения
КДБушуев (1914-1978 гг.). Герой
Социалистического Труда. Член-
корреспондент АН СССР. С 1954
по 1957 г. - заместитель главно-
го конструктора ОКБ-1, директор
проекта, главный конструктор
ЦКБЭМ/НПО «Энергия». Лауреат
Ленинской и Г)сударственных пре-
мий СССР.
М.В.Мельников (1919—1996 гг).
Герой Социалистического Тру-
да. Д.т.н., профессор. В 1986-
1993 гг. - главный научный со-
трудник - научный руководитель;
главный научный сотрудник; на-
учный консультант Головного КБ
НПО «Энергия». Лауреат Ленин-
ской премии.
для выполнения которых в ОКБ-1 создается ряд
новых подразделений. Цель темы Т-1 - разра-
ботка эскизного проекта двухступенчатой балли-
стической ракеты дальнего действия массой до
170 т с отделяющейся ГЧ массой 3 т на дальность
8000 км. Основными исполнителями темы НЗ и Т-1
в ОКБ-1 были Р.Ф.Аппазов, К.Д. Бушуев, Г.С.Ветров,
В.Ф.Гладкий, П.И.Ермолаев, П.А. Ершов, Я.П.Коляко,
С.С.Крюков, А.Ф.Кулябин, С.С.Лавров, В.П. Мишин,
И.С.Прудников, В.Ф.Рощин, Е.Ф.Рязанов, И.Н. Садов-
ский, Б.Е.Черток, П.Ф.Шульгин и др.
Ракета Р-7, первый этап
Краткие технические
характеристики ракеты Р-7
Максимальная
дальность стрельбы
(без учета вращения
Земли) - 8000 км
Максимальное отклонение
от цели (по ПТ):
- по дальности -±10км
- боковое - ±10 км
Начальная масса ракеты - 280 т
Масса головной
части -5,3-5,5 т
Масса незаправленной
ракеты-27 т
Масса заправляемых
компонентов ракетного топлива
(жидкий кислород, керосин,
перекись водорода, газ) - 253 т
Скорость в момент
выключения ДУ:
- первой ступени -2170 м/с
- второй ступени - 6385 м/с
Время полета ГЧ до
цели-31 мин
Тяга ДУ на земле (первой и
второй ступеней) -403,4 тс
Удельный импульс тяги ДУ
на земле - 250 кгс с/кг
В октябре 1953 г. по указанию заместителя Пред-
седателя Совета Министров СССР ВАМалышева из-
меняется проектное задание: масса боевого заряда
увеличивается до 3 т (общая масса ГЧ ракеты - до
5,5 т) при сохранении дальности полета, в связи с чем
требовалась серьезная переработка проекта, т.к. с ГЧ
такой массы спроектированная ракета могла обеспе-
чить дальность полета только 5500 км.
В январе 1954 г. состоялось совещание главных
конструкторов С.П.Королева, В.П.Бармина, В.П. Глуш-
ко, Б.М. Коноплева, В.И.Кузнецова, НАПилюгина с
участием М.И. Борисенко; К.Д.Бушуева,
С.С. Крюкова и В.П.Мишина, на котором
обсуждался вопрос о дальнейших работах
по ракете в связи с увеличением массы ГЧ.
На совещании было принято решение об
использовании унифицированного дви-
гателя сравнительно небольших размеров
для всех блоков, ограничении габаритов
блоков, допускающих их транспортирова-
ние железнодорожным транспортом. Из-за
условий эксплуатации пришлось отказаться
от привычного стартового стола и создать
системы наземного оборудования с нетра-
диционным способом подвески ракеты на
специальных отбрасываемых фермах, что
позволило не нагружать нижнюю часть ра-
кеты при стоянке и уменьшить ее массу.
Для обеспечения заданной точности
стрельбы разброс импульса последействия
тяги двигателей должен быть в строго фик-
сированном диапазоне, однако на стадии
эскизного проектирования ОКБ-456 не су-
мело решить этот вопрос. Тогда было реше-
но в качестве управляющих органов впер-
вые использовать рулевые камеры, которые
обеспечивали бы конечную ступень тяги по-
сле выключения основного маршевого дви-
гателя и требуемый импульс последействия.
Вследствие отказа В.П.Глушко разрабаты-
вать рулевые двигатели С.П.Королев пору-
чил эту работу отделу 12 (М.В.Мельников).
Рулевые двигатели с узлами качания, со-
148
Глава 4
вмещенными с магистралями подвода компонентов
топлива, отбираемых за турбонасосным агрегатом ос-
новного двигателя, имели тягу 2,5 тс. На каждом боко-
вом блоке устанавливались по два рулевых двигателя,
а на центральном блоке - четыре.
Создание рулевого двигателя потребовало реше-
ния многих научно-технических проблем и новых кон-
струкций, нашедших применение и дальнейшее разви-
тие в последующих разработках. К их числу относятся
камера сгорания, работающая на топливе жидкий кис-
лород и керосин Т-1, охлаждаемая керосином и имею-
щая высокие для того времени энергетические и мас-
совые характеристики; герметичные поворотные узлы,
совмещенные с магистралями подвода компонентов
топлива, обеспечивающие качание камеры сгорания на
угол ±45° с малыми моментами трения; пироклапан,
работающий в жидком кислороде, позволивший суще-
ственно уменьшить импульс тяги последействия; пи-
розажигательное устройство для жидкого топлива при
запуске камеры сгорания. Впервые созданы методики
определения моментов трения, дисбаланса, инерции и
асимметрии тяги в процессе огневого испытания дви-
гателя и комплексной отработки (испытания) полно-
стью собранного двигателя, сократившая количество
материальной части для отработки.
Большой творческий вклад в создание рулево-
го двигателя внесли М.В.Мельников, И.И.Райков,
БАСоколов, Г.Г.Головинцева, П.Ф.Шульгин, П.А. Ер-
шов, В.П.Григорьев, С.В.Романов, ФАКирьянов,
Г.В. Костылев, АС.Шелемин, М.М.Викторов, В.Г. Борз-
дыко, Ю.К.Семенов, С.Г.Ударов, ААл.Морозов.
В феврале 1954 г. были согласованы основные эта-
пы отработки ракеты, и 20 мая 1954 г. принято поста-
новление по разработке двухступенчатой баллистиче-
ской ракеты Р-7 (8К71). Постановлением определены:
головной разработчик - ОКБ-1 НИИ-88, соисполните-
ли — ОКБ-456 (двигатели), НИИ-885 (система управ-
ления), ГСКБ «Спецмаш» (наземное оборудование),
НИИ-10 (гироприборы), КБ-11 (специальный заряд) и
НИИ-4 МО (полигонные испытания).
Постановлением от 28 июня 1954 г. «О плане НИР
по специальным изделиям» уточнены содержание, по-
рядок и сроки работ по межконтинентальной балли-
стической ракете Р-7. В приказе министра оборонной
промышленности от 6 июля 1954 г. особо подчерки-
валось, что создание ракеты Р-7 является задачей го-
сударственной важности и все работы должны завер-
шиться в указанные сроки.
Эскизный проект по ракетному комплексу Р-7 был
готов в июле 1954 г. Такие стремительные темпы во
многом обеспечивались за счет использования задела
по теме Т-1.
Конструкция ракеты Р-7 принципиально отлича-
лась от всех ранее разработанных ракет своей компо-
новочной и силовой схемами, габаритами и массой,
мощностью двигательных установок, количеством и
назначением систем и т.п. Она состояла из четырех
одинаковых боковых ракетных блоков, которые крепи-
лись к центральному блоку. По внутренней компоновке
как боковые, так и центральный блоки были аналогич-
ны одноступенчатым ракетам с передним расположе-
нием бака окислителя. Топливные баки всех блоков
являлись несущими. Двигатели всех пяти блоков на-
чинали работать с земли. При разделении ступеней
боковые двигатели выключались, а центральная часть
продолжала полет. На каждом блоке устанавливался
унифицированный четырехкамерный ЖРД с тягой
80-90 тс. Аппаратура автономного управления была
очень громоздкой и размещалась в основном в меж-
баковом отсеке центрального блока в больших (высо-
той около 1 м) стойках - кассетах. Система управления
включала автоматы стабилизации, обеспечивающий
нормальную и боковую стабилизацию, регулирова-
ния кажущейся скорости и радиосистему управления
дальностью и направлением. При «пакетной» схеме,
принятой для ракеты Р-7, нельзя было обойтись без
регулирования тяги двигательных установок. На пер-
вых порах решили ограничиться только самыми необ-
ходимыми системами, поэтому на центральном блоке
установили систему регулирования одновременного
опорожнения баков, ибо отсутствие такой системы
приводило к большой потере дальности. Головная
часть ракеты, которая должна входить в плотные слои
атмосферы со скоростью 7900 м/с (что в 2,5 раза
больше скорости ГЧ ракеты Р-5), представляла собой
конус с углом полураствора 11°, длиной 7,27 м и мас-
сой 5500 кг.
В выводах по проекту ракеты Р-7 было отмечено,
что на стадии технического проекта потребуются се-
рьезные экспериментальные работы по ГЧ, исследо-
вания и отработка систем регулирования ДУ, отработка
камер сгорания двигателя с высокими энергетически-
ми характеристиками, отработка аппаратуры системы
управления, отработка органов управления (рулевые
камеры) и систем разделения.
Невозможно назвать всех исполнителей этой ги-
гантской работы, но основными разработчиками, про-
ектантами и исследователями были П.И. Ермолаев,
К.Д. Бушуев, С.С.Крюков, Е.Ф.Рязанов, И.Л. Фирсов,
А.И. Нечаев, Г.С.Ветров, Г.Н.Дегтяренко, ЯЛ.Коляко,
О.Н. Воропаев, С.С.Лавров, Р.ФАппазов, П.Ф.Шульгин,
ПА Ершов, В.М.Удоденко, А.Ф.Кулябин, В.Ф. Рощин,
А.Ф. Тюрикова, В.Ф.Гладкий, О.Д.Жеребин, С.Ф. Пар-
музин, В.М. Протопопов, В.М.Ливенцев, А.Н. Воль-
цифер, ВАУдальцов, М.В.Мельников, И.И.Райков,
Б.А. Соколов.
Для рассмотрения эскизного проекта созда-
ли экспертную комиссию во главе с академиком
М.В.Келдышем, в которую входили видные уче-
ные и представители Заказчика: ААДородницын,
149
История развития отечественного ракетостроения
А.И.Макаревский, Б.Н.Петров, САЛавочкин, А.М. Люль-
ка, ХАРахматулин, Б.С.Стечкин, А.Л.Ваничев, А.Г. Мры-
кин, ГАТюлин, Н.Н.Смирницкий и др.
Экспертная комиссия сделала вывод, что пред-
ставленные материалы обосновывают правиль-
ность выбора принципиальной схемы и основных
параметров ракеты, ее двигательных установок и
системы управления, что эскизные проекты ракеты
Р-7 и ее двигательных установок, системы управ-
ления полетом в комплексе с наземным оборудо-
ванием могут быть положены в основу дальнейших
работ. 20 ноября 1954 г. эскизный проект ракеты
Р-7 (8К71) был одобрен Советом Министров СССР.
В ноябре 1954 г. в ОКБ-1 состоялось совещание с
участием К.Н.Руднева, В.П.Бармина, НА.Пилюгина,
М.С.Рязанского и представителей Заказчика. На со-
вещании было рассмотрено предложение ОКБ-1 по
сборке «пакета» ракеты не вертикально на стартовом
сооружении, как это предусматривалось в проектных
проработках, а горизонтально в монтажном корпусе
и в собранном виде подвешивать ракету в стартовой
системе за силовые узлы на боковых блоках в райо-
не их крепления к центральному блоку. Предложение
встретили неоднозначно: нужно было ломать уже
налаженный механизм организации работ, однако
доводы в пользу предложения оказались настолько
весомыми, что все сомнения отпали сами собой.
20 марта 1956 г. было принято постановление о ме-
роприятиях по обеспечению испытаний ракеты Р-7 и
других мерах, создающих благоприятные условия для
ее разработки. Резко возрос темп работ по отработ-
ке ракеты Р-7, а с ним и нагрузка на исполнителей,
для которых ввели аккордную оплату труда и допол-
нительное премирование. Работа по ракете Р-7 до ее
полного завершения делилась на три этапа:
1.	Доработка проекта по замечаниям экспертной
комиссии, изготовление двух партий ракет для стендо-
вых и одной партии для летных испытаний.
2.	Испытания серии ракет по полной программе,
внесение по их результатам необходимых изменений
и последующая доработка ракет.
3.	Изготовление партии ракет с уточненными ха-
рактеристиками для проведения летных испытаний.
На первом этапе большие трудности вызвала от-
работка рулевого двигателя. Пришлось создать спе-
циальную испытательную станцию, оснащенную не-
обходимой измерительной аппаратурой, на опытном
заводе организовать специальное производство,
разработать и освоить технологию изготовления ру-
левых двигателей и обеспечить их поставку для ав-
тономных испытаний и совместной отработки с дви-
гателем ОКБ-456, а также подготовить комплект для
первого и второго этапов испытаний. При отработке
схемы запуска двигателей, полностью исключавшей
аварийную ситуацию в момент отрыва ракеты от
стартовой системы, много изобретательности про-
явили инженеры проектного отдела Е.Ф.Лебедев и
И.Ф. Рубай ло.
Теоретический чертеж ракеты Р-7 С.П.Королев
утвердил 11 марта 1955 г., а 25 июля 1956 г. были
подписаны материалы уточненного эскизного про-
екта. Разработка конструкторской документации на
ракету Р-7 началась еще в 1953 г. после совещания у
главного конструктора, на котором присутствовал ми-
нистр оборонной промышленности Д.Ф.Устинов. Он
подчеркнул важность и срочность задания и обещал
любую помощь коллективу. Конструкторскую доку-
ментацию разрабатывал отдел 4 (начальник отдела -
Э.И.Корженевский), состоявший из пяти секторов; ра-
боты по головным частям, ввиду особой секретности,
были возложены на специальный отдел 8 (начальник
отдела - П.И.Мелешин, затем - И.С.Прудников).
В разработке документации принимали уча-
стие начальники секторов Е.В.Левашов, А.Д.Гулько,
А.Н.Вольцифер, Б.Е.Гуцков, О.И.Малюгин и конструк-
торы В.А. Калашников, Н.Н. Комкова, П.Ф.Богомолов,
Д.О.Соколов, Н.Н.Ганин, Ю.П. Ильин, Н.И.Кофанов,
В.Ф.Нефедов, В.В.Машков, Г.А. Фадеев, В.М .Арсентьев,
А.С.Кашо, Л.Б.Григорян, М.Г. Воронцов, Л.И.Маненок,
К.В.Кудрявцева, А.К.Богомолова и др.
Кроме рабочей документации на штатную ракету
конструкторы создали документацию на полнораз-
мерные макеты для экспериментальной отработ-
ки всех систем ракеты. В 1956 г. сборочный цех 39
завода, в котором находился первый макетный об-
разец ракеты Р-7 (в составе центрального блока и
пристыкованного к нему одного из боковых блоков),
посетили члены Президиума ЦК КПСС. После это-
го посещения напряжение и темпы работ еще более
усилились.
В1956 г. было изготовлено по два комплекта бло-
ков «А» (центрального) и «Б» (одного из боковых)
для стендовых испытаний и три макетных образца
для наземной отработки. Одновременно изготовили
первый летный образец, заводские контрольные ис-
пытания которого проводились в филиале 2 НИИ-88
(впоследствии НИИ-229) из-за неготовности завод-
ской контрольно-испытательной станции. Несмотря
на все трудности, первый летный образец ракеты Р-7
в конце 1956 г. был отправлен на полигон. Во второй
половине 1956 г. приняли решение о подключении к
серийному изготовлению ракеты Р-7 Куйбышевско-
го авиационного завода «Прогресс» (В.Я.Литвинов).
Первые ракеты на заводе «Прогресс» собирались
из деталей и узлов, изготовленных на заводе 88.
В дальнейшем при заводе «Прогресс» был органи-
зован третий филиал ОКБ-1 во главе с заместителем
главного конструктора Д.И.Козловым. Этому фили-
алу, в 1974 г. преобразованному в самостоятельную
организацию Центральное специализированное кон-
150
Глава 4
С.П.Королев (1907-1966 гг.). Ученый, конструктор ракетно-кос-
мической техники, основоположник практической космонавтики,
председатель Совета Главных Конструкторов. Дважды Герой Со-
циалистического Труда. Академик АН СССР. С1946 г. - начальник
конструкторского отдела № 3 СКБ НИИ-88 МВ СССР, г. Калинин-
град Московской обл. С1950 г,- начальник и главный конструктор
ОКБ-1 НИИ-88 МОП СССР. С1956 по 1966 г. - начальник и глав-
ный конструктор ОКБ-1 МОП СССР (ОАО «РКК «Энергия» имени
С.П.Королева»), Основатель и руководитель предприятия, коллек-
тив которого под его руководством обеспечил создание ракетно-
ядерного щита СССР, начал исследования космического простран-
ства. Под его руководством осуществлены работы по программам
пилотируемых кораблей «Восток», «Восход», начаты работы по
пилотируемым лунным программам Л-1, Н-1 - Л-3, «Союз»,
велись проектно-поисковые проработки по пилотируемым ком-
плексам для полетов к планетам Солнечной системы. Создатель
научной школы в области проектирования, изготовления, испыта-
ний и применения сложных ракетных, ракетно-космических и кос-
мических комплексов и систем. Лауреат Ленинской премии.
структорское бюро, предприятие передало техниче-
скую документацию на ракету Р-7 и ее модификации
для серийного изготовления на заводе «Прогресс».
Новизна конструкции ракеты, новые принципы по-
строения пусковой установки потребовали значительно-
го объема экспериментальной отработки систем ракеты
и ракеты в целом. К тому же необходимо было обучить
службы вновь создаваемого полигона. В этих целях раз-
рабатывается комплексная программа испытаний.
Испытания разработанной системы радиоуправле-
ния полетом ракеты Р-7 проводились в реальных ус-
ловиях на ракете Р-5Р. Взамен ГЧ на ракете Р-5Р уста-
навливался контейнер с бортовой аппаратурой этой
системы. С 31 мая по 15 июня 1956 г. были проведены
три успешных пуска ракеты Р-5Р.
Испытания в реальных условиях полета систем
регулирования ракеты Р-7: системы одновременного
опорожнения баков центрального блока, системы ре-
гулирования кажущейся скорости; системы нормаль-
ной и боковой стабилизации, телеметрической систе-
мы «Трал» и системы контроля «Факел». Отработка
проводилась на ракете М5РД на ГЦП в два этапа по
пять пусков на каждом (первый этап с 16 февраля
по 23 марта 1956 г., второй - с 20 июля по 18 авгу-
ста 1955 г.). Результаты испытаний были положи-
тельные. В этих испытаниях участвовали В.П. Ми-
шин, Л.А.Воскресенский, М.С.Хомяков, Е.В.Шабаров,
Э.Б. Бродский, Б.Е.Черток и др.
Отработка безударного выхода ракеты из стартовой
системы на Ленинградском металлическом заводе, в
котором имелись бетонированные колодцы диаметром
19 м, предназначенные в свое время для изготовления
орудийных башен, и два 300-тонных крана, что позво-
ляло производить подъем заправленной ракеты.
Эти испытания позволили провести контрольную
сборку и проверить функционирование всех систем и
агрегатов новой пусковой установки, получившей на-
звание «Тюльпан», в заводских условиях с последую-
щей ее разборкой и отправкой для монтажа на старто-
вый комплекс ракеты Р-7, а также безударный выход
ракеты из пусковой установки при имитации старта.
Испытания проводились с макетно-технологиче-
ским образцом ракеты Р-7СН, который позволял за-
правлять баки водой с антикоррозийной присадкой.
Для этого ракета устанавливалась в отлаженную пу-
сковую установку, заправлялась до стартовой массы и
поднималась (имитация старта) двумя кранами на спе-
циальной траверсе, закрепленной за силовые головки
боковых блоков. При этом измерялись скорость дви-
жения и углы отходящих от ракеты элементов пусковой
установки (нижних направляющих), опорных ферм,
кабель-мачты и т.д. Обработка результатов измерений
путем пересчета опытных данных, несмотря на недо-
статочную полноту имитации старта (различие в скоро-
стях выхода ракеты из пускового устройства и другие
параметры), позволила сделать вывод о безударном
выходе ракеты из пускового устройства при реальном
пуске. На Ленинградском металлическом заводе также
были отработаны технология сборки ракеты из транс-
портабельных блоков в «пакет», методика и технология
установки ракеты на пусковую установку, передачи ее
массы на опорные фермы, вертикализация и разворот
ракеты на заданный угол.
Испытания проводи-
лись с июня по сентябрь
1956 г., после чего пу-
сковая установка и ракета
Р-7СН были разобраны
и отправлены на полигон
для монтажа и отладки
технического и стартового ^^4
комплексов. В начале де-	м Ж
кабря 1956 г. ракета Р-7СН
прибыла на полигон.	ЛАВоскресенский
151
История развития отечественного ракетостроения
Сборка ракеты в монтажно-испытательном корпусе
Создание принципиально нового стартового ком-
плекса, в котором ракета и конструкция наземных
устройств составляют единую динамическую схему,
требовало совместной работы с коллективом главного
конструктора ГСКБ «Спецмаш» В.П.Бармина. Только
такое творческое содружество позволило разрабо-
тать уникальную стартовую систему, обеспечивающую
успешную эксплуатацию всех модификаций ракет Р-7
уже более 55 лет.
На ЛМЗ В.П.Бармин осуществлял общее руко-
водство испытаниями. Работами на ЛМЗ руководили
Е.В.Шабаров и А.П.Абрамов, а в анализе результатов
испытаний участвовали Е.Ф.Лебедев, И.Ф.Рубайло и
др.
Огневые испытания ракетных блоков и ракеты в
целом (с июля 1956 г. по март 1957 г.) проведены на
стендовой базе филиала 2 НИИ-88, построенной спе-
циально для отработки ракеты Р-7.
Испытания включали холодные испытания оди-
ночных блоков с целью отработки режимов заправки
и подпитки баков жидким кислородом и азотом, по-
лучения данных по температурным режимам в баках,
топливных магистралях и отсеках блоков, а также
огневые испытания одиночных блоков с целью про-
верки режимов запуска и работы маршевых и рулевых
двигателей в составе двигательной установки, про-
верки работоспособности систем питания двигателей,
получения данных по температурным и вибрационным
нагрузкам на элементы конструкции блоков, провер-
ку реальных динамических характеристик аппаратуры
автомата стабилизации и систем регулирования кажу-
щейся скорости и опорожнения баков.
Было проведено пять огневых испытаний трех
боковых блоков (15 августа, 1 и 24 сентября, 11 октя-
бря и 3 декабря 1956 г.), три испытания центрального
блока (27 декабря 1956 г. - блок
2ЦС, 10 и 26 января 1957 г. -
блок 1ЦС) и огневые испытания
двух собранных в «пакет» ра-
кет (20 февраля - «пакет» 2С,
30 марта 1957 г. - «пакет» 4СЛ
летный вариант).
Огневые испытания всех
трех боковых блоков прошли
удовлетворительно. Двигатель-
ные установки запускались в
соответствии с заданной ци-
клограммой. При подготовке к
огневым испытаниям первого
центрального блока после за-
правки кислородом произошла
авария: из-за гидроударов была
разорвана тоннельная труба
подачи кислорода в двигатель
и весь кислород вытек. Ее при-
чиной стал перегрев жидкого кислорода в тоннельной
трубе из-за ее большой длины. Для устранения этого
недостатка был введен постоянный проток кислорода
из нижней точки трубопровода на выброс, который
впоследствии был заменен системой циркуляции. По-
сле ремонтно-восстановительных работ испытания
были продолжены и дали положительные результаты.
Первое испытание ракеты продолжалось всего 20 с за
счет уменьшения заправки компонентами топлива. При
последующих испытаниях время работы двигательных
установок всех блоков соответствовало времени их
работы при полете. В ходе этих испытаний бортовой
системой управления полетом производилось откло-
нение рулевых камер на максимальные углы.
Параллельно с огневыми испытаниями на специ-
альном стенде отрабатывалась отстыковка наземных
коммуникаций и технология обслуживания хвостовых
отсеков ракеты на старте, по результатам которых была
откорректирована эксплуатационная документация.
В этих испытаниях принимали участие Л.А. Воскре-
сенский, С.О.Охапкин, ГЯ.Александров, В.М.Арсентьев,
Э.Б.Бродский, А.Н.Вольцифер, О.Н.Воропаев, В.В. Вор-
шев, П.А.Ершов, НАЗадумин, В.П.Кругов, Л.М. Нови-
кова, В.Ф. Нефедов, Е.В.Шабаров, П.Ф.Шульгин и др.
Отработка кабины обслуживания пусковой уста-
новки и проверка ее сопряжения с хвостовыми отсека-
ми блоков ракеты проводились в филиале 2 НИИ-88.
Их целью была проверка работы всех механизмов ка-
бины обслуживания, методики ее развертывания и от-
вода в нишу, а также проверка возможности и удобства
обслуживания хвостовых отсеков ракеты с площадок
кабины. Для этого была собрана специальная установ-
ка, которая включала реальную кабину обслуживания
и макеты хвостовых частей блоков ракеты. В процессе
испытаний кабина многократно выдвигалась из ниши,
152
Глава 4
поднимались ее площадки, раскладывались и подсо-
единялись к хвостовым отсекам ракеты заправочные
шланги, а также отрабатывался процесс складывания
и эвакуации кабины в нишу. По окончании этих работ
кабину отправили на полигон для монтажа на старто-
вой системе.
Отработка системы отделения боковых блоков ра-
кеты от центрального на специальной установке так-
же проведена в филиале 2 НИИ-88. Целью этих работ
было определение реальных характеристик и параме-
тров системы разделения блоков. Результаты измере-
ний показали, что система разделения функционирует
нормально и ее параметры не превышают проектных
значений.
Далее проведена отработка технологии подготовки
ракеты к пуску и взаимодействия служб полигона.
В декабре 1956 г. на полигон прибыла первая раке-
та Р-7СН для примерочных и отладочных работ. Про-
грамма этих работ как часть общей программы отра-
ботки ракеты Р-7 предусматривала:
-	на технической позиции: полный объем всех ме-
ханосборочных работ с ракетой, проверку герметич-
ности всех магистралей ракеты, проверку удобства
обслуживания систем ракеты с агрегатов наземного
оборудования и отработку технической документации
на подготовку ракеты и обучение расчетов;
-	на стартовой позиции: транспортирование раке-
ты, ее подъем в вертикальное положение и установку
на пусковое устройство, вертикализацию и прицелива-
ние, подключение к ракете всех пневмо- и гидроком-
муникаций, заправку ракеты компонентами топлива,
газами и выполнение всех предстартовых операций
(опускание ферм обслуживания, отвод кабины обслу-
живания в нишу), отстрел пневмо- и гидроколодок от
ракеты, слив компонентов топлива и эвакуацию ракеты
со стартовой позиции, отработку технической доку-
ментации и обучение боевых расчетов.
При этих работах контролировались готов-
ность к работе и отладка всех служб полигона. Ис-
пытания проводились в декабре 1956 г. - феврале
1957 г. Ими руководили Е.В.Шабаров, А.П.Абрамов,
Э.И.Корженевский, Ю.П.Ильин, К.К.Пантин. В дека-
бре 1956 г. были произведены самолетные облеты
(НИИП-5, НИИ-885) всех пунктов полигонного изме-
рительного комплекса, расположенных вдоль трассы
полета и в районе падения ГЧ.
В марте 1957 г. на техническую позицию полигона
прибыла первая ракета Р-7 № М1-5для проведения
ЛКИ. Процесс подготовки ракеты предусматривал
электропневмоиспытания каждого блока, проверку со-
осности ее блоков после транспортирования, сборку
«пакета», проведение электро- и пневмоиспытаний
ракеты в целом (автономные и комплексные испыта-
ния), установку ответных пневматических и гидравли-
ческих колодок на блоки ракеты для подсоединения на
стартовом комплексе наземных магистралей, пере-
кладку «пакета» на установщик и пристыковку ГЧ.
Приводим текст первого пункта Постановления
Совета Министров СССР № 1239-630 от 31 августа
1956 г. «Об утверждении Комиссии по руководству ис-
пытаниями изделия Р-7»:
«Совет Министров Союза СССР ПОСТАНОВЛЯЕТ:
1. Утвердить Комиссию по проведению летных ис-
пытаний изделия Р-7 в следующем составе:
Рябиков В.М. - председатель комиссии
Неделин М.И. - зам. председателя комиссии
Руднев К.Н. -зам. председателя комиссии
Королев С.П. - член комиссии - технический ру-
ководитель испытаний
Глушко В.П. - член комиссии, зам. технического
руководителя испытаний
Рязанский М.С. - член комиссии, зам. техниче-
ского руководителя испытаний
Пилюгин Н.А. - член комиссии, зам. технического
руководителя испытаний
Бармин В.П. - член комиссии, зам. технического
руководителя испытаний
Кузнецов В.И. - член комиссии, зам. технического
руководителя испытаний
Пересыпкин И.Т.- член комиссии
Мрыкин А.Г.- член комиссии
Владимирский С.М. - член комиссии
Ударов Г.Р. - член комиссии
Пашков ГН. - член комиссии».
10 апреля 1957 г. состоялось первое заседание
Государственной комиссии по проведению летных
испытаний. С.П.Королев на заседании комиссии до-
ложил о результатах экспериментальной отработки
и подготовки ракеты Р-7 к началу летных испытаний.
Весомыми аргументами о готовности ракеты к летным
испытаниям были положительные результаты огне-
вых стендовых испытаний блоков и ракеты в целом.
В своем докладе С.П.Королев затронул также вопрос о
структуре испытательных расчетов и их персональном
составе, о схеме контроля ответственных операций
подготовки ракеты к пуску (исполнитель - контролер
испытательного управления - контролер главного
конструктора), которая нашла широкое применение
в дальнейших работах, особенно при подготовке пи-
лотируемых космических комплексов. Перед летными
испытаниями стояли задачи проверки правильности
принципиальных решений, заложенных в конструкцию
ракеты, двигателей, системы управления, комплек-
са наземного оборудования, их доводки и отработки
в летных условиях, получения и накопления опыт-
ных данных по дальности и кучности при пусках
153
История развития отечественного ракетостроения
на расчетную дальность 6314 км, а также опытных дан-
ных по всем системам и агрегатам ракеты, комплексу
наземного оборудования и измерительным средствам.
Исходя из этих задач целями первых пусков являлись
отработка техники старта, динамики управляемого по-
лета первой ступени и процесса разделения ступеней, а
последующих - проверка и отработка системы радио-
управления, динамики полета второй ступени и движе-
ния ГЧ до цели. Кроме того, две ракеты из двенадцати,
предназначенных для ЛКИ, после соответствующих до-
работок были использованы для запуска первых двух
искусственных спутников Земли типа ПС.
5 мая 1957 г. ракету Р-7 № М1-5 вывезли на стар-
товую позицию. Работы по подготовке ракеты к пуску
на стартовой позиции, учитывая новизну и ответствен-
ность, были разбиты на несколько дней, в частности,
заправка ракеты компонентами топлива предусматри-
валась на восьмой день.
Первый пуск состоялся 15 мая 1957 г. в 19 ч 01 мин
по московскому времени. По визуальным наблюдени-
ям полет протекал нормально до 60-й секунды, затем
в хвостовом отсеке стали заметны изменения в пламе-
ни истекающих газов из двигателей. Обработка телеме-
трической информации показала, что на 98-й секунде
полета отвалился боковой блок Д и ракета потеряла
устойчивость. Причиной аварии явилась негерметич-
ность топливной магистрали горючего. Этот пуск по-
зволил получить опытные данные по динамике старта
и участку полета первой ступени.
Второй пуск, назначенный на 11 июня 1957 г., не
удался, несмотря на три попытки: при первых двух
попытках из-за примерзания тарели главного кис-
лородного клапана блока В происходил сброс схемы
запуска, при третьей попытке произошло аварийное
выключение двигательных установок на режиме пред-
варительной ступени тяги из-за ошибки, допущенной
при установке клапана азотной продувки магистрали
окислителя центрального блока. Ракета была снята с
пускового устройства и возвращена на техническую по-
зицию.
Третий пуск состоялся 12 июля 1957 г. в 15 ч
53 мин. На 33-й секунде полета ракета потеряла устой-
чивость. Причиной аварии оказалось замыкание на
корпус цепей управляющего сигнала интегрирующего
прибора по каналу вращения. Четвертый пуск ракеты
Р-7 № М1-8 21 августа 1957 г. в 15 ч 25 мин оказал-
ся успешным, и ракета впервые достигла района цели.
Основным недостатком этого пуска явилось разруше-
ние ГЧ в плотных слоях атмосферы на нисходящем
участке траектории, причем экспериментальных дан-
ных о причинах этого разрушения получено не было,
т.к. телеметрические записи прекратились за 15-20 с
до падения ГЧ. В результате анализа упавших эле-
ментов конструкции ГЧ установлено, что разрушение
началось с наконечника ГЧ, одновременно уточнены
величины уноса ее теплозащитного покрытия. Это
позволило доработать документацию на ГЧ, уточ-
нить компоновку, конструкторские и прочностные
расчеты (ими занимались И.С.Прудников, В.Ф. Ро-
щин, АГ.Решетин, Б.Л.Плотников, Н.А.Воронцов,
НАПавлов, В.Ф.Садовый, К.М.Хомяков) и изготовить
ее в кратчайшие сроки для очередного пуска.
В средствах массовой информации 27 августа
1957 г. было опубликовано сообщение ТАСС об испы-
тании в Советском Союзе межконтинентальной балли-
стической ракеты.
Сообщение ТАСС
В соответствии с планом научно-исследователь-
ских работ в Советском Союзе произведены успешные
испытания межконтинентальной баллистической раке-
ты, а также взрывы ядерного и термоядерного оружия.
На днях осуществлен запуск сверхдальней, меж-
континентальной, многоступенчатой баллистической
ракеты.
Испытания ракеты прошли успешно, они полно-
стью подтвердили правильность расчетов и выбранной
конструкции. Полет ракеты происходил на очень боль-
шой, еще до сих пор не достигнутой высоте. Пройдя в
короткое время огромное расстояние, ракета попала в
заданный район.
Полученные результаты показывают, что имеет-
ся возможность пуска ракет в любой район земного
шара. Решение проблемы создания межконтиненталь-
ных баллистических ракет позволит достигать удален-
ных районов, не прибегая к стратегической авиации,
которая в настоящее время является уязвимой для со-
временных средств противовоздушной обороны.
Учитывая огромный вклад в развитие науки и боль-
шое значение этого научно-технического достижения
для укрепления обороноспособности Советского госу-
дарства, Советское правительство выразило благодар-
ность большому коллективу работников, принимавших
участие в разработке и изготовлении межконтинен-
тальных баллистических ракет и комплекса средств,
обеспечивающих их запуск.
В последние дни в Советском Союзе произведен
ряд взрывов ядерного и термоядерного (водородного)
оружия. В целях обеспечения безопасности для насе-
ления взрывы были осуществлены на большой высо-
те. Испытания прошли успешно. В связи с указанными
выше испытаниями ТАСС уполномочен заявить: В те-
чение многих лет в Организации Объединенных Наций
безрезультатно обсуждается проблема разоружения,
включая вопрос о запрещении атомного и водородно-
го оружия и вопрос о прекращении его испытаний.
Советское правительство, неуклонно проводя по-
литику мира, не раз выносило конкретные предло-
жения о существенном сокращении вооруженных сил
154
Глава 4
Ракета Р-7,
второй и третий этапы
и вооружений государств,
о запрещении атомного
и водородного оружия, о
прекращении испытаний
этих видов оружия и о
других мерах, связанных
с проблемой разоруже-
ния. Однако со стороны
западных держав до сих
пор не сделано никаких
реальных шагов в обла-
сти разоружения. Наобо-
рот, с их стороны чинятся
всякого рода препятствия
на пути к достижению со-
глашений по этой важной
проблеме современно-
сти.
Как известно, Со-
единенные Штаты и их
партнеры не только отка-
зываются от запрещений
атомного и водородного
оружия, но и фактиче-
ски не желают идти на
соглашение о безуслов-
ном и безотлагательном
прекращении испытаний
ядерного оружия, прово-
дя тем временем большие
серии испытаний этого оружия.
Столкнувшись с таким явно отрицательным от-
ношением западных держав, и прежде всего США, к
положительному решению вопроса о разоружении,
Советское правительство вынуждено принимать все
необходимые меры в целях обеспечения безопасности
Советского государства.
Вместе с тем Советское правительство будет про-
должать настойчиво добиваться соглашения о пре-
кращении испытаний и запрещении атомного оружия,
по проблеме разоружения в целом, в положительном
решении которой заинтересованы все народы мира.
«Правда», 27 августа 1957 г.
Очередной пуск ракеты Р-7, проведенный 7 сентя-
бря 1957 г., в основном подтвердил и результаты пре-
дыдущего пуска. Положительные результаты полета
ракет на активном участке траектории позволили ис-
пользовать их для запуска первых двух искусственных
спутников Земли (типа ПС). В качестве их носителей
использовались ракеты № 1ПС и № 2ПС. Этими ра-
кетами 4 октября и 3 ноября 1957 г. были выведены
на орбиты первые искусственные спутники Земли.
По результатам шести запусков ракеты Р-7 были до-
работаны головная часть (заменена новой) и система
ее отделения, применены щелевые антенны телеме-
трической системы «Трал», эффективность которых
подтвердили последующие пуски.
Пуски ракет Р-7 24 мая и 10 июля 1958 г. завер-
шили ЛКИ второго этапа. Впервые полностью успеш-
но прошел пуск ракеты Р-7 № М1-10 29 марта 1958 г.
в 17 ч 41 мин (ГЧ достигла цели без разрушения).
Программа ЛКИ экспериментальных ракет Р-7
в основном была выполнена. Получены результаты, по-
казывающие правильность основных принципиальных
решений, заложенных в конструкцию ракеты, двигате-
лей и систему управления. Отработаны техника старта,
динамика управляемого полета на первой и второй
ступенях, система радиоуправления и отделения ГЧ.
Проверены и реализованы мероприятия по обеспе-
чению достижения головной частью цели. Получены
опытные данные по действительной траектории полета
на заданную дальность и данные, подтверждающие,
что принятые гарантийные запасы компонентов то-
плива достаточны. Однако данных по рассеиванию для
полной оценки кучности получили недостаточно, хотя
предварительная оценка показала, что рассеивание не
превышает пределов, принятых при проектировании.
Данных по упругим колебаниям конструкции и давле-
ний в двигательных установках с частотой 10—13 Гц на
первой ступени полета было также недостаточно для
исчерпывающего ответа на этот вопрос.
В целом ракета Р-7 с учетом устранения замеча-
ний и недостатков, выявленных и не устраненных в
процессе испытаний, допускалась к очередному этапу
Старт и первые секунды полета ракеты Р-7
155
История развития отечественного ракетостроения
Ракета Р-7А(8К74)
летных испытаний. Целью этих испытаний были про-
верка основных летных и эксплуатационных харак-
теристик МБР Р-7 (конструкции третьего этапа) и их
соответствия требованиям постановления от' 20 мая
1954 г. Ставилась задача подтвердить правильность
и достаточность конструктивных решений, принятых
по результатам ЛКИ ракеты Р-7 второго этапа и опре-
деляющих надежность ракеты, заданную дальность и
точность стрельбы. По результатам испытаний тре-
тьего этапа должны были быть даны рекомендации
о возможности принятия ракеты Р-7 на вооружение
Советской Армии. Совместные летные испытания про-
водились с 24 декабря 1958 г. по 27 ноября 1959 г.
Испытывались шестнадцать ракет, из которых восемь
были изготовлены на серийном заводе «Прогресс».
Испытаниям предшествовали контрольные огневые
стендовые испытания специальной сборки, состоящей
из центрального и одного бокового блоков, прошед-
шие в августе-ноябре 1958 г. на стендах филиала 2
НИИ-88. Испытание 17 ноября 1958 г., на котором бо-
ковой блок был закреплен по схеме «пакет», подтвер-
дило эффективность мероприятий по исключению
резонансных колебаний в контуре «упругая конструк-
ция -двигательная установка», которые ранее приво-
дили к разрушению ракеты на первой ступени полета.
На ракетах третьего этапа был ликвидирован межба-
ковый приборный отсек на центральном блоке (приборы
разместили в едином блоке в верхней части централь-
ного блока), введены рулевые двигатели повышенной
тяги и улучшенной схемы их питания, СОБИС вместо
СОБ (для одновременного опорожнения всех баков на
каждом блоке и синхронизации их опорожнения в за-
данных пределах), изменены условия наддува баков и
ряд других конструктивных усовершенствований.
Из шестнадцати запущенных ракет десять достигли
цели с заданной точностью, две ракеты превысили даль-
ность на 1890 км из-за отклонений в работе СУ, одна
ракета не долетела до цели 28 км из-за ненормальной
работы системы наддува в системе подачи окислителя
на конечной ступени работы ДУ, одна ракета перелете-
ла цель на 16,8 км из-за неустойчивой работы системы
радиоуправления и две ракеты прекратили полет из-за
отклонений в работе двигательной установки.
Одновременно с проведением ЛКИ осуществля-
лись запуски космических ракет-носителей на базе
ракет Р-7 третьего этапа (сентябрь 1958 г. - ноябрь
156
Глава 4
1959 г.). Было проведено семь запусков автоматиче-
ских станций.
Постановлением от 20 января 1960 г. межконти-
нентальная баллистическая ракета Р-7 (8К71) была
принята на вооружение Советской Армии.
В процессе создания ракеты Р-7 был решен целый
ряд научно-технических проблем, составивших фун-
даментальную научно-техническую базу дальнейшего
совершенствования ракетных и первых космических
разработок. Ракета Р-7 стала базовой для создания
ряда ее модификаций.
С 24 декабря 1959 г. начались ЛКИ ракеты Р-7А
(8К74) без системы радиоуправления и с ГЧ новой кон-
струкции. При стартовой массе 276 т с ГЧ массой 3 т
ракета Р-7А стала иметь дальность полета 12000 км.
Упрощена была и методика подготовки ракеты к пуску.
В ходе ПКИ испытали восемь ракет, из которых семь
свою задачу выполнили. Ракета Р-7А была принята на
вооружение и заменила ракету Р-7.
Модификация двухступенчатой ракеты Р-7 - раке-
та-носитель «Спутник» (8К71ПС и 8А91)—обеспечила
запуск первых трех искусственных спутников Земли.
С помощью трехступенчатых ракет-носителей 8К72 с
блоком Е («Восток») и 11А511 с блоком И («Союз»)
можно было начинать исследования дальнего космоса
и Луны, осуществлять полеты пилотируемых космиче-
ских кораблей «Восток», «Восход», а в дальнейшем -
«Союз». Было развернуто разностороннее исследова-
ние космического пространства и созданы условия для
прикладного использования ракетно-космической тех-
ники в интересах науки, обороны и народного хозяй-
ства. В дальнейшем эти ракеты-носители использова-
ли для запуска космических аппаратов типа «Зенит»,
«Метеор», «Электрон», «Прогресс» и др.
Четырехступенчатая ракета-носитель 8К78 с бло-
ками «И» и «Л» («Молния»), стартовой массой 305 т
позволила расширить проводимые исследования
дальнего космоса и Луны. Осуществлены полеты авто-
матических межпланетных станций к планетам Марс и
Венера. Продолжаются исследования и эксперименты
в научных и народнохозяйственных целях. С использо-
ванием этой ракеты осуществляются запуски спутников
связи типа «Молния».
При создании трехступенчатой и, особенно, четы-
рехступенчатой ракет-носителей возникли новые про-
блемы, связанные в основном с запуском двигателей
в условиях космического полета (вакуума, невесомо-
сти), которые приводили к аварийным исходам первых
пусков космических объектов.
Значительная роль в модернизации ракет типа
Р-7 принадлежит Куйбышевскому филиалу ОКБ-1
(ЦКБЭМ), а затем ЦСКБ (Д.И.Козлов) и заводу «Про-
гресс», изготавливающему эти ракеты. Четвертую сту-
пень ракеты 8К78 с 1965 г. курируют и изготавливают в
НПО им. САЛавочкина.
Ракетные комплексы
с межконтинентальными
баллистическими ракетами Р-9 и Р-9А
В апреле 1958 г. главные конструкторы, входящие
в Совет Главных конструкторов, направили в Пра-
вительство СССР предложение о разработке новой
межконтинентальной баллистической ракеты Р-9 на
ракетном топливе кислород - керосин с начальной
массой около 100 т. Такое предложение основывалось
на достигнутом к тому времени прогрессе в создании
более экономичных двигателей и головных частей с
ядерным зарядом значительно меньшей массы, что
позволяло уменьшить стартовую массу ракеты более
чем в 3 раза по сравнению с ракетой предыдущей раз-
работки Р-7. В марте 1959 г. было получено согласие
Министерства обороны СССР на разработку такой ра-
кеты со сроком сдачи ее на вооружение в 1961 г. По-
сле дополнительных проработок ОКБ-1 предложило
разработать два варианта ракеты: Р-9А (индекс 8К75)
и Р-9Б (индекс 8К76), которые отличались использу-
емыми компонентами ракетных топлив и двигатель-
ными установками. Особенностью ракеты Р-9Б было
использование двигательной установки, разрабатывае-
мой в ОКБ-2 (А.М.Исаев) из связки четырех двигателей
с тягой по 40 тс каждый (на высококипящих компонен-
тах топлива керосин - азотная кислота). При создании
этого варианта предполагалась кооперация с ОКБ-586
(М.К.Янгель). Эти три организации (ОКБ-1, ОКБ-2 и
ОКБ-586) должны были совместно разработать эскиз-
ный проект. Такую концепцию приняли в связи с тем,
что на том этапе развития боевой ракетной техники
было не вполне ясно, какая из пар компонентов обе-
спечит лучшие условия эксплуатации в воинских частях
и минимальное время подготовки ракеты к пуску. Эти
показатели определялись сложностью систем для под-
держания компонентов топлива в готовности к заправ-
ке и их токсичностью, временем, необходимым для
заправки ракеты, и временем раскрутки гироскопов
перед пуском. Учитывая, что время готовности к пуску
у обоих вариантов ракеты примерно одинаковое, а экс-
плуатационные качества, включая безопасность работ
с ракетой, предпочтительнее для компонентов керосин -
кислород, ОКБ-1 настояло на принятии к дальнейшей
разработке ракеты Р-9А на этих компонентах. Одним
из основных достоинств ракеты как боевого оружия
считается максимально возможное время пребывания
ракеты в готовности № 1 и минимальное время под-
готовки к пуску. Решение этих задач облегчалось при
хранении ракеты длительное время в заправленном
состоянии. Для кислородной ракеты длительное хра-
нение в заправленном состоянии было практически
исключено, поэтому требовались иные подходы. Сле-
довало добиться, чтобы все системы и агрегаты раке-
ты Р-9 допускали бы ее пребывание в готовности № 1
157
История развития отечественного ракетостроения
Ракета Р-9А
на кислородно-
керосиновом топливе
Краткие технические
характеристики
ракеты Р-9
Прицельная дальность
стрельбы:
- наибольшая -13000 км
- наименьшая - 3000 км
Массовое соотношение
ступеней-0,23
Начальное отношение
массы к тяге:
-на первой
ступени-0,57
- на второй ступени - 0,61
Начальная масса-81 т
Масса ГЧ (с тротиловым
эквивалентом заряда
1,65 Мт)-1,7т
Длина-24,18 м
Диаметр корпуса - 2,68 м.
Ракета Р-9 с легкой и Р-9А
с тяжелой
головной частью
Краткие технические
характеристики
двигателей ракеты Р-9
Тяга двигателя
первой ступени:
-у земли-141,24 тс
-в пустоте-162,73 тс
Тяга двигателя второй
ступени в пустоте - 30,5 тс
Тяга управляющих сопел
второй ступени-0,5 тс
Удельный импульс тяги
двигателя первой ступени:
- у земли - 269 кгс с/кг
- в пустоте -311,4 кгс с/кг
Удельный импульс тяги
двигателя второй ступени
в пустоте - 330 кгс с/кг
в течение года при условии периодического проведе-
ния (без снятия со старта) регламентных работ и чтобы
время заправки ракеты укладывалось в общее время
подготовки ракеты Р-9 к пуску из готовности № 1. Та-
ким образом исключалась необходимость длительно-
го хранения ее в заправленном состоянии.
В постановлении Совета Министров СССР по
ракете Р-9, принятом 13 мая 1959 г., специально от-
мечалось, что в качестве окислителя должен приме-
няться переохлажденный кислород. Это позволяло
обеспечить хранение кислорода в наземной емкости
и заправку его в ракету практически без потерь и за
минимальное время, не превышающее времени под-
готовки приборов системы управления к пуску (глав-
ным «ограничителем» выступало время подготовки
гироскопов). В ходе эскизного проектирования были
рассмотрены пять принципиальных схем ракеты, в т.ч.
с различным количеством ступеней, поперечным де-
лением ступеней, обеспечивающих требуемые ТТХ при
максимально возможной простоте и мобильности и
минимально возможной массе конструкции.
Это было достигнуто принятием целого ряда кон-
структивно-компоновочных решений, например, при-
менением открытых ферменных отсеков для сочлене-
ния ступеней ракеты, сбрасываемого хвостового отсека
на второй ступени, использованием паров наддува бака
горючего второй ступени для отделения ГЧ и т.д.
Габариты ракеты выбирались исходя из возмож-
ности транспортировки ее в собранном виде в одном
железнодорожном вагоне и использования сварочно-
штамповочного оборудования ракеты Р-7 для произ-
водства блоков ракеты Р-9. Необходимые аэродина-
мические характеристики были достигнуты благодаря
применению стабилизаторов на блоке А (первая сту-
пень) и аэродинамических щитков на хвостовом отсеке
блока Б (вторая ступень), а также установке обтека-
телей для защиты от воздействия воздушного потока
выступающих частей сопел двигателя блока А. Каждый
из стабилизаторов блока А состоял из двух частей: пи-
лона, жестко связанного с корпусом, и консоли, кре-
пящейся к нему. Для транспортирования консоли были
сделаны съемными, впоследствии съемная часть ста-
билизаторов не использовалась. Разделение ступеней
происходило по «горячей» схеме, принятой и успешно
используемой для третьей ступени ракеты Р-7. Пред-
усматривались силовая открытая рама, отнесенная к
блоку А, и переходный отсек, состоящий из трех разъ-
емных створок, который до разделения выполнял
функции хвостового отсека блока Б, а после разделе-
ния сбрасывался. При этом силовая схема отражателя
выполнена с учетом разгрузки внутренним давлением
бака окислителя. Двигательная установка разрабаты-
валась с учетом возможности проведения скоростной
заправки баков топливом (кислород - керосин), пре-
бывания ракеты в заправленном состоянии в течение
24 ч, дистанционного управления операциями на стар-
те, максимальной автоматизации подготовки к старту,
запуска двигателя первой ступени как автоматически,
158
Глава 4
по сигналу окончания заправки баков компонентами,
так и вручную, в нужное время, без вскрытия люков и
без доступа обслуживающего персонала к агрегатам и
приборам ракеты Р-9.
Для блока А разработчики ракеты проанализиро-
вали несколько вариантов схем двигателя и выбрали
четырехкамерный двигатель с единым турбонасосным
агрегатом, расположенным между камерами, при
этом камеры сгорания, ТНА, газогенераторы и другие
элементы двигателя вместе с рамой объединялись в
единый технологический агрегат. Подобное построе-
ние схемы двигателя было выбрано и для блока Б. На
блоке А управление ракетой осуществлялось качанием
камер маршевого двигателя, а на блоке Б - специ-
альными поворотными соплами с использованием
отработанного турбинного газа. Качание камер дви-
гателей первой ступени осуществлялось впервые раз-
работанным центральным гидравлическим приводом,
использующим в качестве рабочей жидкости керосин,
отводимый после ТНА основного двигателя.
Идея подобного центрального привода, но с бо-
лее совершенной цифровой системой управления в
дальнейшем использовалась и для управления раке-
той «Энергия». Эти работы проводились с участием
ОКБ-456. Двигатель блока А был разработан в ОКБ-
456 (В.П.Глушко), а двигатель блока Б - в ОКБ-154
(С.А.Косберг).
Максимальные отклонения от цели при комби-
нированной СУ (автономное и радиоуправление): по
дальности - до 8 км для 90 % ракет и до 12 км для
оставшихся 10 %; боковое отклонение - до 5 км для
90 % ракет и до 8 км для оставшихся 10 %. При полно-
стью автономной системе управления точности ухуд-
шались: отклонение по дальности - до 20 км, боко-
вое - до 10 км. Конструкция ракеты предусматривала
обслуживание на стартовой позиции в вертикальном
положении без применения каких-либо специаль-
ных приспособлений и без открытия люков. Заправка
блоков «А» и «Б» производилась на пусковом столе.
На блоках «А» и «Б» трубопроводы и кабели для связи
с наземным оборудованием были проложены снаружи
по борту ракеты и через разъемные колодки, штекеры
выводились на срез обтекателей камер двигателя бло-
ка «А».
Для блока «Б» связь бортовых коммуникаций с на-
земным оборудованием осуществлялась через желоб
бортовых коммуникаций - мачту облегченного типа
одноразового действия, являющуюся принадлежно-
стью ракеты. При установке ракеты Р-9 на пусковой
стол нижний конец желоба бортовых коммуникаций
крепился шарнирно к поворотной части стола. Через
ЖБК проходили коммуникации заправки блока Б ком-
понентами ракетных топлив и газами, а также элек-
трические цепи. Расстыковка коммуникаций ракеты и
ЖБК и его отброс происходили непосредственно перед
стартом ракеты. Предстартовые проверки бортовых
систем практически сводились к предпусковому вклю-
чению и регулированию. Все операции максимально
совмещались по времени. На ракете Р-9 с помощью
внедренных технологических мероприятий впервые
в практике ОКБ-1 обеспечивалась взаимозаменяе-
мость всех стыкуемых основных отсеков и агрегатов.
При общей сборке использовался оправдавший себя
на предыдущих ракетах опыт горизонтальной сборки
и контроль геометрических параметров по репер-
ным точкам на специальном стенде. Таким образом,
конструктивные особенности ракеты Р-9 и принятая
технология изготовления позволяли без существен-
ной переделки оборудования цехов завода 88 быстро
и даже параллельно с Р-7 вести освоение и переход к
серийному выпуску новой ракеты Р-9.
К моменту завершения в октябре 1959 г. эскизного
проекта ракеты Р-9 были выданы и согласованы зада-
ния всем смежным организациям, выпущен комплект
рабочих чертежей, изготовлена технологическая ос-
настка и начато изготовление отдельных агрегатов ра-
кеты. В эскизном проекте было также предусмотрено
дальнейшее совершенствование характеристик ракеты
Р-9. Для этой цели разрабатывались новые двигатели:
двигатель НК-9 для блока А с улучшенными характе-
ристиками за счет использования замкнутой схемы,
созданный в ОКБ-276 (Н.Д.Кузнецов, г. Куйбышев), и
связка из четырех двигателей для блока Б на базе соз-
даваемого в ОКБ-1 двигателя блока Л ракеты-носителя
«Молния». Ракета с усовершенствованными двигате-
лями получила индекс Р-9М.
Анализ показал, что при применении на блоках
А и Б новых двигателей, при сохранении габаритов и
начальной массы ракеты, без переделки баков макси-
мальная дальность могла быть увеличена на 2700 км.
При сохранении же заданной дальности и массы ГЧ с
новыми двигателями начальная масса ракеты умень-
шалась на 13 т. Однако ОКБ-276 не удалось своевре-
менно организовать работу по новому двигателю НК-9
для первой ступени Р-9 из-за отсутствия эксперимен-
тальной базы, а В.П.Глушко добился решения оставить
для ракеты Р-9 в качестве единственного варианта для
первой ступени (блока А) разрабатываемый им дви-
гатель, считая ненужной разработку двигателя НК-9.
Для расширения тактических возможностей ракеты
Р-9 по инициативе В.П.Мишина в ОКБ-1 прорабаты-
валась конструкция ракеты Р-9 с экранно-вакуумной
теплоизоляцией на кислородных баках (индекс ракеты
8К77), обеспечивающей длительное ее хранение в за-
правленном состоянии. В качестве двигателей предла-
галось использовать двигатели варианта ракеты Р-9М,
рассмотренного ранее в эскизном проекте. Примене-
ние этих высокоэнергетических двигателей позволяло
при сохранении рабочего запаса топлива оснастить ра-
кету более тяжелой и, соответственно, более мощной
159
История развития отечественного ракетостроения
В.П.Мишин (1917-2001 гг.). Герой Социалистического Труда.
Академик АН СССР. С1946 по 1966 г. - заместитель главно-
го конструктора НИИ-88, ОКБ-1. С1966 по 1974 г. - началь-
ник и главный конструктор ЦКБЭМ (ОАО «РКК Энергия им.
С.П.Королева»), Один из руководителей работ по созданию
первых отечественных баллистических ракет дальнего дей-
ствия на высококипящих, низкокипящих и твердотопливных
компонентах топлива. Председатель Совета главных кон-
структоров (1966-1974 гг.). Лауреат Ленинской, Государ-
ственной премий.
по тротиловому эквиваленту ГЧ, а также иметь экран-
но-вакуумную теплоизоляцию на баках окислителя. Но
этот вариант развития не получил в связи с большими
осложнениями при изготовлении защитной оболочки
(сталь толщиной 0,5 мм) для экранно-вакуумной те-
плоизоляции (сложности со сваркой и креплением).
Проектная разработка ракеты Р-9 и ее вариантов про-
водились в отделе 3, который возглавлял С.С.Крюков,
в секторах П.И.Ермолаева, ПАЕршова, А.Ф.Кулябина,
Л.С.Плосконоса. В разработке принимали участие
сотрудники этого отдела И.П. Фирсов, А.П. Фролов,
А. И.Нечаев, П.М.Воробьев, Б.П.Сотсков, Е.Л. Горбенко,
Л.Г.Садовая, А.Д.Поляков, И.Л.Минюк, В.А. Борисов,
В.Г.Михеев, Ю.В.Бирюков, Е.П.Фролова, С.Ф.Парму-
зин, НАЗадумин, В.М.Протопопов, Г.Я.Александров,
А.А. Ржанов. Баллистические расчеты проводили
С.С.Лавров и Р.Ф.Аппазов.
Проектирование и разработка системы управ-
ления Р-9 проводились под руководством главного
конструктора НАПилюгина. В создании системы
управления от ОКБ-1 непосредственное участие при-
нимали Б.Е.Черток, ВАКалашников, О.Н.Воропаев,
Л.И.Алексеев, Е.И.Копоть, Л.Б.Вильницкий, В.И.Шу-
тенко и др.
Подготовка ракеты Р-9 к пуску в монтажно-испытательном корпусе
Тактико-техническими тре-
бованиями на ракету Р-9 пред-
усматривалось создание двух
типов наземных комплексов:
«Десна-Н» - при наземном пу-
ске и «Десна-В» - при шахтном.
Главным конструктором по на-
земному комплексу был назначен
В.П.Бармин (ГСКБ «Спецмаш»).
Для проведения ПКИ ракеты
было решено в максимальной
степени использовать сооружения
и наземное оборудование ракетного комплекса Р-7
и существенно сэкономить средства и время на под-
готовку летных испытаний ракеты Р-9. Одновременно
проводились поисковые проектные работы в ОКБ-1 по
различным вариантам боевого базирования ракеты
Р-9 (наземный, траншейный, шахтный, морской, кон-
тейнерный и др.). Особое внимание уделялось эконо-
мичности комплексов. Вначале в целях удешевления
исходили из многоразового использования стартов
и лишь после глубокого анализа пришли к выводу об
оптимальности одноразового использования одиноч-
но расположенного старта с высокой боевой готовно-
стью, хотя это было гораздо дороже.
Принципиальной особенностью ракеты Р-9 было
включение в ее состав переходной рамы пускового
стола. Дело в том, что для подготовки ракеты к пуску
требовалось произвести подстыковку к ракете боль-
шого количества (до 50) наземных гидро-, пневмо-,
электрокоммуникаций. ГСКБ «Спецмаш» предло-
жило, а ОКБ-1 согласилось с предложением создать
переходную раму пускового стола с размещением на
ней основной массы узлов стыка наземных систем
с ракетой. Благодаря этому резко уменьшился объ-
ем работ на старте, т.к. стыковка всех связей «зем-
ля - борт» теперь производилась
на технической позиции, после
пристыковки к ракете переход-
ной рамы, а на старте оставалось
пристыковать существенно мень-
шее количество коммуникаций
«земля - переходная рама» за
счет того, что, например, пять
магистралей сжатых газов, под-
водимых к стартовому столу, при
помощи пневмощитов, смонти-
рованных на переходной раме,
превращались в 22 магистрали
ракеты.
Другой особенностью ком-
плекса ракеты Р-9 явилось си-
стемное решение проблем, свя-
занных с длительным хранением
жидкого кислорода. Этому пред-
160
Глава 4
Транспортирование ракеты Р-9 на транспортно-установочном агрегате на старт
шествовал комплекс научно-исследовательских, про-
ектно-конструкторских и опытных работ, направлен-
ных на существенное сокращение потерь кислорода
от испарения при хранении в наземных емкостях, при
транспортировке и после заправки в баки ракеты.
В отделе 13 (начальник БАСоколов) ОКБ-1 была
создана система переохлаждения, длительного хране-
ния и скоростной заправки ракеты переохлажденным
жидким кислородом и решена проблема его длитель-
ного хранения без потерь. За счет применения прин-
ципиально новых видов изоляции емкостей с жидким
кислородом (порошковая, экранно-вакуумная теплои-
золяция) в сочетании с вакуумом в те-
плоизолирующем пространстве ем-
кости и выбора оптимальной формы
наземных и транспортных емкостей
хранения кислорода и баков ракеты,
разработки специальных конструк-
ций подвесок и опор емкостей хране-
ния кислорода, новых конструкцион-
ных материалов, выбора оптимального
способа термостатирования криоген-
ных жидкостей, внедрения переохлаж-
дения удалось сократить суточные по-
тери кислорода от испарения с 15 % на
начальном этапе до 0,05-0,2 % на эта-
пе выхода ракеты Р-9 на летные испы-
тания.
Замена существовавших видов изо-
ляции (мипоры, шлаковаты) на порошки
(аэрозоль, перлит и др.), которыми за-
полнялосьпространствомеждуемкосгью
и наружным кожухом, и вакуумирова-
ние этого пространства превращали емкость для хра-
нения кислорода в большой термос и резко сокращали
теплоприток к емкости кислорода, а следовательно, и
его потери от нагревания и испарения. Этот эффект
еще более усиливался при использовании ЭВТИ, ко-
торая представляла собой маты из листов блестящей
тонкой фольги (около 100 слоев), отделенных друг от
друга редкой стеклотканью. Блестящая поверхность
фольги резко уменьшала передачу тепла к емкости с
кислородом, а вакуум в теплоизолирующем простран-
стве емкости значительно увеличивал эффективность
этого решения.
Установка ракеты Р-9 на пусковое устройство
161
История развития отечественного ракетостроения
Ракета Р-9 установлена на пусковое устройство
Для создания системы вакуумирования на мно-
гочисленных объектах хранения кислорода был
спроектирован и создан специальный форвакуум-
ный насос в сочетании с двумя адсорбционными на-
сосами с применением нового синтетического ма-
териала - цеолита, - предварительно охлаждаемого
жидким кислородом или азотом. Такая конструк-
ция позволила довести вакуум с уровня 5x10-2 до
уровня 1 х 10-3 -1 х 10-4 мм рт. ст. Это также по-
требовало освоения новой технологии сварки для
получения полной герметичности многометровых
сварных швов емкостей хранения, создания методи-
ки и аппаратуры контроля их качества. Все описан-
ные выше мероприятия сводили к минимуму испа-
рения жидкого кислорода.
Для полного решения проблемы была создана спе-
циальная газовая холодильная машина на кислород-
ном уровне температур, которая, будучи установлена
на емкости с жидким кислородом, конденсировала
испарившийся из емкости газообразный кислород и
возвращала его обратно в емкость уже в жидком со-
стоянии. Так впервые в отечественной практике была
решена проблема длительного хранения жидкого кис-
лорода практически без потерь.
Однако исследования показали, что есть еще воз-
можность повысить эффективность применения жид-
кого кислорода: если его температуру понизить ниже
точки кипения при нормальных условиях (переохла-
дить до температуры минус 203-210 °C), то он при-
обретает новые качества, среди которых главное для
заправки - высокая текучесть. Это позволяло резко
сократить время заправки (с 30 до 3 минут), при этом
вместо насосов можно было использовать сжатый
воздух, который выдавливал жидкий переохлажден-
ный кислород из емкости хранения (стационарной или
транспортируемой) в баки.
В ОКБ-1 для переохлаждения жидкого кислорода
спроектировали и изготовили передвижную установку,
в которой использовался принцип эжекции и уноса
паров с поверхности жидкого кислорода в емкости за
счет перепада давления в эжекторе. Позже переохлаж-
дение криогенных жидкостей (кислорода, водорода,
азота, гелия) нашло широкое применение в ракетно-
космических комплексах Н1 и «Энергия - Буран»
на тысячах тонн криогенных компонентов.
Переохлаждение криогенных жидкостей методом
эжектирования подкупает своей простотой: не требует-
ся специального сложного оборудования, достаточно
подобрать мощный компрессор. Но за простоту надо
платить: в процессе эжектирования до 10 % криоген-
ной жидкости выбрасывается в атмосферу, а получение
1 кг жидкого кислорода требует примерно 1,2 кВгч
электроэнергии. Переохлажденный жидкий кисло-
род может заправляться в баки ракеты с расходом до
700 т/ч, жидкий водород -110 т/ч. Будучи переохлаж-
денным, жидкий кислород обеспечивал стоянку за-
правленной ракеты Р-9, готовой к пуску, в течение 10 ч
при высоком уровне безопасности работ при заправке.
В докладных записках на имя министра Д.Ф. Усти-
нова и заместителя Председателя Госплана СССР
В.М.Рябикова в мае 1961 г. С.П.Королев изложил
основные итоги работ по кислородной проблеме и
подчеркнул фундаментальное значение полученных
результатов для развития ракетной техники, в т.ч. для
создания боевых ракетных комплексов высокой готов-
ности, способных длительное время нести боевое де-
журство практически без потерь кислорода.
А ведь всего несколько лет до этого крупные
специалисты-ракетчики и военные считали жидкий
кислород непригодным компонентом для боевых
162
Глава 4
ракет. Между тем внедрение новых систем хране-
ния и заправки жидкого кислорода только для раке-
ты Р-9 дало экономию свыше 50 млн руб. (это была
очень большая сумма по тем временам). В рабо-
тах по кислородной проблеме активное участие от
ОКБ-1 принимали В.П.Мишин, АЛАбрамов, Б.А. Со-
колов, В.Н. Корваль, В.С.Овчинников, А.В.Пучинин,
НДПодколзин, К.И. Баранов, А.Ф.Токовцев, М.Б.Генд-
лер, М.А. Зимин, А.И.Никонов, В.Д.Новиков, АГ.Казе-
нов, А.В. Шибанов, Ю.Н.Васильев, ГААндреев, А.Ал. Мо-
розов, А.С.Федотов, В.В.Огурцов и др.
В процессе подготовки ракеты Р-9 к летным ис-
пытаниям была проведена замена головной части на
более тяжелую, разрабатываемую для варианта ракеты
Р-9 с индексом 8К77, за счет выявленных по завер-
шении конструкторских работ резервов. В такой ком-
плектации ракета в ряде документов вновь получила
обозначение Р-9А при сохранении индекса 8К75.
Летные испытания ракеты Р-9 начались 9 апреля
1961 г. (первый успешный пуск - 21 апреля 1961 г.)
на приспособленном стартовом комплексе, продол-
жались на экспериментальном боевом комплексе
«Десна-Н» до 14 февраля 1963 г. и завершились на
боевых комплексах «Долина» и «Десна-В» в феврале
1964 г. Вначале было много аварийных пусков (из пер-
вых тридцати двух пусков пятнадцать - аварийных),
ракета иногда падала прямо на стартовую площадку,
разрушая пусковое оборудование. При этом выяви-
лись недостатки компоновки и конструкции отдельных
узлов пускового стола и особенно переходной рамы.
Переходная рама оказалась очень громоздкой и тяже-
лой, ее масса достигала 4,5 т и составляла 50 % массы
сухой ракеты. Было слишком много ручных операций,
что удлиняло процесс подготовки к пуску, требовало
квалифицированного боевого расчета. Сложным и
длительным оказался процесс установки ракеты на пу-
сковой стол, недостаточно быстрой оказалась заправка
компонентами топлива, низкой была степень автома-
тизации всего технологического цикла подготовки пу-
ска, который составлял по времени почти 2 ч. Стало
ясно, что надо радикально решать проблему длитель-
ного хранения жидкого кислорода с минимальными
потерями, сокращать время заправки ракеты.
Все это привело к тому, что стартовый комплекс
«Десна-Н» был признан несоответствующим ТТТ и его
не рекомендовали для принятия на вооружение РВСН.
Следует отметить, что комплекс «Десна-Н» был от-
вергнут не из-за грубых конструктивных просчетов.
Причина была в том, что проектирование шло неси-
стемно, без учета опыта эксплуатации и повышенных
требований заказчика. Высокие боевые и эксплуата-
ционные качества ракеты Р-9А, подтвержденные при
ЛКИ, требовали создания совершенного стартового
комплекса с высокой боевой готовностью. Высоких
результатов можно достичь только при условии под-
хода к ракете и стартовому комплексу как к единому
целому, отрешившись от ведомственного эгоизма. Не-
обходимо было менять психологию разработчиков.
С.П.Королев принялся за выполнение этой задачи
со всей присущей ему страстностью и энергией. ОКБ-1
стало головной организацией, главным идеологом но-
вого комплекса наземного оборудования для ракеты
Р-9. Была создана комплексная бригада по модерни-
зации комплекса «Десна-Н» под руководством веду-
щего конструктора М.С.Хомякова, которая выполнила
проектные проработки, подтвердившие реальность
создания нового наземного комплекса «Долина»
с высокой степенью автоматизации процессов подго-
товки и пуска ракеты Р-9. Была разработана и изго-
товлена новая переходная рама, втрое легче прежней,
что позволило транспортировать ракету Р-9А в вагоне
с пристыкованной рамой.
В ГСКБ «Спецмаш» разработали систему ско-
ростной заправки ракеты горючим - керосином Т-1.
К сожалению, не удалось убедить разработчиков ис-
пользовать для заправки ракеты Р-9А керосином вы-
теснительную подачу с применением сжатого воздуха,
и в принятой схеме заправки для перекачки керосина в
баки ракеты Р-9А использовали насос.
В ЦКБ транспортного машиностроения (В.П.Петров)
было создано эффективное устройство для установки
ракеты Р-9А на пусковой стол за 30 с одним операто-
ром. Впервые в ОКБ-1 создана и изготовлена на заво-
де «Красная заря» в Ленинграде автоматизированная
система подготовки ракеты к старту, причем принятые
в ней классические решения использовались в даль-
нейшем для ряда новых ракет-носителей разработки
ОКБ-1.7 В ракетной отрасли был сделан качественно
новый шаг по пути автоматизации комплекса работ
при подготовке ракеты к пуску. АСПС представляла со-
бой единую автоматическую систему, охватывающую
весь комплекс автоматических систем управления от-
дельными агрегатами и системами СК, которые уча-
ствуют в установке ракеты с ГЧ на пусковое устройство,
пристыковке к ним наземных коммуникаций, заправке
компонентами топлив, их термостатировании и подго-
товке бортовой аппаратуры к пуску ракеты.
Автоматизированная система подготовки ракеты к
пуску также управляла операциями по полуавтомати-
ческому сливу компонентов топлив из баков ракеты
при несостоявшемся пуске, а также съемом ракеты
с пускового устройства. Агрегаты и системы АСПС
управлялись с центрального пульта подготовки автома-
тически или вручную. Большой вклад в создание, отра-
ботку и внедрение АСПС в наземный комплекс ракеты
Р-9А внесли В.М.Караштин, И.В.Земцов, АГ.Жоров,
В.Д.Голуб, М.А.Комиссаров, М.М.Басина и др.
Работы на космодроме Байконур по внедрению
АСПС и созданию нового комплекса «Долина» шли
небывалыми темпами. В мае 1962 г. было принято
163
История развития отечественного ракетостроения
решение о необходимости модернизации комплекса
«Десна-Н», а в конце сентября того же 1962 г. рядом с
ним закончились строительство и монтаж нового стар-
тового комплекса «Долина», с которого 22 февраля
1963 г. был успешно проведен первый пуск ракеты
Р-9А. Поражало то, что автоматизация обеспечивала
почти полное отсутствие боевого расчета. Самоход-
ная тележка с ракетой Р-9А, выйдя из монтажно-ис-
пытательного корпуса и достигнув упоров на пусковом
устройстве, соединялась с подъемно-установочным
устройством, которое поднимало ее в вертикальное
положение, автоматически стыковало все коммуни-
кации и закрепляло ракету Р-9А на пусковом столе.
Затем следовала скоростная заправка компонентами
ракетных топлив, подготовка системы управления и
прицеливание. На все уходило 20 мин вместо 2 ч на
комплексе «Десна». Это была победа!
С.П.Королев вскоре решил провести специальную
демонстрацию автоматизированного комплекса «До-
лина» ракеты Р-9А для главных конструкторов, разра-
батывающих другие ракетные комплексы. Она прошла
успешно, а присутствовавший при этом Президент Ака-
демии наук СССР М.В.Келдыш, подводя итог, заявил,
что это яркий пример комплексного, системного под-
хода к решению больших задач, обеспечивающий по-
ложительные результаты.
Группа сотрудников ОКБ-1, смежных организаций и полигона после пуска ракеты Р-9А со старта «Долина»:
АЛ.Морозов, ИАТимошенко, АЛ.Июдин, ААГолубев, БАДорофеев, С.С.Крюков, А.С.Маслаков, А.С.Кириллов,
В.С.Патрушев, ГАТюлин, ЮЛЛьвов, В.А.Сахаров, С.П.Королев, М.И.Кузнецкий, А.Г.Захаров, М.С.Настенко, Я.И.Трегуб,
М.С.Хомяков, КДБушуев, КЛ.Феоктистов, В.П.Финогеев, В.И.Тексин, Б.И.Кузнеченков. Март 1965г.
164
Глава 4
Группа сотрудников - разработчиков ракеты Р-9А
около постамента ракеты у Музея Вооруженных Сил:
В.М.Караштин, П.А.Ершов, В.В.Машков, Г.М.Марков, Ю.П.Ильин,
А.И.Осташов, М.С.Хомяков, ГА.Фадеев, Б.Е.Гуцков
Для ракеты Р-9А необ-
ходимо было создать также
шахтный вариант стартово-
го комплекса. Никакого опы-
та по созданию такого ком-
плекса ни в стране, ни за ру-
бежом не имелось, В США
для ракеты «Атлас» анало-
гичного класса предусматри-
валось только хранение раке-
ты в шахте, а для пуска ее под-
нимали на поверхность зем-
ли. Из шахты пускать боялись,
т.к. подготовка и запуск дви-
гателей были связаны с ис-
парением жидкого кислорода
и, следовательно, загазован-
ностью шахты кислородом,
что могло привести к взры-
ву Нужно было время для ис-
следований и экспериментов.
Однако обстановка требова-
ла ускоренного строительства
защищенных стартовых ком-
плексов Р-9А для обеспечения защиты стратегических
ракет от возможного ядерного удара противника. Поэ-
тому решили исследования и эксперименты проводить
одновременно с проектированием и строительством
экспериментального шахтного стартового комплек-
са на полигоне Байконур. Его головным разработчи-
ком стало ГСКБ «Спецмаш» (главный конструктор -
В.П.Бармин).
Комплекс состоял из трех шахт, расположенных в
одну линию, недалеко друг от друга, командного пун-
кта, хранилищ компонентов топлив и сжатых газов.
Все сооружения были заглублены и соединены между
собой ходами сообщения. Автономное электропита-
ние обеспечивалось дизель-электростанциями. Под
пусковым столом, размещенным на глубине 25 м,
располагались три этажа для заправочного оборудова-
ния. Внутри бетонного сооружения шахты размещался
стальной стакан диаметром около 8 м. Зазор между
шахтой и стаканом служил газоходом для струй двига-
теля ракеты при пуске. Ракета Р-9А, предназначенная
для пуска из шахты, не имела переходной рамы из-за
ненадобности, а желоб бортовых коммуникаций был
доработан в связи с тем, что он не отбрасывался, как
при наземном варианте, а после отстыковки от ракеты
отводился к стенке стакана и фиксировался.
Шахтный стартовый комплекс для ракеты Р-9А, соз-
данный на полигоне Байконур, получивший название
«Десна-В», стал головным, на нем проверялись все
расчетные данные и сама возможность пуска ракеты,
заправленной кислородом и керосином из шахты. При
пуске из шахты отрабатывались монтажная и эксплу-
атационная документации, технология строительства
шахтных пусковых установок и т.д. Результатов пуска,
подтверждающих и полученный опыт строительства, с
нетерпением ждали на серийных объектах в ракетных
войсках.
27 сентября 1963 г. был проведен первый пуск
ракеты Р-9А из шахты. Он прошел с положительны-
ми результатами: все системы сработали нормально.
Это послужило отправной точкой для развертывания
строительства серийных шахтных стартовых комплек-
сов в различных районах страны, где работники ОКБ-1
принимали участие во введении их в строй. В разра-
ботке и испытаниях шахтного варианта ракеты Р-9А и
ее наземного комплекса приняли участие работники
ОКБ-1 М.С.Хомяков, АЛАбрамов, Б.А. Дорофеев,
К.И.Маркс, В.М.Караштин, В.С.Павлов, И.В.Попков,
В.С.Овчинников, В.Н.Бодунков, Б.В.Фалеев, К.П. Си-
магин и др.
После проведения ЛКИ, закончившихся 2 февраля
1964 г. 54-м пуском, ракета Р-9А с шахтным и назем-
ным («Долина») комплексами была принята на воору-
жение 21 июля 1965 г. с индексом 8К75, а ее серийное
производство в 1963 г. передано на Куйбышевский за-
вод «Прогресс».
Широким фронтом развернулись работы по из-
готовлению, монтажу, испытаниям и сдаче в эксплуа-
тацию ракетным войскам серийных боевых стартовых
комплексов с ракетой 8К75. И здесь ОКБ-1 играло
ведущую роль. С.П.Королев придавал исключительное
значение этой работе. На объекты для осуществления
авторского надзора за монтажом направлялись бри-
165
История развития отечественного ракетостроения
гады специалистов ОКБ-1 и завода, а заместителем
главного конструктора по сдаче серийных боевых
комплексов в эксплуатацию и постановке их на бое-
вое дежурство был назначен Б.А.Дорофеев, имевший
большой опыт испытаний на экспериментальном ком-
плексе «Долина».
Пятнадцать лет на боевом дежурстве находились
боевые ракетные комплексы с ракетой 8К75, полу-
чившие высокую оценку в воинских частях. Таков итог
работы ОКБ-1 и смежных организаций по этой теме.
Это была победа технической мысли в борьбе за воз-
можность применения в боевом ракетном комплек-
се жидкого кислорода, который К.Э.Циолковский и
С.П.Королев считали ракетным компонентом с боль-
шим будущим.
Глобальная ракета ГР-1
Работы по созданию ракеты нового типа - гло-
бальной межконтинентальной баллистической ракеты
ГР-1 - были начаты в ОКБ-1 в соответствии с поста-
новлением правительства от 24 сентября 1962 г. Кроме
обычных возможностей поражения целей при полете
по баллистическим траекториям глобальная ракета
позволяла поражать цель путем торможения головной
части в заданный момент времени полета ракеты по
круговой орбите ИСЗ. Теоретической базой боевого
применения глобальной ракеты ГР-1 послужили сле-
дующие соображения.
Головные части БРДД длительное время считались
неуязвимыми для средств противоракетной обороны
противника. Однако вскоре были разработаны систе-
мы, которые, используя сам принцип баллистического
полета ракеты (известный закон движения, макси-
мальная высота траектории - более 1000 км), давали
возможность раннего обнаружения и точного прогно-
зирования траектории полета ГЧ, указывали координа-
ты намеченной цели, обеспечивали достаточное время
для обнаружения ГЧ и позволяли вести эффективную
борьбу с ними.
Известные способы защиты ГЧ (ложные цели, увод
корпуса ракеты и др.) в большинстве своем до конца
не решали задачу прорыва ГЧ к цели. Как показали
исследования, радикальным решением, существенно
снижающим эффективность средств противоракетной
обороны противника в борьбе с ГЧ, могло стать созда-
ние глобальных ракет, т.е. обеспечение движения ракет
не по баллистическим, а по низким орбитальным (гло-
бальным) траекториям ИСЗ при высоте орбиты поряд-
ка 150 км с последующим выводом ГЧ на цель путем ее
торможения в заданной точке траектории. Защита ГЧ
обеспечивалась за счет того, что на низких высотах по-
лета ракеты и ГЧ дальность обнаружения ГЧ средствами
противоракетной обороны противника уменьшалась до
500-600 км против 4000-8000 км для баллистических
траекторий, а время для поражения ГЧ сокращалось с
12-15 до 2 мин. Недостатком поражения конкретных
целей с помощью глобальных ракет является меньшая
точность выведения ГЧ на цель. Этот недостаток уда-
лось в значительной мере преодолеть путем введения
в состав ГЧ устройства, названного РДГЧ (регулятор
движения головной части). Это устройство, увеличива-
ющее аэродинамическое сопротивление ГЧ, позволяло
повысить точность по дальности при перелете за счет
отстрела РДГЧ в определенный момент после тормо-
жения при полете ГЧ по нисходящей траектории, рас-
считываемый автоматической системой управления, и
реализовать выполнение требований ТТТ.
Возможность стрельбы глобальными ракетами в
прямом и противоположном направлениях по отноше-
нию к цели требовала от про-
тивника создания круговых
средств ПРО. Проведенные в
ОКБ-1 в 1961-1964 гг. про-
ектно-исследовательские ра-
боты показали возможность
создания трехступенчатой
глобальной ракеты на базе
двигательных установок раз-
рабатывавшейся ракеты 8К77
для первой и второй ступеней
и двигателя 8Д726 (разработ-
ки ОКБ-1) с тягой 6,8 тс на
третьей ступени ракеты.
Двигатель 8Д726 был вы-
полнен по схеме с дожигани-
ем газогенераторного газа в
камере сгорания. Основной
особенностью двигателя яв-
лялась возможность его за-
пуска в космических усло-
виях. При этом поджиг то-
плива в газогенераторе осу-
ществлялся с помощью двух
запальников, а в камере сго-
рания использовался эффект
воспламенения керосина в
горячем (~350°С) газогене-
раторном газе. При разработ-
ке двигателя были использо-
ваны: пневмоклапаны запу-
ска и выключения двигателя;
бустерный ТНА окислителя,
обеспечивающий ускоренное
захолаживание магистрали
кислорода и запуск основно-
го ТНА при малом давлении
в баке. Впервые в двигателе
была использована камера
Трехступенчатая
глобальная ракета ГР-1,
способная поразить цель
в любой точке Земли
с любого направления
166
Глава 4
Ракета ГР-1 на транспортировочной тележке
сгорания с щелевой смесительной головкой, имеющей
высокую расходонапряженность и устойчивость к вы-
сокочастотным колебаниям, что существенно повыси-
ло надежность двигателя.
Для повышения боевой готовности ракеты и сокра-
щения времени подготовки двигателя к старту исклю-
чили все ручные операции, для чего в двигателе была
обеспечена полная герметичность стыковых соедине-
ний, исключающая операцию «опрессовки», и исполь-
зованы специальные сбрасываемые герметизирующие
заглушки, исключающие операции «снятия заглушек».
Отработка двигателя 8Д726 была начата в 1963 г.
После пройденного этапа экспериментальных и кон-
структорско-доводочных испытаний завод 88 изго-
товил 230 двигателей, на которых проведено около
500 испытаний.
Большой творческий вклад в разработку двигателя
8Д726 внесли БАСоколов, ГАБирюков, В.Г.Борз-
дыко, М.М.Викторов, В.П.Житников, В.И.Ипатов,
А.Ал. Морозов, А.Ан.Морозов, Э.В.Овечко-Филиппов,
С.В. Романов, Ю.К.Семенов, Н.М.Синицин, С.Г.Ударов,
А.С. Шелемин.
Ракета ГР-1 при стартовой массе 117 т и тяге ДУ на
земле 147 тс могла нести заряд с тротиловым эквива-
лентом 2,2 Мт на неограниченную дальность и обеспе-
чивать точность до ±5 км по дальности и до +3 км по
боковому отклонению. Эксплуатационные особенно-
сти трехступенчатой ракеты ГР-1 аналогичны таковым
для ракеты Р-9А.
К 1962 г. были созданы стендовые ракеты ГР-1,
началась их наземная экспериментальная отработка,
велось изготовление образцов для летных испыта-
ний, два из которых неоднократно провозились по
Красной площади во время военных парадов. Однако
из-за трудностей с отработкой двигателя НК-9 в ОКБ-
276 для первой ступени ГР-1 в серию не пошли, хотя
подобная ракета, правда, значительно позже, была
создана в КБ «Южное» (М.К.Янгель). Исполнителями
проектно-исследовательских работ по глобальной ра-
кете ГР-1, получившей войсковой индекс 8К713, были
те же сотрудники ОКБ-1, что и по ракете Р-9.
Для ракеты ГР-1 можно было в принципе исполь-
зовать те же стартовые позиции и наземное оборудо-
вание, что создавались для ракеты Р-9. Однако специ-
ально для ГР-1 создали стартовый комплекс с полной
автоматизацией предстартовых операций на площад-
ке 51, вблизи от стартовой площадки ракеты Р-7. Осо-
бенностью стартовой подготовки этой ракеты было то,
что она комплектовалась контейнером, выполняющим
функции транспортного контейнера, стартового стака-
на и служащим для прокладки заправочных и других
коммуникаций связи верхних ступеней с наземным
оборудованием.
Одновременно на базе ракеты ГР-1 велась разра-
ботка ракеты 8К513, предназначенной для уничтожения
боевых спутников противника на их рабочих орбитах.
Эта работа закончилась выпуском технического пред-
ложения, до производства таких ракет дело не дошло.
В1964 г. работы по ГР-1 и 8К513 были прекраще-
ны исходя из принятых СССР международных обяза-
тельств по неиспользованию космического простран-
ства для размещения в нем оружия.
167
История развития отечественного ракетостроения
А.Н.Кмримт, Т'.И.Ахмста^,
ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
ПЕРВЫЕ ШАГИ «САМАРСКОГО КОСМОСА».
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ЗАВОД
№ 1 ПРОИЗВОДИТ РАКЕТЫ. МБР Р-7, Р-7А, Р-9А
2 января 1958 г. было принято постановление
ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 2-1 об орга-
низации серийного выпуска межконтинентальных бал-
листических ракет Р-7 (8К71) на базе авиационного
завода № 1 в г. Куйбышеве, где в конце 1958 г. были
завершены испытания третьего летного экземпляра
ракеты Р-7, изготовленного на заводе.
Сравнительно небольшой отрезок времени между
этими двумя памятными датами, всего-навсего год,
был до предела наполнен напряженным трудом и
творческим поиском тысяч людей: рабочих, техников,
инженеров, служащих передового промышленного
предприятия. Коллективу завода, директором которо-
го в тот период был В.Я.Литвинов, а главным инже-
нером - М.К.Голубев, пришлось перестроить все про-
изводство, провести реконструкцию и перепланировку
цехов, освоить новые технологические процессы, осу-
ществить переподготовку кадров.
Специалистов по ракетно-космической технике в
Куйбышеве тогда не было. Директор завода В.Я.Лит-
винов, проявив государственный подход к новому делу,
разрешил Д.И.Козлову отбирать для работы в зарож-
дающемся КБ самых лучших специалистов завода. Для
сопровождения изготовления ракеты на заводе были
созданы конструкторские подразделения. Отдел № 25
ОКБ-1 в соответствии с постановлением ЦК КПСС
и СМ СССР № 715-296 от 23 июля 1960 г. преобразован
в филиал № 3 с дислокацией в г. Куйбышев. Его ядро со-
ставили уже опытные специалисты, пришедшие с завода
(Б.Г.Пензин, ВАРясный, С.В.Мокрый, Ю.В.Яременко
и др.). Интересно, что ни одного специалиста Д.И. Коз-
лов не взял из ОКБ-1, все кадры были местными. Ра-
боты по испытаниям ракеты на космодроме возглавили
специалисты, которые имели опыт работы на летно-ис-
пытательной станции завода по эксплуатации самолетов
(А.М. Солдатенков, Г.ЕФомин, М.Ф.Шум, Л.Ф. Шум-
ный, Л.С.Закарлюки др.).
В Куйбышевском авиационном институте была орга-
низована группа студентов старших курсов из 50 чело-
век, которая прошла специальную переподготовку по но-
вой тематике. Среди них были АВ.Чечин, А.В.Соллогуб,
В.Т.Пряхин, В.И.Субботин, Г.М.Хованский. Дипломное
проектирование и защита дипломов проводились непо-
средственно на заводе. Одновременно в филиал прибы-
ла большая группа студентов-дипломников из Днепро-
петровского университета. Среди них были В.М.Сайгак,
Е.К.Красночуб и др.
На заводе на базе двух цехов - № 12 (самолетной
сборки) и № 17 (аэродромный) - создается новый сбо-
рочно-испытательный цех № 15 (ныне цех № 2212).
Первым начальником цеха назначается М.Г.Перченок
(ранее - начальник летно-испытательной станции са-
молетов Ту-16, в дальнейшем заместитель директора
по производству), его заместителем - А.Я.Леньков
(до этого работавший начальником цеха сборки са-
молетов Ту-16, в будущем директор завода). В цехе
168
Глава 4
были образованы участки сборки центрального бло-
ка, боковых блоков, хвостовых отсеков, первыми на-
чальниками которых стали А.И.Киселев, Е.Г.Грызлов.
В этом же цехе создан КИС, начальником которо-
го стал Е.Н.Одиноков. В числе первых инженеров-
испытателей в КИС работали А.М.Солдатенков,
Г.Е.Фомин, ставшие через несколько лет заместителя-
ми генерального конструктора ЦСКБ, Н.С.Шураков -
в дальнейшем заместитель директора завода, на-
чальник сборочно-испытательного комплекса завода
на космодроме Байконур. Среди рабочих-сборщи-
ков и испытателей первого набора были В.П.Малина,
С.И.Кузнецов, которым в дальнейшем было присвоено
звание Героев Социалистического Труда.
Для успешного выполнения задания главным кон-
структором и руководством завода было принято ре-
шение параллельно вести общую сборку в цехе № 15 и
изготовление деталей, узлов, агрегатов в других цехах.
С целью сопровождения серийного производства
МБР Р-7 на заводе № 1 в качестве ответственного
представителя главного конструктора С.П.Королева
в г. Куйбышев в конце февраля 1958 г. был направлен
Д.И.Козлов - ведущий конструктор по ракете Р-7 в ходе
ее создания и отработки. С.П.Королев впервые посетил
Государственный авиационный завод № 1 в конце лета
1957 г., когда еще только подбирал предприятие для
перепрофилирования в ракетостроительное, но уже с
марта 1958 г. неоднократно бывал на заводе и лично
контролировал подготовку к выпуску ракет.
Ко времени, когда авиационный завод № 1
(с 1961 г. - «Прогресс») был привлечен к освоению
нового для него вида техники - межконтинентальной
ракеты Р-7, Сергей Павлович был уже состоявшимся
ученым, конструктором, крупным организатором ра-
кетной промышленности. Но мало еще кто знал о нем
на заводе в Куйбышеве в силу особой закрытости дел,
которыми он занимался. Почти в каждом приезде его
сопровождала «свита» грамотных специалистов-про-
фессионалов. Это конструкторы, технологи, сотруд-
ники подведомственного ему ОКБ-1, а также ведущие
специалисты многих НИИ, КБ, заводов Москвы, Под-
московья, Киева и других регионов страны. Они изуча-
ли производство на заводе, оценивали квалификацию
инженерно-технического и производственного персо-
нала, работали с заводскими специалистами-коллега-
ми, помогали разработать план реконструкции заво-
да, техническую и технологическую документацию на
оборудование и оснастку для освоения изготовления
деталей, узлов, агрегатов ракеты, ее окончательную
сборку и испытания. Многие цеха завода, особенно 3,
11,23,12, 31, 39,55-й были подвергнуты 100 %-ной
реконструкции, из них полностью удалено старое тех-
нологическое оборудование, установлено новое.
С.П.Королев и В.ЯЛитвинов организуют переобуче-
ние персонала завода. Значительная часть инженерно-
ВЯЛитвинов (1910-1983 гг.).
Дважды Герой Социалистическо-
го Труда. Заместитель министра
общего машиностроения. С 1944
по 1962 г. - директор Государ-
ственного авиационного заво-
да № 1 (ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-
Прогресс»), Лауреат Сталинской
и Ленинской премий.
Д.И.Козлов (1919-2009 гг.).
Дважды Герой Социалистическо-
го Труда. Член-корреспондент
РАН. В1958 г. направлен в г. Куй-
бышев ответственным представи-
телем С.П.Королева по органи-
зации серийного производства
МБР Р-7 на авиазаводе № 1
(ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»):
прошел должности до генераль-
ного директора - генерального
конструктора ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс. С 2003 по 2009 г. - по-
четный генеральный конструктор ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс».
Лауреат Ленинской премии, двух Государственных премий СССР,
Государственной премии РФ.
технических работников и рабочих, которым предстояло
трудиться по новому изделию, были направлены на уче-
бу и производственную практику в ОКБ-1 и завод № 88,
на котором шло изготовление ракет Р-7 опытной пар-
тии. Среди обучающихся были и работники вновь об-
разованного сборочно-испытательного цеха № 15.
Москвичами, ведущими специалистами ОКБ-1 и заво-
да № 88 было организовано теоретическое обучение и
практическая стажировка непосредственно на рабочих
местах в той должности, которую прибывшие из Куйбы-
шева специалисты занимали на заводе № 1. По окон-
чании обучения все без исключения от начальника цеха
до рабочего сдавали зачеты и получали допуск (сейчас
сказали бы «сертификат») на право ведения работ по
сборке и испытаниям ракеты. Завод освоил производ-
ство новой техники, причем в заданный короткий срок
и с качеством выпускаемой продукции более высоким,
чем на опытном заводе.
Куйбышевские специалисты многому научились у
своих наставников, сотрудников ОКБ-1. В начале 1960 г.
в ОКБ-1 была направлена первая группа молодых спе-
циалистов - выпускников КуАИ. В их число входил и
А.В.Соллогуб, ставший впоследствии заместителем ге-
нерального конструктора; из его воспоминаний:
«В ОКБ-1 нас направили на работу в отдел 17 -
отдел динамики и баллистики. Руководил отделом
Святослав Сергеевич Лавров (в ОКБ его звали «Свет»
169
История развития отечественного ракетостроения
за ясный ум и преданность науке). С. С.Лавров был
сподвижником С.П.Королева (еще по Германии), в 35
лет он уже был профессором МГУ, лауреатом Ленин-
ской премии. В то время он считался первым баллисти-
ком страны, пользовался непререкаемым авторитетом
в научных кругах и среди сотрудников ОКБ. С. С.Лавров
был блестящим математиком, в дальнейшем под его
руководством был разработан первый в стране транс-
лятор ТА-1 с языка «АЛГОЛ-60».
Подготовка к пуску
межконтинентальной баллистической ракеты Р-7
В отделе 17 работали крупные ученые - профес-
сора и доктора наук: И.М.Рапопорт, В.Ф. Гладкий,
Р.Ф.Аппазов, В.КБезвербый, Г.Н.Дегтяренко, ГС. Ве-
тров, Л.И.Алексеев и др. В то время рядом с нами ра-
ботали тогда еще неизвестные, в будущем космонавты,
Г.Гречко, О.Макаров, К. Феоктистов.
...Начали работу с изучения отчетов, методик,
эскизных проектов, диссертаций. Изучали работы
В.Ф.Гладкова, Л.И.Алексеева, И.М.Рапопорт, ГС. Нари-
манова (НИИ 4), Б.И.Рабиновича (ЦНИИмаш), К.С. Ко-
лесникова (МВТУ им. Баумана). Нам доверили считать
коэффициенты жидко-упругих колебаний ракет, кото-
рые затем пересылались в КБ НАПилюгина для раз-
работки системы управления.
В 1961 г. в ОКБ-1 прибыла группа студентов-ди-
пломников КуАИ... Старшим среди нас тогда был
выпускник КуАИ ААКозлов. Г.П.Аншаков занялся
баллистикой, братья Ю. и В. Беловы - динамикой,
В.И. Субботин и СД.Комаров - нагружением конструк-
ции ракет. Дмитрий Ильич ежегодно присылал к нам
новые подкрепления. На следующий год в наш коллек-
тив влились новые выпускники КуАИ: И.В.Смирнов
(баллистика), Ю.Г.Антонов (системы управления),
В.А. Мерзляков (баллистика), ОАРогожин (баллисти-
ка). .. В ОКБ-1 нам доверяли любую работу, не дела-
ли никаких различий между своими сотрудниками
и нами. Нас посылали в командировки на полигон,
в другие организации».
Московские учителя, как и С.П.Королев, понима-
ли, что они создают не только ракетно-космическую
технику, но и ракетно-космическую промышленность
страны. Сергей Павлович был уникален в своем уме-
нии «открывать» выдающихся творческих специали-
стов и привлекать их к работам по своей тематике.
На Государственном авиационном заводе № 1
в 1958 г. 1 октября был открыт цех № 15, и началась
напряженная работа по освоению сборки первой
куйбышевской межконтинентальной баллистической
ракеты. В сжатые сроки трудовой коллектив перешел
к использованию принципиально новых технологий
и материалов, овладел новыми методами контроля
и испытаний изделий. Например, ранее применявша-
яся клепка конструкций заменялась сваркой. Сварка
в ракетостроении - настолько важный технологиче-
ский процесс, что его освоение являлось особо важной
задачей. Помимо сварки внедрялось, в частности, хи-
мическое фрезерование и твердое анодирование; вош-
ли в практику ультразвуковой метод измерения толщин
и локальный спектральный анализ сплавов.
Изготовление первой партии ракет Р-7 едва не за-
вершилось драматическим финалом. Двигатели, пред-
назначенные для установки на боковые блоки послед-
него, третьего по счету изделия, поступили на завод
только 17 декабря. До истечения намеченного срока
оставалось всего 14 дней! Был составлен почасовой
170
Глава 4
Межконтинентальные баллистические ракеты Р-9А в сборочном цехе
график круглосуточной работы. Пришлось пойти на
совмещение некоторых испытаний, совместить при-
емку ОТК и представителя Заказчика и т.д. Самоот-
верженный труд работников цеха позволил уложиться
в немыслимый, казалось бы, срок.
31 декабря 1958 г. в 23.00 ч были успешно законче-
ны испытания третьего летного экземпляра ракеты Р-7,
изготовленного на заводе № 1. Ответственное прави-
тельственное задание было выполнено в срок. Ракеты
Куйбышевского производства были отправлены по же-
лезной дороге на полигон для проведения испытаний.
Так начиналось ракетостроение на самарской земле.
Однако при этом не обходилось и без происшествий.
Из воспоминаний Д.И.Козлова:
«3 января 1959 г. при маневровых работах в же-
лезнодорожные вагоны с одним из Куйбышевских из-
делий врезался тепловоз. От сильного удара «повело»
всю конструкцию изделия. Поэтому к пуску стали гото-
вить другую ракету Р-7.
К испытаниям все было готово, и вдруг вечером
16 февраля за несколько часов до пуска обнаружилась
неисправность в преобразователе тока. Тогда бригадир
сборщиков завода № 1 В.П.Малина поднялся на вы-
соту 30 м. На морозе и на ветру, в темноте, просунув
в люк руки, он на ощупь снял неисправный преобра-
зователь и к утру установил новый. Первая ракета Р-7,
изготовленная в Куйбышеве, 17 февраля 1959г совер-
шила успешный полет».
В феврале 1959 г. изготовленные в Куйбышеве
ракеты с высокой оценкой прошли испытания на кос-
модроме Байконур. После успешно проведенных под-
готовительных операций и пусков ракет Р-7 завод № 1
получил право на их серийное производство. Еще один
пуск серийного изделия из Куйбышева, которое нахо-
дилось на полигоне с 29 декабря, состоялся 17 марта
1959 г. Прием головной части был произведен на Кам-
чатке (район «Кура»).
20 января 1960 г. МБР Р-7 была принята на во-
оружение РВСН, а г. Куйбышев стал кузницей первого
ракетного щита нашей Родины. Первая в мире меж-
континентальная баллистическая ракета Р-7, носитель
мощного термоядерного заряда, сыграла историче-
скую роль в судьбе земной цивилизации. Создание ра-
кетно-ядерного щита в СССР положило начало фор-
мированию паритета между США и СССР в области
стратегических вооружений, что обеспечило предот-
вращение возможной третьей мировой войны. МБР
Р-7 находилась в эксплуатации в 1957-1961 гг.
171
История развития отечественного ракетостроения
В конце 1959 г. в ОКБ-1 под руководством главного
конструктора С.П.Королева была завершена работа по
модернизации изделия 8К71 и созданию ракеты Р-7А
(индекс 8К74). На завод № 1 наряду с выпуском из-
делий 8К71 была возложена задача освоения произ-
водства изделия 8К74.
МБР Р-7А была принята на вооружение Советской
Армии 12 сентября 1960 г. А уже 14 января 1961 г. со-
стоялся пуск первой ракеты Р-7А, изготовленной за-
водом «Прогресс».
Следует отметить, что производство разработанной
коллективом ОКБ-1 новой МБР Р-9А (изделие 8К75)
было также поручено заводу № 1 Куйбышевского со-
внархоза. Производство нового изделия было освоено
в заданные сроки, хотя дальнейшего развития не по-
лучило. За успешное освоение и серийный выпуск из-
делий новой техники указом Президиума Верховного
Совета СССР от 29 июня 1960 г. завод № 1, переиме-
нованный в 1961 г. в завод «Прогресс», был награж-
ден орденом Трудового Красного Знамени. К наградам
были представлены 189 лучших работников предпри-
ятия. Второй Звездой Героя Социалистического Труда
был награжден директор завода В.Я.Литвинов, ордена-
ми Ленина - начальник сборочного цеха А.Я.Леньков,
слесари Г.Г.Веселов и Г.В.Корягин. Вторым орденом
Ленина был награжден Д.И.Козлов, который стал
руководителем филиала № 3 ОКБ-1 (в дальнейшем
КФЦКБЭМ, а с 1974 г. - ЦСКБ, г. Куйбышев).
К созданию ракетной, а затем и ракетно-космиче-
ской техники были привлечены ведущие предприятия
г. Куйбышева и области: Моторостроительный завод
имени М.В.Фрунзе, авиационный завод № 18, Ме-
таллургический завод имени В.И.Ленина, завод «Ме-
таллист», Куйбышевский механический завод, завод
«Рейд», завод «Гидроавтоматика», Сызранский завод
тяжелого машиностроения, завод им. Масленникова и
др. Таким образом, с 1958 г. в Куйбышеве - Самаре
был создан крупнейший центр советской, а впослед-
ствии российской ракетно-космической отрасли.
Высокое совершенство конструкций МБР Р-7 и Р-7А
позволило использовать их как базовые для создания
целого семейства ракет-носителей среднего класса типа
Р-7 (Р-7А). Именно пакетная схема ракеты, не очень
удачная для боевой ракеты, и таила в себе те уникаль-
ные потенциальные возможности, которые позволили
создать семейство двух-, трех- и четырехступенчатых
ракет среднего класса и обеспечить в короткий срок про-
рыв не только в ближний космос, но и к Луне, Марсу,
Венере и на планетарную орбиту вокруг Солнца. Объяс-
нение этой уникальности очень простое - начальная тяга
одновременно запускаемых двигателей блоков первой и
второй ступени ракеты пакетной схемы намного больше,
чем тяга двигателя блока первой ступени ракеты с после-
довательным расположением ступеней, что сравнимо с
энергетическими показателями баллистической ракеты.
КА31аль1со^С^ирше£скли1,
тДЮЖилмнко
ГП «КБЮ»
ГП «ПО «Южмаш»
СОЗДАНИЕ РАКЕТНОГО ЦЕНТРА НА ДНЕПРЕ
Для серийного производства ракет Р-1, Р-2 Глав-
ного конструктора С.П.Королева постановлением Со-
вета Министров СССР 9 мая 1951 г. Министерству
вооружения был передан Днепропетровский авто-
мобильный завод. Заводу присвоено новое наиме-
нование - Государственный союзный завод № 586.
Для сопровождения производства в структуре за-
вода организовано конструкторское бюро. Главным
конструктором стал работавший ранее заместителем
С.П.Королева В.С.Будник.
Вместе с В.С.Будником в Днепропетровск были
переведены сотрудники конструкторских бюро С.П. Ко-
ролева и В.П.Глушко: Н.Ф. Герасюта, В.М.Ковту-
ненко, М.Б. Двинин, М.Ф.Демерцева, П.П. Караулов,
В.Н.Лобанов, П.И.Никитин, Ф.Ф.Фалунин, М.Д. На-
заров, Л.М.Назарова, М.Р. Гнесин, Н.И. Сидельников,
И.И. Иванов, Н.С.Шнякин и др. Они и бывшие сотруд-
ники КБ автозавода Л.А.Берлин, Б.Т.Комаровский,
А.А. Вередченко, С.С.Киселев, В.Д.Огир, Ю.С. Палеев
составили основной костяк КБ завода.
Одновременно с группой Будника из НИИ-88
в Днепропетровск были переведены опытные произ-
водственники - ветераны ракетостроения Г.Я.Семенов,
Н.Д.Хохлов, В.В.Бородин, С.Н.Курдин, Н.С. Матьянов,
Г.Ф.Туманов и др. Г.Я.Семенов стал первым началь-
ником головного сборочного цеха Государственного
союзного завода № 586. В.С.Будник, принимая на-
значение на должность главного конструктора заво-
да в Днепропетровске, ни на минуту не сомневался
в том, что рано или поздно новое КБ завода будет за-
ниматься самостоятельной творческой деятельностью.
Поэтому, как только появилась малейшая возмож-
ность отвлечь от серийного производства некоторые
силы заводского КБ, В.С.Будник поручил группе кон-
структоров начать проектные проработки собственной
ракеты на долгохранимых (высококипящих) компо-
нентах топлива с автономной системой управлений.
Первоначально (конец 1952 г.) в эту группу вошли
Э.М.Кашанов, Л.М. Мягких, Г.М.Пиленков, Ю.А. Сме-
танин, Н.Ф. Герасюта, П.П.Караулов, П.И.Никитин
и ставший позднее руководителем проектного подраз-
деления В.М.Ковтуненко.
Выработав облик будущей ракеты, КБ завода 586
направило свои предложения в ГАУ Министерства обо-
роны. Военным нужна была именно такая ракета, поэ-
172
Глава 4
История развития отечественного ракетостроения
В.СБудник (1913-2007 гг.). В июне 1951 г.
назначен главным конструктором заво-
да №586. С 1954 по 1969 г. - первый за-
меститель главного конструктора ОКБ-586
М.К.Янгеля. В 1972-1980 гг. - замести-
тель руководителя Днепропетровского
отделения Института механики АН УССР.
В 1980-1988 гг. - заместитель директора.
С1988 г.- главный научный сотрудник Ин-
ститута технической механики НАНУ и НКАУ.
Л.В.Смирнов (1916-2001 гг.). Дважды
Герой Социалистического Труда. С 1963
по 1985 г. - заместитель Председателя
Совмина СССР по оборонным отраслям
промышленности и председатель Военно-
промышленной комиссии.
М.К.Янгель (1911-1971 гг.). Дважды Герой
Социалистического Труда. Академик АН
СССР. С1946 г. работал в аппарате Мини-
стерства авиационной промышленности.
С 1952 г. - директор НИИ-88, с 1953 г. -
главный инженер предприятия. С 1954 по
1971 г. - главный конструктор ОКБ-586
(КБ «Южное»),
В.М.Ковтуненко (1921-1995 гг.). Ге-
рой Социалистического Труда. Член-
корреспондент АН УССР, АН СССР.
В1962-1977гг. -начальник комплекса, за-
меститель главного конструктора, началь-
ник и главный конструктор КБ космических
аппаратов. В1977-1995 гг. - генеральный
конструктор НПО им. САЛавочкина.
тому предложение было поддержано. 13 февра-
ля 1953 г. вышло постановление правительства,
которым КБ завода 586 поручалось разработки
эскизного проекта ракеты Р-12, которой присва-
ивался индекс 8А63.
Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР
№ 674-292 от 10 апреля 1954 г. конструкторское
бюро завода № 586 было преобразовано в Осо-
бое конструкторское бюро № 586. Главной за-
дачей нового ОКБ ставилась разработка боевых
баллистических ракет на долгохранимых (высо-
кокипящих) компонентах топлива. До назначения
главного конструктора его обязанности времен-
но исполнял директор завода 586 Л.В.Смирнов.
9 июля 1954 г. приказом министра оборон-
ной промышленности СССР Главным конструк-
тором и начальником ОКБ-586 назначается
М.К.Янгель, работавший до этого назначения
главным инженером НИИ-88. Его первым заме-
стителем становился В.С.Будник.
Еще одна важная проблема, вставшая перед
Главным конструктором ОКБ, требовала не-
медленного разрешения - проблема будущих
взаимоотношений ОКБ и завода. М.К.Янгель
предложил глубоко продуманную концепцию
взаимоотношений: «ОКБ - расти и развиваться
как головной проектной организации на про-
изводственной базе завода. Заводу - расти и
крепнуть как головному предприятию на основе
и в процессе материального воплощения про-
ектов КБ».
Глубокое одобрение и поддержка концепции
Главного конструктора руководством завода
имели неоценимое значение: отныне и на дол-
гие годы совместная деятельность двух больших
коллективов - ОКБ и завода, разработчиков и
производственников, основанная на общности
планов, взаимопонимании и взаимной поддерж-
ке, была подчинена главной цели - созданию
боевых ракетных комплексов собственной раз-
работки.
Днепровский первенец

Э.М.Кашанов (1928-1971 гг.). В 1952-
1954 гг. - инженер, старший инженер КБ
завода №586. С1954 по 1971 г. - началь-
ник проектного сектора, начальник проект-
ного отдела, начальник проектного ком-
плекса, заместитель главного конструктора
проектного КБ ОКБ-586.
С приходом в ОКБ МКЯнгеля проектные ра-
боты приобрели надлежащий размах. Как дирек-
тор и главный инженер НИИ-88 он был хорошо
знаком с разработками НИИ, в планах которых
прорабатывалась возможная конструктивно-
компоновочная схема ракеты Р-12, и с прора-
ботками КБ завода № 586, но у него было свое
видение облика первой ракеты ОКБ.
Напутствуя М.К.Янгеля перед отъездом его в
Днепропетровск, заместитель председателя Во-
174
Глава 4
Ракета Р-12.8К63
ОКБ-586. Сидят слева направо: В.И.Кукушкин, Л.Николаева, Г.Д.Хорольский.
Стоят слева направо. А.В.Климов, В.И.Баранов, ААКрасовский, В.Данилов. 1950-е гг.
Пуск ракеты Р-12У
енно-промышленной комиссии Г.Н.Пашков настойчи-
во советовал ему: «Надо увеличить дальность». В этом
был большой смысл. Разработанная СКБ-586 ракета
практически дублировала ракету Р-5 по габаритам и
основным характеристикам и воспринималась как
вариант Р-5, хотя и выполненный на долгохранимых
компонентах топлива. Необходимо было придать ей
новые качества.
М.К.Янгель предложил проектантам ОКБ дорабо-
тать проект ракеты Р-12 с учетом двух весьма суще-
ственных изменений:
-	увеличить дальность полета ракеты до 2000 км;
-	предусмотреть установку на ракету ГЧ с ядерным
зарядом.
Были определены и основные разработчики
агрегатов и систем ракеты: ОКБ-456 (главный кон-
структор - В.П. Глушко) - маршевый двигатель;
НИИ-885 (главный конструктор - М.С.Рязанский, за-
меститель главного конструктора по автономным СУ -
НАПилюгин) - автономная система управления;
НИИ-944 (главный конструктор - В.И.Кузнецов) -
командные гироскопические приборы системы управ-
ления; КБ-11 -ядерный боеприпас; ГСКБ «Спецмаш»
(главный конструктор - В.П.Бармин) - стартовая по-
зиция; Московский прожекторный завод - наземное
электрооборудование; НИИ-229 - огневые стендовые
испытания ракеты; ОКБ МЭИ - бортовая радиотелеме-
трическая аппаратура.
В октябре 1955 г. был выпущен эскизный проект
ракеты 8К63, а уже в декабре производству были вы-
даны рабочие чертежи. Изготовление опытных образ-
цов ракеты шло очень трудно ввиду большой загрузки
завода серийными работами по ракетам Р-1, Р-2 и
подготовке к серии ракеты Р-5М. Огневые стендо-
вые испытания ракеты Р-12 проводились в НИИ-229
(г. Загорск). Первое (и успешное) испытание, прове-
денное в марте 1957 г., вызвало огромный восторг
конструкторов. Вскоре были проведены еще три ог-
невых испытания, и первая летная ракета М2-3 была
отправлена на ГЦП-4 (Капустин Яр).
175
История развития отечественного ракетостроения
М.И.Неделин
В.Ф.Толубко
Краткие технические характеристики ракетных
комплексов Р-12 и Р-12У с ракетами 8К63 и 8К63У
Максимальная дальность стрельбы - 2080 км
Тип оснащения - НБВ
Количество боевых блоков -1
Мощность заряда -2,3 Мт
Точность стрельбы - ±5 км
Время пуска из полной боеготовности - 20 мин
Гарантийный срок нахождения ракеты в
заправленном состоянии - 30 сут.
Тип старта Р-12 - наземный
Тип старта Р-12У - наземный, шахтный
Степень защищенности ракеты в шахтной ПУ
от ядерного воздействия - 2 кг/см2
хэозь знашцш жи.	и
Стартовый вес-41,7 т
Вес компонентов топлива -37 т
Число ступеней -1
Компоненты топлива - жидкие, высококипящие
-	окислитель - АК-27И
-	горючее -ТМ-185
-	пусковое горючее - ТГ-02
Тяга двигателей (на земле / в пустоте) -64,8/ 73,1 тс
Удельный импульс (на земле/в пустоте) - 230/264 с
Длина - 22,1 м
Диаметр -1,65 м
uauifonut. к заошуаицдк кзишзш Ь12
Начало разработки -1953 г.
Принятие на вооружение -1959 г.
Постановка на боевое дежурство -1960 г.
Снятие с вооружения (во исполнение Договора о
ликвидации ракет средней и малой дальности) -1988 г.
W И ЭХС1Ш2ШК ИЗГИШЛ.	о Р- ?2У
Начало разработки -1960 г.
Принятие на вооружение -1963 г.
Постановка на боевое дежурство -1963 г.
Снятие с вооружения (во исполнение Договора о
ликвидации ракет средней и малой дальности) -1988 г.
Серийное производство ракет 8К63,8К63У осуществлялось
на заводеИ11586 (ПО «ЮМЗ», г. Днепропетровск)
и на заводе № 166 (ПО «Полет», г. Омск).
Ракету готовила бригада специалистов из ОКБ-586,
ОКБ-456, НИИ-885, ГСКБ «Спецмаш» и НИИ-229. Ру-
ководил бригадой опытный испытатель А.С.Бабушкин
из НИИ-229. Председателем Государственной комис-
сии был назначен начальник реактивного вооружения
Советской Армии генерал-лейтенант А.И.Семенов.
В состав Госкомиссии входили М.К.Янгель (тех-
нический руководитель испытаний) и все главные
конструктора смежных организаций - В.П.Глушко,
НАПилюгин, В.П.Бармин, С.П.Парняков и др.
Участие в подготовке к пуску принимали офице-
ры центральных управлений МО и начальника ре-
активного вооружения - А.Г.Мрыкин, А.Г.Карась,
И.Л. Малахов, В.В.Фаворский, В.И. Щеулов, ГА. Солн-
цев, Н.Н.Смирницкий, Ю.И.Воробьев, И.Н. Харичев,
КАКеримов и др. Всемерно способствовали прове-
дению работ офицеры ГЦП-4 во главе с начальником
полигона генерал-лейтенантом В.И.Вознюком.
22 июня 1957 г. состоялся первый и успешный пуск
ракеты Р-12. Это была огромная победа молодого
ОКБ. Пуском контрольных ракет от первой серийной
партии в конце декабря 1958 г. ПКИ ракеты Р-12 были
успешно завершены. Постановлением правительства
от 4 марта 1959 г. ракета Р-12 (8К63) была принята на
вооружение Советской Армии. Для молодого коллек-
тива ОКБ-586 создание и доводка ракеты Р-12 были не
только большим успехом, но и большой школой.
Для повышения защищенности в 1959 г. началась
разработка шахтных пусковых установок и впервые
произведен пуск ракеты из насыпной эксперименталь-
ной шахты «Маяк». По результатам экспериментов
в 1960 г. ГСКБ «Спецмаш» было поручено создать
для ракет 8К63 штатные шахтные пусковые установки
«Двина», а ОКБ-586 - сделать ракету унифицирован-
ной для наземного и шахтного стартов. Унифициро-
ванная ракета получила обозначение 8К63У.
17 декабря 1959 г. вышло Постановление СМ
СССР № 1384-615 «Об учреждении должности Глав-
нокомандующего Ракетными войсками в составе
Вооруженных Сил СССР», которым был создан но-
вый вид Вооруженных Сил СССР - Ракетные войска
стратегического назначения. Главнокомандующим
Ракетными войсками - заместителем министра обо-
роны СССР был назначен Главный маршал артиллерии
М.И.Неделин, первым заместителем - генерал-лейте-
нант В.Ф.Толубко.
Ракета Р-12, благодаря сравнительной простоте,
дешевизне, надежности и высокой боеготовности, ста-
ла самой массовой ракетой средней дальности, при-
нятой на вооружение РВСН. Еще до окончания ЛКИ,
убедившись в достаточной отработанности и надеж-
ности ракеты Р-12, правительство, заинтересованное в
скорейшей ликвидации отставания от США в области
средств доставки ядерных зарядов, приняло решение
о широкомасштабном изготовлении ракет Р-12. Кроме
176
Глава 4
Днепропетровского завода № 586 серийное производ-
ство ракет Р-12 было организовано на машиностро-
ительных заводах № 166 (г. Омск), № 172 (г. Пермь)
и Оренбургском авиационном заводе № 47. Всего
было изготовлено около 2300 ракет Р-12.
Первые ракетные полки с ракетами Р-12 заступили
на боевое дежурство 15 мая 1960 г. в Прибалтике и
Белоруссии. К концу 1960-х гг. в западной части СССР
было развернуто 608 ПУ с ракетами Р-12.
Создание стратегической ракеты Р-12 с термо-
ядерным зарядом, дальностью полета в 2000 км, спо-
собной простоять в заправленном состоянии, готовой
к пуску, целый месяц, с учетом ее дешевизны и про-
стоты в изготовлении - было таким большим проры-
вом в области стратегических вооружений, что за эту
разработку Указом Президиума Верховного Совета
СССР молодое ОКБ-586 и завод-изготовитель № 586
были удостоены высшей награды страны - орде-
на Ленина. Главному конструктору М.К.Янгелю, его
первому заместителю В.С.Буднику, директору заво-
да Л.В.Смирнову было присвоено звание Героя Со-
циалистического Труда. Большая группа создателей
ракеты - разработчиков, производственников и спе-
циалистов смежных организаций была награждена
орденами и медалями СССР.
‘Ъ.ПЛлотшт,
Ю.А.Устюжашии£, К.&ЧгЪ/лшш.
ОАО «Пермский завод «Машиностроитель»
СПЕЦИАЛЬНОЕ ПРОИЗВОДСТВО на ПЕРМСКОМ
МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОМ ЗАВОДЕ
им. В.И.ЛЕНИНА В1958 - НАЧАЛЕ 1960-х гг.
Подготовка и производство ракет Р-12,
Р-12У на Пермском машиностроительном
заводе им. в. И Ленина
История образования ОАО «Пермского завода
«Машиностроитель» тесно связана с историей раз-
вития производства ракетно-космической техники на
Урале и неразрывно - с Пермским машиностроитель-
ным заводом им. В.И.Ленина (ОАО «Мотовилихинские
заводы»). Постановлением ЦК КПСС и Совета Мини-
стров СССР № 2132-1157 от 26 декабря 1955 г. на
специальное конструкторское бюро артиллерийского
вооружения (СКБ-172) завода им. В.И.Ленина возло-
жено создание новых образцов ракетной техники.
177
История развития отечественного ракетостроения
В то время на Урале и, в частности, на заводе
им. В.И.Ленина, были сосредоточены опытные кадры
организаторов производства, инженерно-техническо-
го персонала и высочайшей квалификации рабочих,
прошедших суровую школу военного периода, имею-
щих опыт работы, освоения и изготовления изделий
военной техники.
Именно коллективу этого завода было доверено
изготовление принципиально нового изделия ракетной
техники для защиты нашего Отечества. В соответствии
с постановлением правительства от 1958 г. на Перм-
ском машиностроительном заводе им. В.И.Ленина
размещен заказ на серийное изготовление изделия -
одноступенчатой баллистической ракеты на жидком
топливе среднего радиуса действия Р-12 (8К63) разра-
ботки М.К.Янгеля. Сложность выполнения поставлен-
ной перед Пермским машиностроительным заводом
им. В.И.Ленина задачи состояла в том, что до этого
времени коллектив завода выпускал пушки, экскавато-
ры, турбобуры и никогда не занимался ракетным про-
изводством. К тому же сроки были очень ограничены,
а решение этого вопроса контролировалось на самом
высоком уровне. Важность поставленной задачи пони-
мали все - от руководства до рядового рабочего. Дове-
рие правительства необходимо было оправдать своим
трудом. Уральцы не привыкли пасовать перед трудно-
стями. Они умели решать самые сложные задачи.
Из действующего производства был выделен ряд це-
хов и организовано специальное производство Перм-
ского машиностроительного завода им. В.И.Ленина:
-	цех № 6 - изготовление сборочных единиц систе-
мы управления и телеметрии;
-	цех № 9 - механическая обработка отсеков, го-
ловных частей, комплектующих узлов;
-	цех № 10 - общая сборка;
-	цех № 12 - изготовление баков, приборных
и хвостовых отсеков, головных частей;
-	цех № 16 - нанесение гальванических химиче-
ских покрытий на детали и сборочные единицы;
-	цеха № 29 и № 30 - изготовление ответственных
деталей из алюминиевых сплавов ковкой, штамповкой;
-	участки цехов №№ 1,11,31, которые были под-
чинены этому производству.
Для обеспечения конструкторского сопровождения
изготовления нового изделия из состава СКБ-172, воз-
главляемого М.Ю.Цирульниковым, было выделено и
сформировано новое конструкторское подразделение
СКО-2. Оно было скомплектовано из прибывших мо-
лодых специалистов - выпускников Казанского, Мо-
сковского авиационных институтов, Ленинградского
военно-механического института. Туда же были пере-
ведены и ведущие специалисты по артиллерийским
системам из СКБ-172 завода: А.И.Кузнецов, возгла-
вивший СКО-2, А.Т.Нечаев, А.Я.Баскевич и др.
Вспоминает ветеран ВП МО 4791 АЛЗахаров:
«Летом 1958 г. я в числе первых военпредов при-
был на завод им. В.И.Ленина для приемки новых из-
делий. Заводу предстояло освоение и выпуск первой
серийной жидкостной ракеты средней дальности 8К63.
Москва требовала от нас ежемесячных докладов о со-
178
Глава 4
Ракета Р-12
наземного
базирования
стоянии работ. В цехе № 12 устанавли-
вались стапеля, монтировались стен-
ды и камеры, сборочный цех № 10
еще достраивался... Полной ясности,
когда же завод сможет начать выпуск
первых ракет, у нас, как и у руковод-
ства предприятия, не было. Предсто-
яло разработать и оснастить сотни
новых технологических процессов,
построить и смонтировать многочис-
ленные стенды, камеры, стапели, кон-
трольно-испытательные станции...
Осенью на завод прибыл секре-
тарь ЦК КПСС Л.И. Брежнев. Заслу-
шав доклад руководителей завода,
предложения и просьбы выступавших,
Брежнев подвел итоги совещания.
Указав на сложную международную
обстановку и необходимость своев-
ременного выпуска ракет, отметил не-
удовлетворительное состояние дел на
заводе. Запомнились его слова:
- Н. С.Хрущев обеспокоен положе-
нием дел у вас на заводе с выпуском
изделия и лично мне поручил разо-
браться на месте...
Обращаясь к присутствующим, ска-
зал, что срывается задание ЦК и завод
надо перевести на военное положение.
После Великой Отечественной войны
минуло 13 лет. Шла холодная война. Большинство ру-
ководителей завода знали о войне не понаслышке, по-
этому слова Л.И.Брежнева воспринимали как должное.
По итогам совещания было принято решение о поставке
с «Южмаша» 5 комплектов основных узлов и комплек-
тующих изделий для параллельной сборки, выделены
дополнительные средства на нужды освоения и строи-
тельства жилья для специалистов завода. На «Южмаш»
командировались многочисленные специалисты с це-
лью изучения опыта подобных работ. Многие работали
на новый заказ. Активизировалась работа заводской
и городской партийных организаций. И результаты не
замедлили сказаться. В конце 1958 г. рапортовали о
завершении сборки первых образцов ракеты 8К63, а с
начала 1959 г. начали планомерный выпуск».
Начало серийного производства
Этап совместных летных испытаний прошли десять
ракет, заключительный этап летных испытаний - де-
сять, зачетные летные испытания - пять, летные испы-
тания установочной партии в защиту начала серийного
производства Пермского машиностроительного заво-
да им. В.И.Ленина - пять.
После успешного проведения летных испытаний
всех ракет 8К63 в защиту начала серийного про-
изводства Пермский машиностроительный завод
им. В.И.Ленина имел юридическое право на проведе-
ние серийного производства и поставку в Вооружен-
ные Силы своей ракетной техники. Постановление
правительства СССР об организации в 1956 г. серий-
ного производства ракет 8К63 было принято 13 авгу-
ста 1955 г., но серия пошла на четырех заводах страны
только в октябре 1958 г.
До марта 1958 г. к моменту посещения заводов
города Перми делегацией ЦК КПСС и СМ СССР в со-
ставе Л.И.Брежнева, Д.Ф.Устинова и П.В.Дементьева
Пермский машиностроительный завод им. В.И.Ленина
не был готов к производству ракетной техники и мо-
рально, и технически. Положение дел с освоением се-
рийного производства ракеты 8К63 усугублялось тем,
что в нарушение требований Государственной норма-
тивной документации (ТУ ГАУ 4000-51) с КБЮ на завод
передавалась конструкторская документация на ракету
8К63 со штампом «ОПЫТНЫЙ», т.е. к этому времени
прошла ЛКИ только половина ракет 8К63 из числа за-
планированных. При этом следует иметь в виду, что
один (первый) этап ЛКИ решением правительства стра-
ны был отменен. Кроме того, при проведении каждого
очередного пуска ракеты при ЛКИ, как правило, вы-
являются конструктивные недостатки. А они влекут за
собой изменения конструкторской и технологической
документации и, как следствие, требуют доработки или
замены средств подготовки производства. В этом же
1958 г. головной ракетный завод ЮМЗ (г. Днепропе-
тровск) передало на свои три завода-смежника очень
«сырую» технологическую документацию. В составе
комплекта технологических процессов было около
50 % численности маршрутных технологий. Кроме
того, в операционных картах и чертежах оснастки были
многочисленные ошибки.
Чтобы поставить на серийное производство ра-
кету в невероятно тяжелых и сложных условиях,
коллектив Пермского машиностроительного завода
им. В.И.Ленина до принятия ракеты на вооружение
4 марта 1959 г. работал без выходных дней, по две
смены продолжительностью 12 ч каждая. Ракета 8К63
проходила длительное проектирование, наземную от-
работку, ЛКИ. Несмотря на это, при освоении серий-
ного производства и в условиях боевой эксплуатации
выявлены и преимущества, и недостатки, которые в от-
дельных случаях приводили к аварийным результатам,
как при эксплуатации ее базовой модели, так и при
эксплуатации ее модификаций - ракет 8К63У и 11К63.
Преимущества:
1.	Удачно спроектированная конструкция позволи-
ла находиться боевым ракетам 8К63 и 8К63У в боевой
эксплуатации до 30 лет при первоначальном гарантий-
ном сроке 7 лет.
179
История развития отечественного ракетостроения
2.	Использование на ракетах 8К63 и 8К63У высо-
кокипящих компонентов топлива позволило войскам
РВСН существенно повысить боеготовность этих ракет.
3.	Ракеты 8К63 и 8К63У имели автономную систе-
му управления.
4.	Система управления ракетами 8К63 и 8К63У раз-
мещалась в пространстве между баками ракеты. Это
позволило значительно снизить вибрационные нагруз-
ки на приборы, в первую очередь на гироскопическую
стабилизированную платформу в полете.
Недостатки:
1.	В системе управления ракет отсутствовали ду-
блирующие цепи, были по этой причине аварии при
летных испытаниях.
2.	Ракеты имели графитовые газовые рули, кото-
рые частично разрушались уже на первых секундах
старта и из-за этого заданная точность стрельбы не
обеспечивалась.
3.	Применение на боевых ракетах 8К63 и 8К63У
токсичных компонентов топлива неоднократно приво-
дило к травматизму и гибели личного состава в усло-
виях боевого дежурства в войсках РВСН.
4.	При переходе с наземного варианта старта на
старт из шахты из-за повышенных неучтенных КБЮ
нагрузок при первом старте ракеты 8К63У на поли-
гоне произошла авария. При этом межведомственной
комиссией были выявлены конструктивные дефекты:
-	недостаточная прочность люков хвостового и
приборного отсеков;
-	неправильно выбран шаг и собираемость кре-
пежных деталей люков;
-	за счет возникновения эжекции газов при пуске
ракеты люки выдавливались из корпуса наружу, и ра-
кета разрушалась в полете.
Этапы совершенствования
ракеты 8К63 в период производства
Этапом совершенствования ракеты 8К63 явился
период создания ее шахтного варианта под шифром
8К63У. Целью реализации этого этапа было повыше-
ние защищенности ракетных комплексов при их бое-
вой эксплуатации. Вторым этапом совершенствования
ракет 8К63 и 8К63У явился этап разработки унифици-
рованной ракеты под шифром 8К63У, который позво-
лял эксплуатировать ракету с применением наземных
и шахтных стартов. На этом этапе ракета была дора-
ботана в части формы корпуса и системы управления.
Постановление Правительства СССР по разработке
унифицированной ракеты 8К63У было принято в июне
1960 г. С1958 по 1967 г. в Перми ракеты 8К63,8К63У
изготавливались только на Пермском машинострои-
тельном заводе им. В.И.Ленина, и вновь созданному
заводу ПЗХО не передавались.
Ракета 8К63У проходила летные испытания в два
этапа. Первый этап она проходила ЛКИ в обычном
шахтном исполнении с сентября 1959 г. по май 1960 г.,
при этом на вооружение этот комплекс не принимался.
На втором этапе в летных испытаниях участвовал только
унифицированный комплекс. Он проходил летные ис-
пытания на полигоне Капустин Яр с 30 декабря 1961 г.
по декабрь 1962 г. и был принят на вооружение 15 июля
1963 г. Комплекс снят с вооружения в конце 1980-х гг.
Последняя ракета была утилизирована в 1990 г.
За весь период производства ракет 8К63 и 8К63У
Пермский машиностроительный завод им. В.И.Ленина
поставил Вооруженным Силам СССР около 600 изде-
лий. Пермскими ракетами 8К63 и 8К63У были оснаще-
ны десять ракетных дивизий из сорока двух. Группиров-
ка ракет 8К63 и 8К63У была нацелена на Европейские
страны НАТО и некоторые страны Дальнего Востока,
являющиеся нашими вероятными противниками.
Недостаток шахтного группового комплекса ракет
8К63У заключался в том, что существовала вероят-
ность уничтожения всех наших пусковых установок,
близко расположенных друг к другу, одной ракетой
противника, оснащенной ядерным боезарядом. Не-
смотря на наличие в боезапасе значительного количе-
ства ракет 8К63У до конца 1980-х гг., их замена под-
вижными комплексами «Пионер» началась в 1976 г.
В 1960 г. завод делал по 10-15 изделий в месяц.
В 1961 г. перед коллективом завода была поставлена
задача по увеличению количества изготавливаемых
ракет. Назревал Карибский кризис.
Из воспоминаний А.С.Кайгородова:
«К 1960 г. в цехе имелся пакет собираемого изделия
и основано производство изделия 8К63. Я пришел в цех
в сентябре 1960 г. В тот период как раз увеличивался
выпуск 8К63, для чего был организован большой набор
рабочих, в основном отслуживших в авиации солдат. В
январе 1962г. директор завода В.Н.Лебедев собрал кол-
лектив цеха и поставил задачу: дополнительно, по зада-
нию правительства, изготовить 10 изделий и отгрузить
на Кубу, а через год изделия вернулись в цех на пере-
борку, поскольку Карибский кризис был урегулирован».
Историки по-разному трактуют этот факт. Но не-
оспоримо то, что именно с этого времени Запад стал
прислушиваться и считаться с мнением СССР. И в этом
есть немалая заслуга тех, кто сумел в кратчайшие сроки
освоить и начать производство сложной боевой техни-
ки - главный на тот момент аргумент в противостоянии
двух систем. Изделия 8К63,8К63У несли боевое дежур-
ство в ракетных войсках более 25 лет. В1962 г. на Кубе
могла начаться третья мировая война. Однако этого не
случилось, т.к. руководство США не стало рисковать с
оккупацией острова Свободы. Одной из причин было
наличие на острове 36 ракет 8К63 с термоядерными
боеголовками и 144 зенитных установок С-75 произ-
водства пермского завода.
180
Глава 4
Из воспоминаний Д.П.Глотина,
руководителя ВП МО 4791:
«Все 36 боевых и 6 учебных ра-
кет, пересчитанные и сфотографиро-
ванные в Атлантике американцами,
прибыли в порты СССР, а затем по
железной дороге перевезены в арсе-
нал РВСН в г. Столбцы в Белоруссии.
Все прибывшие с Кубы ракеты
8К63 в арсенале находились непро-
должительное время. Ракеты были
отправлены на завод. На заводе
разработали задание на проведение
технической ревизии материальной
части как самих ракет, так и всех ос-
новных комплектующих элементов:
двигателей, приборов, БКС, т.к. все
они находились в течение длитель-
ного времени без герметичной упа-
ковки под воздействием морского
тропического климата.
После всех технических ревизий
и восстановления поврежденной
материальной части ракеты 8К63
вновь были отгружены в арсенал. Из
тридцати шести ракет, побывавших
на Кубе, было отобрано пять. Их от-
правили на полигон Капустин Яр для
проведения контрольных стрельб. Сведений об отри-
цательных результатах пусков на завод не поступало.
А одна ракета 8К63 была установлена на кубинском
берегу Атлантики как символ братской дружбы воинов
России и Кубы».
Для развития мощностей специального производ-
ства на верхней площадке завода в 1962 г. началось
строительство корпуса «А» - первого корпуса буду-
щего Пермского завода химического оборудования и
котельной. Строительный объект находился под осо-
бым контролем сразу двух министерств - оборонной
промышленности и строительства.
В 1962-1965 гг. на площадях вновь выстроенно-
го корпуса «А» разместились цеха: № 75 - листовой
штамповки (начальник цеха - ПАМолчанов), № 46 -
инструментальный для изготовления крупногабарит-
ных приспособлений и штампов (начальник цеха -
А.И.Виноградов), № 71 - механический (начальник
цеха - Н.С.Пименов), № 79 - сборочный (начальник
цеха - Г.М.Скрипов). Многие руководители этих под-
разделений и их сотрудники в дальнейшем с успехом
продолжили работу уже на ПЗХО.
Уже в 1964 г. в этих цехах было освоено изготов-
ление головных частей стратегических ракет, из техно-
логических процессов - сварка, рентген, механическая
обработка, нанесение теплозащитных покрытий на го-
ловные части и их наконечники, полимеризация, окра-
Ракета Р-12 наземного базирования при подготовке к пуску на полигоне Капустин Яр
ска, сборка, испытания, изготовление контейнеров для
ГЧ, шитье чехлов и отгрузка изделий с завода.
С 1958 г. одновременно на четырех предприятиях
страны (в г.г. Днепропетровск, Пермь, Омск и Орен-
бург) была поставлена на серийное производство ра-
кета Р-12. Однако в 1964 г. только Пермскому машино-
строительному заводу им. В.И.Ленина (завод № 172)
было доверено право - на базе ракеты Р-12 изготав-
ливать двухступенчатую космическую ракету-носитель
«Космос» (11К63).
Из воспоминаний ИДХальфана, заместите-
ля директора по внешним работам и испытаниям,
и Д.П.Глотина, начальника военной приемки:
«Всего с 1962 г. было осуществлено 123 запуска
ракеты 11К63 («Космос-2»). Запуски осуществлялись
с полигонов Капустин Яр и Плесецк. В то время еще не
было специально оборудованных площадок для запу-
ска двухступенчатых ракет, они запускались из шахты,
откуда стартовали одноступенчатые ракеты 8К63У. Во-
семь стартов были неудачными.
Перед производственниками возник вопрос: по-
чему ракеты, едва взлетев, падают «за бугор»? (Это
на языке ракетостроителей). При одном из неудачных
пусков установили, что в процессе пуска ракеты не
сработало зажигательное устройство второй ступени.
Оно отпало. Его долго искали и, наконец, нашли. Но
это был единичный случай. Ракеты же на первых порах
181
История развития отечественного ракетостроения
Ракета Р-12У шахтного базирования
при выполнении операции загрузки в шахтную пусковую установку
испытаний взлетали, теряли управление и завалива-
лись. Нужно было искать причину. Телеметрическая
информация ничего не показывала, да ее было от-
кровенно мало. Американцы публиковали свои ис-
следования (а у них телеметрической информации
на порядок больше), из нее следовало, что причиной
разрушений была вибрация от двигателей. (Потом мы
поняли, что это они нас специально в заблуждение
вводили.)
Пришли к выводу, что влияют возникающие при
шахтном пуске шумы. Нужно подтвердить. Д как?
Предложили Госкомиссии оснастить ракету допол-
нительными датчиками. Через три недели ракета,
оснащенная массой дополнительных датчиков, уже
стояла в шахте. Способ же передачи телеметрической
информации приняли неординарный - по обычным
кабелям. Нам нужно было получить обширную ин-
формацию лишь в те краткие секунды, пока «машина»
выходит из шахты, а затем все кабели она обрывает, но
информация-то уже у нас! Все наши предположения
подтвердились. В шахте в момент запуска возникали
очень сильные шумы, и вошедшие с ними в резонанс
шпильки электродвигателей рулей управления рва-
лись. Рули разворачивались, и машина, едва взлетев,
Ракета Р-12У
в шахтной пусковой установке
падала. Естественно, неполадки устранили, но возник
вопрос: почему раньше такого с одноступенчатой ра-
кетой 8К63У не случалось? Телеметрические данные и
этому нашли объяснение. Ракета была легче и в шах-
те в момент пуска находилась меньшее время. Шумы
просто не успевали на нее воздействовать.
Еще один уникальный случай произошел на первых
порах с новой машиной. Готовились к запуску исследо-
вательского спутника в хвост кометы. Ракета на старте,
осталось залить 400 кг жидкого кислорода. И вдруг со-
общение с места старта: ракета покачнулась, просела,
да так, что с баков, куда закачивали кислород, посы-
пался иней. Смотрим на старте: ракета стоит, только
скоба, удерживающая кислородный шланг, оторвалась.
Проверили по гироприборам - вертикальность не на-
рушена. Пускать? Время уходит, комета тоже. Решил
проверить. Облачился в защитный комплект, надел два
противогаза - изолирующий и фильтрующий - и стал
спускаться по скобам в шахту на глубину 30 метров.
А как увидел, что бак с топливом первой ступени про-
сел вниз и уперся в острые края стрингеров (ребер
жесткости) обшивки, так волосы стали дыбом. Выска-
киваю наверх и В.И.Вознюку докладываю: «Старт от-
менить, топливо слить, объяснения будут потом».
182
Глава 4
А причиной всему была некачественная сварка уз-
лов. Причину удалось установить и устранить. Спутник
тот, исследовательский, запустили в хвост кометы -
успели.
Потом этим носителем уже из северного космо-
дрома Плесецк запустили целую серию спутников
«Интеркосмос». До 1977 г. спутники весом от 50 кг до
500 кг выводились в космос этими ракетами.
Очередное испытание изделия на заводе чуть было
не закончилось трагедией. Один из испытателей вме-
сто имитатора включил в цепь пороховой заряд, рас-
кручивающий в момент запуска турбонасосный агрегат.
Начинаем испытания - и тут рев, пороховая гарь, свет
погас, по испытательной станции осколки со свистом
разлетаются. Наконец наступила тишина. Семь человек
находились на стапеле рядом с изделием - и никого
даже не задело. Турбина без нагрузки пошла вразнос,
и у нее начали отрываться лопатки. Перебило все кабе-
ли. Ракета как решето - только в утиль. Испытатель тот,
что делал соединение, тут же заявил об этом. А у нас
правило - если ты сам признал свою ошибку, тебя не
накажут. Важнее было, чтобы люди не боялись - иначе
они будут скрывать ошибки. Это будет обходиться не-
измеримодороже».
Специальное производство разрасталось, росли
объемы и номенклатура изделий. Людей, занятых в
этой сфере деятельности, становилось все больше и
больше. Стало ясно, что производство нужно выделить
в иную структуру.
11 августа 1967 г. был образован филиал Перм-
ского машиностроительного завода им. В.И.Ленина
по производству химоборудования в соответствии со
структурой, утвержденной министерством. Руково-
дителем филиала ПМЗ им. В.И.Ленина назначается
В.Н.Задерей, главным инженером - А.Е.Подольский.
В филиале по специальному производству был про-
должен выпуск ракет 8К63 с ГЧ 8Ф12, 8К63У с ГЧ
8Ф12В, 11К63,8К98, двигателей 15Д23,15Д25 (пер-
вой и третьей ступеней ракеты 8К98), а также голов-
ной части к ней 15Ф1.
Приложения
ЪМЯлотин
О роли и работе служб кооперации
Пермркогр мащщстроительного завода
им. ВИЛенина и ПЗХО
До начала 1990-х гг. в СССР в оборонных отраслях
промышленности существовал порядок, при котором
конструкторская, технологическая и приемо-сдаточная
документация на любую боевую технику сохранялась
до тех пор, пока не закончится ее гарантийный срок,
установленный при изготовлении. Как только заканчи-
вался гарантийный срок боевой техники, вся заводская
приемо-сдаточная документация (технологические
паспорта, сертификаты на материалы и заготовки,
ведомости входного контроля материалов и комплек-
тующих приборов, полученных по кооперации) унич-
тожалась.
В том случае, если срок технической эксплуата-
ции поставленной предприятием боевой техники,
находящейся в войсках, продлевался установленным
в нашей стране порядком, то на эту боевую технику
сохранялась только конструкторская документация.
Конструкторская документация сохранялась на пред-
приятии и в том случае, когда она заимствовалась на
технику, изготавливаемую производством, т.е. тогда,
когда предусмотрена ее применяемость в другом из-
делии. Если боевая техника сошла с производства на
предприятии и выполнение вышеуказанных условий
не требуется, то все виды технической и приемо-сда-
точной документации полностью уничтожались. Та-
кой порядок существовал в СССР.
После 1991 г. оборонные заводы изменили про-
филь производства, некоторые обанкротились, были
раздроблены на мелкие производства. Руководство
оборонных предприятий было вынуждено сокращать
численность работающих, сохраняя, при возможно-
сти, только рабочих-станочников. При сокращениях на
предприятиях увольняли в первую очередь архивариу-
сов, работников формулярных бюро и других сотруд-
ников, не занятых на основном производстве.
Уже во второй половине 1980-х гг., в соответствии
с решением министра общего машиностроения, Перм-
ский завод «Машиностроитель» прекратил ракетное
сборочное производство и перешел на изготовление
ракетных двигателей для РВСН и ВМФ, а также выпуск
средств КСП ПРО ракетных комплексов четвертого по-
коления. В 1990-е гг. вся заводская документация на
выпускавшиеся ранее ракеты исчезла.
Восстановление данных о кооперации представ-
ляет трудности. В советское время оборонные пред-
приятия имели только номера почтовых ящиков.
В последние десятилетия многие заводы, КБ и НИИ
получили открытые названия, а затем поменяли их.
Потребовалось немало времени и сил, чтобы опре-
делить современные названия предприятий - наших
бывших поставщиков материалов и комплектующих.
Еще сложнее рассказать о предприятиях Киева, Харь-
кова, Львова, Кишинева, с ними у нас раньше были
тесные деловые отношения.
183
История развития отечественного ракетостроения
шхизвщхва $№3,
ПК63 и^ШЦ И здг^сого
Баки топливные, магистральные и топливные тру-
бы для компонентов топлива изготавливались из листа
АМГ-6. Их поставщик - Куйбышевский металлургиче-
ский завод «Металлург».
Хвостовые и приборные отсеки, переходники, го-
ловные обтекатели изготавливались из листа Д16.
Их поставщик - Куйбышевский металлургический за-
вод «Металлург».
Шпангоуты и фланцы для всех видов топливных
систем ракет, которые изготавливались из проката и
поковок, поставлялись Куйбышевским металлургиче-
ским заводом «Металлург».
Шпангоуты и стрингеры хвостовых и приборных
отсеков, переходников и обтекателей изготовлялись
методом клепки из сортамента Д16, который для
них поставлял Куйбышевский металлургический за-
вод «Металлург».
Шпангоуты, поковки и лист из материала АМГ-6
для изготовления корпуса ГЧ ракет поставлял Куйбы-
шевский металлургический завод «Металлург».
Теплозащитное покрытие головных частей боевых
ракет 8К63 и 8К63У изготавливалось на Пермском
машиностроительном заводе им. В.И.Ленина методом
поликонденсации из асботекстолита. Компоненты ТЗП
поставляли Московский завод асбестовых изделий
(асбестовую ткань) и Тюменский химкомбинат (баке-
литовый лак).
Межблочная решетчатая трубчатая ферма ракеты-
носителя 11К63 изготавливалась на Пермском заводе
химического оборудования из труб и фитингов (матери-
ал ЗОХГСА). Поставщиком указанного выше сортамента
был Днепропетровский электрометаллургический завод
«Днепроспецсталь» им. Кузьмина п/я А-7244.
И П±±М£К^Г_0 химич^к^
Табл. 1
Ракетный комплекс 8К63 и 8К63У
Пермский машиностроительный завод им. В.И.Ленина (1958—1967 гг.)					Период изготовления
№ л/п	Шифр или индекс покупного элемента	Система	Реквизиты поставщиков		Примечание
			Адрес	Наименование предприятия-поставщика	
1	8Д59	ЖРД - маршевый двигатель	г. Пермь	ОАО «Протон-ПМ»	
2	8Л252 8Л253 8Л316 8Л251	Гирогоризонт Гировертикант Интегратор АУД Комплект гироскопических приборов	г. Пермь г. Саратов г. Раменское Московской обл.	Пермская приборостроительная компания Производственное объединение «Корпус»	
3	8Л124	Рулевая машина	г. Сарапул	Сарапульский электромеханический завод	
4	8Л126	Бортовая кабельная сеть	г. Пермь	ОАО «Морион»	
5	0910-060	Газовые рули	г. Москва	Московский электродный завод	
6	0200-010 0200-011	Наконечники головной части 8Ф12 карболитовые	г. Орехово-Зуево Московской обл.	Орехово-Зуевское производственное объединение «Карболит»	
7	0200-010	Наконечники головной части 8Ф12 графитовые	г. Москва	Московский электродный завод	
8	8Л123 8Л251 8Л254 8Л317 8Л318 8Л319 8Л320 8Л320М 8Л323 8Л323М 8Л050У	Приборы системы управления	г. Харьков г. Омск г. Свирск Иркутской обл.	Харьковский завод электроаппаратуры Сибирские приборы и системы Восточно-Сибирский электротехнический завод	
184
Глава 4
Табл. 2
Ракетный телеметрический комплекс 8К63Т, 8К63УТ
Пермский машиностроительный завод им. В.И.Ленина (1958-1967 гг.)					Период изготовления
№ п/п	Шифр или индекс покупного элемента	Система	Реквизиты поставщиков		Примечание
			Адрес	Наименование предприятия-поставщика	
1	В115М М104А М110 М105 НС-1 НС-2 БС-1 БС-2 ПКУ-ИС-523	Согласующие устройства связи штатной системы управления с системами телеизмерений	г. Харьков	Харьковский завод электроаппаратуры	
2	5СЦС-5 18СЦС-12 20СЦС-3 20СЦС-5 20СЦС-18	Аккумуляторные батареи систем телеизмерений	г. Саратов	Саратовский завод «Электроисточник»	
3	ФБП-2 ФБП-4 ФБП-4М ФБП-4М-14 БФ-1В ТБП-М1 ТБФ-М ТБФ ТБФ-1В	Трал П-2 Радиотелеметрические системы ракет: 8К63Т - наземный вариант 8К63У - шахтный вариант 8К63У - унифицированный вариант	г. Львов	Львовский объединенный государственный завод	
4		«Факел» - радиотехническая система контроля траектории устанавливалась в головной части 8Ф12В	г. Казань	ОАО Казанский завод «Радиоприбор»	
	В состав телеметрического варианта ракеты 8К63Т и 8К63УТ, кроме вышеуказанных в данной таблице систем, входят все штатные системы и приборы боевых ракет 8К63,8К63У				
Табл. 3
Ракетный космический комплекс 63С1 и 11К63
Пермский машиностроительный завод им. В.И.Ленина (1964-1967 гг)					Период изготовления
Пермский завод химического оборудования (1967-1973 гг)					
№ п/п	Шифр или индекс покупного элемента	Система	Реквизиты поставщиков		Примечание
			Адрес	Наименование предприятия поставщика	
1	8Д59	ЖРД - маршевый двигатель первой ступени ракеты	г. Пермь	ОАО «Протон-ПМ»	
2	8Д710	ЖРД - маршевый двигатель второй ступени ракеты	г. Химки Московской обл. г. Красноярск	Опытный завод энергетического машино- строения Госпредприятие «Красноярский машиностроительный завод»	Поставки с 1959 по 1962 г.
185
История развития отечественного ракетостроения
3	0911-0 0912-0	Газовые рули первой ступени ракеты 63С1	г. Москва	Московский электродный завод	
4	11Л028 11Л343 11Л347 11Л348 11Л349	Система управления	г. Харьков	Харьковский завод электроаппаратуры	
5	11Л124	Бортовая кабельная сеть	г. Харьков	Харьковский завод ПО «Коммунар»	
6	Трал-П2	Радиотелеметрическая система	г. Львов		
7	8Л0161 8Л89 8Л016		г. Саратов	Саратовский завод «Электроисточник»	
8	11Л21 11Л22 11Л32 11ЛЗЗ 11Л34	Гироскопические приборы	г. Саратов		
9	11Л124	Бортовая кабельная сеть систе- мы управления	г. Харьков	Харьковский завод «Коммунар»	
10	Д0-Е1 «ДМ»-РД Д0-Е1 «ТД»-Р1 ДП-Е1 M-II	РДМ-ЗБ радиотехническая система кон- троля параметров траектории полета ракеты при выводе на космическую орбиту космиче- ских аппаратов	г. Казань	ОАО Казанский завод «Радиоприбор»	
11	8Д81 (ПРД-82) 8Д86 (ПРД-112)	Твердотопливные двигатели системы: увода первой ступени ракеты 11К63 с траектории и сброса обтекателя второй ступени ракеты	г. Самара г. Павлоград Днепропетров- ской обл. г. Сельцо Брянской обл.	ОАО Самарский механический завод «Салют» Павлоградский машиностроительный завод Брянский химический завод им.50-летия СССР	
СЛМрокопьеб
ПО «Полет» - филиал ГКНПЦ имени М.В..Хруничева
РАКЕТА Р-12
Из доракетной истории ПО «Полет»
История производственного объединения «Полет»
начинается в 1941 г„ когда в Омске был организован 166-
й авиационный завод на базе эвакуированных из Москвы
серийного авиазавода № 81 и авиазавода опытных кон-
струкций № 156. На становление нового завода боль-
шое влияние оказали специалисты ОКБ АНТуполева,
которые приехали в Омск для запуска в серию ново-
го бомбардировщика Ту-2. Среди конструкторов был
С.П.Королев, с именем которого связаны самые громкие
победы советской космонавтики. Сергей Павлович в Ом-
ске на протяжении нескольких месяцев совмещал работу
конструктора с непосредственной производственной де-
ятельностью - при внедрении Ту-2 фактически был за-
местителем начальника фюзеляжного цеха.
Почти двадцать последующих лет 166-й авиацион-
ный завод связан с крылатой техникой. Изготавливал в
Великую Отечественную войну сначала бомбардиров-
щики Ту-2, затем - истребители Як-9. За годы войны
заводом изготовлено 80 самолетов Ту-2 и порядка
3700 - Як-9. После войны предприятие вернулось к
выпуску Ту-2 в модификации Ту-2Н. С1945 по 1949 г.
передано Заказчику 227 этих туполевских бомбарди-
ровщиков.
В первой половине 1950-х гг. основная продукция
Омского авиазавода - реактивные бомбардировщики
Ил-28. При освоении первого советского реактивного
бомбардировщика на предприятии проведена серьез-
ная реконструкция, как результат - завод довел выпуск
самолетов до одного в день. Всего изготовлено в Ом-
ске 758 бомбардировщиков Ил-28.
В 1955 г. предприятие начинает выпускать ре-
активный пассажирский авиалайнер Ту-104. Прин-
ципиально новое изделие потребовало коренной
реконструкции и техперевооружения 166-го завода.
Делалось это параллельно с освоением Ту-104. В ре-
зультате чего производство было освоено в рекордно
короткие сроки, первый полет омского Ту-104 состо-
186
Глава 4
ялся 3 августа 1956 г. К эре начала массового вы-
пуска Советским Союзом боевых ракет омский завод
№ 166 подошел предприятием с высоким производ-
ственным, технологическим и профессиональным
потенциалом.
Янгелевская Р-12
В декабре 1957 г.гражданский профиль машино-
строительного завода № 166 (такое название носило
тогда ПО «Полет») был резко изменен. Наряду с выпу-
ском основного изделия - самолетов Ту-104 - завод-
чане начали осваивать производство баллистической
одноступенчатой ракеты средней дальности Р-12. Было
решено начать массовый выпуск Р-12 для вооружения
частей Советской Армии сразу на нескольких заводах.
Заказ на новую ракету, наряду с Днепропетровским за-
водом, Пермским заводом химического оборудования
и Оренбургским машиностроительным заводом, был
передан оборонной промышленности Омска. Пред-
ложил Омск в качестве базы для производства Р-12
(8К63) лично М.К.Янгель. Предложение главного
конструктора было рассмотрено и принято правитель-
ством, причем руководство страны исходило из сле-
дующих факторов. Во-первых, расположение Омска в
отдалении от границ СССР, что при тогдашнем уровне
военной и разведывательной техники обеспечивало
определенную безопасность и сохранение тайны про-
изводства. Во-вторых, наличие в городе предприятий
различного назначения, в т.ч. самолетостроительного,
моторостроительного, электро- и радиотехнического и
других, которые можно было быстро перестроить на
выпуск ракет.
В конце 1957 г. выходит ряд правительственных
постановлений в отношении омских предприятий,
согласно которым завод № 29 (МПО им. Баранова)
должен был начать изготовление ракетного двигателя
РД-214; завод № 20 (агрегатный завод им. Куйбыше-
ва) - автоматику для пневмогидравлической системы
ракеты; завод № 634 («Электроточприбор») - из-
мерительно-преобразовательные головки системы
управления дальностью и системы боковой и нор-
Б.П.Еленевич

мальной стабилизации по-
лета; завод № 373 (Элек-
тротехнический завод им.
К.Маркса) и завод № 210
(им. Козицкого) - бор-
товые приборы системы
управления. 31 декабря
1957 г. вышло постанов-
ление ЦК КПСС и Совета
Министров СССР № 1475-
665, по которому заво-
ду № 166 поручалось с
«августа 1958 г. организовать изготовление ракеты
Р-12, индекс 8К63 (8К63У)». Одновременно с пере-
профилированием омских предприятий принимается
решение о строительстве завода № 216 (электромеха-
нического) и завода наземного оборудования, в даль-
нейшем - завода № 316 (подъемных машин) на терри-
тории Омского комбайносборочного завода.
Этими правительственными постановлениями
Омску придавался статус центра ракетной промыш-
ленности СССР, второго по размерам и значимости
после Москвы и Московской области. Только в этих
центрах было сосредоточено производство как самих
ракет, так и всех ракетных узлов и систем. В решении
сложных технических вопросов омскому ВПК помо-
гала вся страна, в т.ч. ОКБ и НИИ, возглавлявшиеся
крупнейшими советскими учеными и конструктора-
ми - НАПилюгиным, А.М.Исаевым, В.П.Барминым,
В.И.Кузнецовым, В.П.Глушко. Роль ведущего предпри-
ятия оставалась за ОКБ № 586 «Южмаш» под руковод-
ством главного конструктора М.К.Янгеля.
Непосредственное руководство ракетным комплек-
сом возлагалось на Совет народного хозяйства Омско-
го экономического района, председателем которого
был Б.П.Еленевич, который до этого восемь лет воз-
главлял завод № 166. В Омск Б.П.Еленевич приехал
из Харькова в 1949 г., где был директором авиазаво-
да № 135. В период его руководства заводом № 166
на предприятии был заложен фундамент, на котором
впоследствии создается ракетное производство. При
Еленевиче на заводе развернуто массовое серийное
производство реактивного фронтового бомбарди-
ровщика Ил-28. В это время на заводе началась под-
готовка и переподготовка специалистов. За короткий
период реконструировано и создано 26 цехов общей
площадью 78500 м2 с числом оборудования 1561 ед
За год с небольшим на старых площадях, где до этого
выпускался поршневой фронтовой бомбардировщик
Ту-2, возник завод уже новой реактивной эпохи.
Благодаря организаторскому таланту Еленевича
произведена масштабная реконструкция и техниче-
ское перевооружение, в кратчайший срок налажен
серийный выпуск первого советского реактивного
пассажирского самолета Ту-104. От выхода соответ-
ствующего постановления Совета Министров СССР
до полета 3 августа 1956 г. первого омского Ту-104
прошло полтора года. Всего на заводе выпущено
64 авиалайнера. Еленевич, будучи председателем
Омского Совнархоза (1957-1962 гг.), способствовал
созданию в Омске Центра ракетостроения, изготав-
ливавшего практически все агрегаты и комплектую-
щие для ракеты Р-12 (8К63), серийно выпускаемой
заводом № 166 с 1958 по 1962 г. Анализ документов
Совнархоза подтверждает, что Б.П.Еленевич способ-
ствовал принятию некоторых правительственных ре-
шений, необходимых омскому ВПК.
187
История развития отечественного ракетостроения
В период директор-
ства Б.П.Еленевича на
166-м заводе вокруг него
сложилась команда руко-
*♦ f5 . водителей, которые в даль-
>' нейшем сыграли решаю-
щую роль при освоении
- к заводом выпуска ракетной
техники, среди них - глав-
I в	ный инженер К.А. Головко,
*, г	главный технолог Я.М. Ша-
К.А.10Л0ВК0	пипп nni 1ППТИТПП1 ГПЛП11Л
ПИрО, ЗЗМбСТИТбЛЬ ГЛЗВНО"
го инженера Т.Ш.Хабибуллин, заместитель главного
технолога В.М. Румянцев, будущий директор завода
Я.В.Колупаев и многие другие специалисты, начальни-
ки цехов и отделов.
Ядром омского ракетного комплекса являлся за-
вод № 166. Со второй половины 1958 г. здесь развер-
нулись напряженные работы по созданию нового про-
изводства. В кратчайшие сроки требовалось изготовить
непривычную для авиастроителей оснастку, освоить
тысячи сложнейших технологических процессов, от
основного объема клепально-сборочных работ, харак-
терных при производстве самолетов Ту-104, перейти
к сварочным, применяемым при изготовлении ракет.
В этот непростой период умело направлял усилия за-
водчан на решение основных неотложных задач дирек-
тор завода К.А.Головко, работавший на этой должности
с 1957 по 1959 г.
На территории «Г» создаются три новых цеха:
цех № 80 (изготовление несущих баков ракеты свар-
ной конструкции), цех № 81 (сборка головных частей и
баллонов высокого давления), цех № 84 (окончатель-
ная сборка и испытаний ракет).
В 1958-1959 гг. в цехах смонтировано новое
оборудование. Особое значение руководство заво-
да придавало формированию цеха № 84. Не менее
ответственным этапом, наряду со сборкой, являлись
заводские испытания ракет. Контрольно-испытатель-
ную станцию, или 32-й отдел, возглавлял в 1958 г.
А.Т.Щаев. К 1958 г. в отделе № 9 существовало лишь
небольшое бюро во главе с А.М.Саяпиным, которое
ведало сваркой деталей и узлов из черных металлов.
В период запуска производства ракет при главном
металлурге П.И.Зубаневой создается группа, впослед-
ствии развернутая в бюро сварки цветных металлов
(руководитель - старший инженер А.Н.Кудашов, став-
ший впоследствии главным сварщиком завода). Кол-
лективы сварочных бюро способствовали быстрому
освоению работниками цехов таких видов новейшей
сварки, как автоматическая аргонно-дуговая, точечная
алюминиевых сплавов, конденсаторная с контролиру-
емой атмосферой и др.
Цеху № 10 в это время было поручено изготовле-
ние трубопроводов, патрубков и других сложнейших
деталей ракет. Производственные площади цеха рас-
ширили и создали ряд новых мастерских: раскройную,
рентгеновского контроля, промывочную. Обучили но-
вым технологиям специалистов и рабочих.
В конструкции ракет имелись предназначавшиеся
для соединения трубопроводов и труб с патрубками
прежде неизвестные авиастроителям детали - сильфо-
ны. Для их изготовления на базе 10-го цеха создается
цех № 16. Все специальное оборудование для выпуска
сильфонов разработали специалисты отделов №№ 15
и 29. Техническое руководство по внедрению осна-
щения и технологических процессов изготовления
сильфонов было поручено начальнику отдела № 29
В.А.Соломину (в будущем главный технолог завода).
Владимир Александрович вспоминает: «16-й цех
состоял из следующих участков: штамповочного, вы-
тяжки, термического, гальванического, формовочного,
испытаний и сборки сильфонов. Цех считался «закры-
тым», и войти в него можно было лишь по спецпро-
пуску. Цеховые помещения содержались в идеальной
чистоте и порядке. А сборщики сильфонов работали в
перчатках и белых халатах. Мы учились изготавливать
новый вид продукции на Днепропетровском заводе, но
превзошли своих учителей по качеству сильфонов. Это
было достигнуто за счет высочайшей квалификации на-
ших штамповщиков и работников других профессий,
лучшего подбора оборудования и т. д».
В 1959 г. подключился к выполнению ракетной
программы цех № 21. Проводились в 1958-1959 гг.
реконструкции механических, заготовительных, литей-
ного, кузнечного и других цехов. По решению Омско-
го совнархоза лабораторию инструментального цеха
расширили в цех механизации и автоматизации про-
изводственных процессов, клепальных, механических,
сварных и штамповочных. Здесь же организуется кон-
структорское бюро, в которое вошли 23 специалиста
в области механизации и автоматизации. Внедрялись
в цехах быстродействующая, переналаживаемая ос-
настка для перевода на групповой метод обработки
деталей, пневмомолоты, осуществлялся перевод из-
готовления деталей на автоматические и револьверные
станки. Большое внимание уделялось механизации еще
распространенного ручного труда. К примеру, было
смонтировано устройство для съема крупногабарит-
ных штампов, 250-тонный пресс. Устанавливались по
заводу мостовые краны, укосины и другие подъемные
механизмы. Кроме того, стала применяться термиче-
ская обработка режущего инструмента из быстрореза в
среде водяного пара, были модернизированы десятки
единиц металлорежущего и кузнечно-прессового обо-
рудования и т.д. Быстро увеличивался парк автомо-
билей и автокар, окончательно вытеснивший гужевой
транспорт во внутризаводских перевозках.
Несмотря на то, что в эти годы конечный резуль-
тат труда был скрыт завесой секретности, заводчане
188
Глава 4
продолжали работать с энтузиазмом и полной
самоотдачей. Многие, как в войну, сутками
«пропадали» в цехах и отделах, месяцами - в
служебных командировках. Росло число пере-
довиков производства. В 1959 г. были удосто-
ены звания «Лучший рабочий» и «Отличник
социалистического соревнования РСФСР»
МКВыдренко, ИАФедорчук, Л.К.Большакова
и др. 42 работника завода последовали по-
чину знаменитой Валентины Гагановой, среди
них - В.Ф.Халунин, М.Я.Петренко, И.Т.Квасов,
Н.С.Ефимов. Заводу № 166 четыре раза за
1959 г. присуждалось переходящее Красное
Знамя Совета Министров РСФСР и ВЦСПС.
Стремясь предельно ускорить выпуск во-
енной техники, прежде всего ракет, в связи с
обострившимся международным положением,
правительство страны принимает ряд важных
решений, положительно отразившихся на мате-
риальном обеспечении Омского ракетного ком-
плекса и завода № 166.15 мая 1959 г. вышло
постановление ЦК КПСС и Совета Министров
СССР, которое обязывало «...совнархозам
и предприятиям обеспечить полное и пре-
имущественное перед другими потребителями
выделение и поставку материалов, оборудова-
ния и комплектующих изделий, необходимых
предприятиям и организациям для выполнения
спецработ - раздела «Б» (ракетной тематики. -
прим, авт.) и производства изделий оборонной
техники, считая это важнейшей государственной
задачей».
В техническом паспорте завода за 1958 г. в разде-
ле «Итоги выпуска оборонной продукции» записано:
«Ракета Р-12 (8К63). План -10 изделий; отчет -1 из-
делие». Очевидно, что первая ракета была собра-
на и прошла заводские испытания в декабре 1958 г.
В архиве завода не удалось найти точную дату первого
пуска омской Р-12. По воспоминаниям ветеранов за-
вода, меньше чем за полтора года были изготовлены
и испытаны четыре ракеты 8К63 установочной партии,
первый пуск ракеты производства состоялся в апреле
1959 г. с полигона Капустин Яр. Испытания прошли в
целом успешно. По результатам первого и последую-
щих пусков на заводе производили необходимые до-
работки, после чего начали массовый выпуск.
Для изучения, получения конструкторской до-
кументации и обеспечения серийного производств
ракет в 1958 г. при СКО завода была создана группа
специалистов во главе с заместителем начальника СКО
А.С.Клинышковым (впоследствии многие годы он воз-
главлял КБ ПО «Полет»),
Документы заводского архива гласят: «При ис-
пытании изделий 8К63 № 1-4 выявлены серьезные
дефекты по вине заводов-поставщиков. Для устра-
А
Р-12 на пусковом устройстве
нения пришлось провести ряд крупных демонтажей
и монтажей с заменой узлов и агрегатов» (Из при-
каза директора завода № 166 от 28 июня 1959 г.).
«В течение мая месяца цеха № 80 и 81 работали
исключительно неудовлетворительно, задерживали
цех № 84 и не обеспечивали необходимых перехо-
дящих заделов на программу июня» (Из приказа ди-
ректора завода № 166 от 2 июля 1959 г.). Архивные
материалы лишний раз свидетельствуют, что запуск
производства ракет в серию проходил исключитель-
но тяжело. Коллективу приходилось решать совер-
шенно неизвестные прежде производственные зада-
чи, более того - исправлять недоработки и ошибки
смежников. Добавила напряжения и смена завод-
ского руководства. 25 июня 1959 г. К.А.Головко
был освобожден от обязанностей директора завода
«в связи с назначением первым заместителем на-
чальника и главным инженером Управления маши-
ностроительной промышленности Омского совнар-
хоза». Именно в период его руководства завод был
перепрофилирован на выпуск ракетной техники,
было налажено производство баллистической раке-
ты средней дальности Р-12 (8К63).
189
История развития отечественного ракетостроения
Я.В.Колупаев
После Головко дирек-
тором завода назначается
главный инженер завода
Я.В.Колупаев. Он руко-
водил заводом с 1959 по
1972 г. На завод пришел в
1942 г. С 1957 по 1959 г.
был главным инженером.
Именно при Колупаеве
166-й завод стал одним из
крупнейших ракетно-кос-
мических предприятий Со-
ветского Союза. При нем развернуто серийное произ-
водство ракет Р-12 (8К63), Р-12У(8К63У), Р-16 (8К64),
Р-16У (8К64У), УР-100 (8К84), ракеты-носителя легко-
го класса 11К65М («Космос-ЗМ»), нескольких типов
транспортно-пусковых контейнеров для межконти-
нентальных баллистических ракет. С 1968 г. на заводе
налаживается выпуск космических аппаратов военного
и народно-хозяйственного назначения, первые из
них - 11Ф617 для навигационно-связной системы
«Парус», разработанной в интересах ВМФ Советского
Союза, и «Сфера», являющийся космическим сегмен-
том геодезического комплекса «Сфера».
Несмотря на все трудности, предприятие пере-
выполнило план 1959 г. В отчете завода указывает-
ся: «Перевыполнение программы достигнуто за счет
оборонной продукции (в соответствии с договором и
дополнительным соглашением с Министерством обо-
роны)». В заводском техническом паспорте за 1964 г.,
где обобщены данные за предшествующее время, го-
ворится: «План на 1959 г. - 80 ед. Р-12; отчет - 90 ед.
Р-12». Кроме серийных боевых ракет, были собраны
две учебные и одна ракета, предназначенная для кли-
матических испытаний.
Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров
СССР от октября 1959 г., приказом Председателя
Государственного Комитета по оборонной технике
от 17 июня 1960 г. и приказом директора Днепропе-
тровского завода «Южный» Л.В.Смирнова от 1 июля
1960 г. на базе СКО Омского машиностроительного
завода № 166 создается Филиал № 1 ОКБ-686 (глав-
ный конструктор - ОАМартынов, заместитель -
А.С.Клинышков). Впоследствии новый филиал стал
калькодержателем подлинников конструкторской до-
кументации на изделия 8К63 и 8К63У. Ему было по-
ручено серийное сопровождение производства этих
ракет в Оренбурге и Перми.
В это время продолжалась тенденция притока мо-
лодежи на завод. Вспоминает И.Т.Сурков (долгие годы
работал начальником отдела кадров завода), секретарь
заводского комитета комсомола с 1959 по 1961 гг:
«При мне комсомольская организация выросла
более чем на 1000 человек, к 1960 году она насчиты-
вала в своих рядах порядка 3 700 членов. Затем был
некоторый спад. Б.П.Еленевич, будучи директором
завода, проводил активную работу по привлечению
молодежи, выделял места в общежитиях, комнаты
семейным. Своим распоряжением передал комитету
комсомола право наделения жильем молодых лю-
дей, ЖКО без комитета комсомола не могло поселить
молодого специалиста и рабочего. В 1959 году был
сдан по ул. Пархоменко первый комсомольский дом.
Трехэтажный. Это был первый комсомольский дом и
на заводе, и в Омске. А второй мы построили на 3-м
Разъезде. Также в наше время комсомол занимался
художественной самодеятельностью».
Конец 1950-х и начало 1960-х гг. ознаменовались
для завода № 166, в связи с переходом на выпуск но-
вой техники, коренной реконструкцией производства.
Значительно возросла роль служб главного конструк-
тора, главного технолога, главного метролога, подго-
товки производства и снабжения. Во время серийного
выпуска ракет 8К63 (8К63У) и запуска в производство
МБР 8К64 (8К64У) потребовалось освоить тысячи
новых технологических процессов. В цехах выполня-
лась автоматическая сварка: аргонно-дуговая - про-
дольных и кольцевых швов, точечная - алюминиевых
сплавов, конденсаторная с контролируемой атмосфе-
рой, шаровых баллонов; также было освоено химфре-
зерование панелей (обечаек) вафельной конструкции
для баков окислителя и
горючего ракеты 8К64,
изготовление арматуры
заправочно-сливной си-
стемы (клапана заправоч-
ные, отсечные, дренаж-
ные, предохранительные,
сливные, штуцера, флан-
цевые соединения, ниппе-
ли, трубопроводы и т.д.),
арматуры пневмогидрав-
лической системы (редук-
торы низкого и высокого
давления, фильтры, вен-
тили, сильфоны, трубо-
проводы и т.д.), бортовых
наземных кабелей (ИКС,
БКС), наземного прове-
рочно-пускового электро-
оборудования, бортовых
приборов, антенн и антен-
но-фидерных устройств,
одиночных и групповых
ЗИПов. Кроме того, на ав-
томобилях-кунгах устанав-
ливалось НППЭО для под-
готовки к пуску и для пуска
ракет 8К63 в воинских ча-
стях (монтаж производил-
Памятник ракете Р-12
190
Глава 4
ся на специализированном участке цеха № 20). Если
в начале 1958 г. 166-му заводу оказывалась помощь
предприятиями-смежниками в изготовлении кабелей и
элементов пневмогидравлических систем ракет, то уже
с 1960 г. вся тяжесть по изготовлению комплектующих
изделий легла на 8,14,21,61-й и другие цеха завода.
Особое значение на заводе придавалось выпуску те-
леметрических ракет. Приказом директора от 5 января
1960 г. начальнику производства М.М.Дитятковскому,
начальникам отделов № 2 Ф.М.Сморгонскому и № 10
Г.И.Кушмету предписывалось «первоочередно обеспе-
чить изготовление агрегатов, узлов, поставку готовых
изделий в телеметрическом варианте». Начальник
цеха № 84 обязывался «систематически, за 45 дней до
начала отработки телеметрического изделия, сообщать
о возможных отклонениях от установленного графи-
ка». Телеметрические ракеты предназначались для
ЛКИ и проведения контрольных стрельб. Конструктив-
но от боевых ракет телеметрические отличались тем,
что на них устанавливались дополнительные датчики,
согласующие устройства, приборы и радиотехническая
аппаратура для передачи телеметрической информа-
ции о работе систем и параметрах траектории полета
ракеты на наземные пункты приема информации.
Преодолев целый ряд трудностей, заводча-
не в 1960 г. собрали 190 ед. 8К63 при плане 180 ед.
В1961 г. -166 (план 160), в 1962 г. - 70 (план 55). Все-
го с 1959 по 1962 г. было собрано 517 баллистических
ракет 8К63.
K^.MinQ/na, Ю'Л.Семеш£,
КЛСФнлнн
ОАО «РКК «Энергия»
СОЗДАНИЕ ПЕРВОЙ МОРСКОЙ
БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ Р-11ФМ
Ракеты Р-11 и Р-11 ФМ
Исследования по созданию ракет на высококипя-
щих компонентах топлива были начаты в рамках темы
Н2, выполняемой по постановлению правительства от
4 декабря 1950 г. Ракета Р-11 разрабатывалась по поста-
новлению правительства от 13 февраля 1953 г. На ракете
устанавливался жидкостный ракетный двигатель С2.253,
разработанный ОКБ-2 (А.М.Исаев), работающий на азот-
ной кислоте (окислитель) и керосине (горючее) с вытес-
нительной системой подачи компонентов в двигатель.
Новая ракета имела по сравнению с ракетой Р-1 в
2,5 раза меньшую стартовую массу при той же даль-
ности полета. Правда, масса полезного груза была на
25 % меньше, но ее относительное значение возросло
до 11,5 % (по сравнению с 5,9 % у ракеты Р-1). Эскиз-
ный проект ракеты Р-11 завершили в ноябре 1951 г.
Первый этап экспериментальных летных испытаний
ракеты Р-11 проводился на ГЦП с 18 апреля по 2 июня
1953 г. и предусматривал пуски десяти ракет, работа-
ющих на горючем ТГ-02 («Тонка») вместо керосина, с
наземным оборудованием от зенитной ракеты Р-101
с необходимыми доработками. Программу испытаний
утвердили 24 марта 1953 г. Пуски ракет Р-11 с ГЧ мас-
сой 0,54 т осуществлялись на дальность 270 (четыре
ракеты) и 250 км (шесть ракет). Пять ракет достигли
района цели (четыре - 270 и одна - 250 км), три раке-
ты не достигли цели, два пуска были аварийными (при
первом пуске из-за неисправности системы управле-
ния ракета упала на расстоянии 765 м от пускового
стола, при девятом - из-за негерметичности двига-
тельной установки). Первый успешный пуск ракеты
Р-11 состоялся 21 мая 1953 г.
Вместе с тем результаты первого этапа летных
испытаний ракеты Р-11 позволили сделать положи-
тельный вывод о ее конструкции в целом и наметить
ряд усовершенствований, которые нашли отражение в
техническом проекте, который С.П.Королев утвердил
26 января 1954 г. В техническом проекте ракеты Р-11,
в котором приводились обоснования по всем изме-
нениям конструкции и исходные данные для разра-
ботки нового комплекта рабочих чертежей, наиболее
существенным изменениям подверглась конструкция
двигателя. Были аннулированы высотный графито-
вый насадок и тяжелое рулевое кольцо для крепле-
ния рулевых машин, удлинено сопло двигателя, на
котором непосредственно крепились новые рулевые
машины с валами графитовых рулей управления по
тангажу, рысканию и вращению без промежуточных
передач в прежней конструкции, изменена система
подачи компонентов в камеру сгорания двигателя
(вместо порохового аккумулятора давления был ис-
пользован более надежный и с лучшими массовыми
характеристиками жидкостный аккумулятор давле-
ния), установлены заборные устройства в баках, по-
зволявшие обеспечивать практически их полное опо-
рожнение, а также приняты меры для обеспечения
полной герметизации двигателя. Большое внимание
уделялось упрощению технологии изготовления ра-
кеты Р-11 и снижению стоимости ее производства,
для чего изготовили 246 новых приспособлений (из
оснастки первого этапа оставили только 30 % при-
способлений). Второй этап испытаний проводился на
ГЦП с 20 апреля по 13 мая 1954 г. Из десяти пусков
ракеты Р-11 девять ракет достигли дальности 270 км
с вероятным отклонением по дальности 1,19 км
(по ТУТ - 1,5 км) и боковому отклонению 0,66 км
(по ITT -0,75 км). Авария произошла при шестом пуске
191
История развития отечественного ракетостроения
5 мая 1954 г. на 80-й секунде вслед-
ствие выхода из строя автомата стаби-
лизации по всем каналам.
В декабре 1954- январе 1955 г. про-
ведены пять успешных пристрелочных
испытаний. Ракета Р-11 после десяти
зачетных испытаний в январе-феврале
1955 г. была принята на вооружение
13 июля 1955 г. с войсковым индексом
8А61.
Еще не были окончательно провере-
ны ЛТХ ракеты Р-11, а уже наметились
несколько перспективных вариантов ее
практического применения. Малые га-
бариты при высоких ЛТХ, возможность
длительного хранения в заправлен-
ном состоянии за счет использования
азотной кислоты в качестве окислите-
ля, керосина Т-1 в качестве основного
горючего и ТГ-02 («Тонка») в качестве
пускового горючего делали возможным
использование ракеты в подвижном
варианте на транспортных средствах
различного типа (сухопутные колесные
автомобили, гусеничные машины, же-
лезнодорожные спецвагоны, надводные
корабли, подводные лодки со специаль-
ными ракетными шахтами) с обычной
фугасной или атомной головной частью, что превра-
щало ее в грозное малоуязвимое боевое оружие.
По постановлению от 26 августа 1954 г. была раз-
работана ракета Р-11М для Сухопутных войск. Летные
испытания ракеты Р-11М включали три этапа (22 пу-
ска с 30 декабря 1955 г. по 11 апреля 1957 г.). После
проведения пяти зачетных пусков в 1958 г. постанов-
лением от 1 апреля 1958 г. ракету Р-11М приняли
на вооружение как оперативно-тактическую ракету
Сухопутных войск с ядерным зарядом под индексом
8К11. Для этапа штатной эксплуатации ракет Р-11 в
185в
Первая оперативно-тактическая ракета
Р-11 на долгохранимом топливе
Краткие технические
характеристики ракеты Р-11
Максимальная дальность
стрельбы - 270 км
Вероятное отклонение от цели:
- по дальности - ±1,5 км
- боковое - ±0,75 км
Начальная масса
ракеты-5,35 т
Масса головной части - 0,69 т
Масса незаправленной
ракеты -1,645 т
Масса компонентов ракетного
топлива (азотная кислота
АК-20И, керосин Т-1,
смесь ТГ-02, газ) - 3,705 т
Тяга ДУ на земле - 8300 кгс
Удельный импульс тяги
двигателя на земле-
219 кгсс/кг
ОКБ-1 был создан подвижный комплекс наземного
оборудования: пусковой стол перевозился на автомо-
биле, а в боевом положении устанавливался прямо на
грунт, транспортная тележка обеспечивала перевозку
одновременно трех незаправленных ракет с помощью
специального съемного контейнера, а также заправку
ракеты в горизонтальном положении и перевозку ее
по грунтовым дорогам; установщик смонтировали на
базе тяжелого артиллерийского тягача, что существен-
но улучшало проходимость всего комплекса. Впо-
следствии по техническому заданию ОКБ-1 на ленин-
192
Глава 4
градском Кировском заводе для ракеты
Р-11М разработали самоходный старто-
вый агрегат на базе тяжелого танка кон-
струкции Ж.Я.Котина. Такой стартовый
агрегат мог выйти в заданный район
с заправленной ракетой, за короткое
время подготовить и осуществить ее за-
пуск, затем возвратиться на базу, взять
новую ракету и выполнить пуск из дру-
гого района. Это означало появление
у ракетных комплексов неуязвимости
за счет высокой мобильности, высокой
боевой готовности, минимального по
составу боевого расчета. Такое реше-
ние оказалось очень перспективным и
получило широкое распространение в
дальнейшем, особенно при разработке
подвижных ракетных комплексов стра-
тегических ракет.
Работы по использованию балли-
стических ракет дальнего действия в
качестве вооружения для кораблей Во-
енно-морского флота проводились по
постановлению правительства от 26 января 1954 г. Для
начала решили оснастить ракетами дизельную подво-
дную лодку, главным конструктором которой был круп-
ный специалист-корабел Н.Н.Исанин. Необходимо было
переоборудовать выбранную ПЛ для ее оснащения спе-
циально доработанной в ОКБ-1 для этой цели ракетой
типа Р-11, которая получила индекс Р-11ФМ и стала
первой боевой ракетой, приспособленной для запуска
Установка ракеты Р-11 на пусковой стол
из пусковых установок подводных лодок. Фактически
работы в ОКБ-1 по этой тематике начались ранее.
14 июля 1953 г. было подготовлено ТТЗ на новый
комплекс Р-11ФМ, а 5 января 1954 г. проведено тех-
ническое совещание главных конструкторов ракетного
комплекса, ПЛ и стенда для отработки морского старта
(С.П.Королев, Н.Н.Исанин, Е.Г.Рудяк). Приняли вари-
ант, позволяющий обойтись без коренной переделки
Группа разработчиков ракет Р-5 иР-11. Сидят: В.И. Тихонов, ОАНевская, К.В.Кудрявцева, А.К.Богомолова,
Л.Б.Григорян, А.В.Костров. Стоят: П.Ф.Шульгин, В.М.Арсентьев, П.П.Майоров, Н.Ф.Кузнецов,
А.И.Осташев, В.В.Машков, Е.В.Левашов, Д.В.Соколов, С.С.Розанов, В.А.Веляев, ГАФадеев
193
История развития отечественного ракетостроения
конструкции выбранной ПЛ и ограничиться только до-
работкой на верфи мест, связанных со спецификой раз-
мещения ракеты в ПЛ. Были необходимы также серьез-
ные изменения в бортовой части системы управления
ракеты (прием исходных данных на пуск из навигацион-
ной системы ПЛ) и создание на полигоне специальной
установки для отработки ее старта с качающегося осно-
вания, имитирующего режим качки в море.
В качестве основного приняли вариант пуска ракет
Р-11ФМ из надводного положения ПЛ, для чего нуж-
но было поднять полностью заправленную ракету из
шахты ПЛ до уровня боевой рубки и удерживать ее там
Ракета Р-11ФМ на подводной лодке проекта АВ611 перед стартом
Пуск ракеты Р-11ФМс подводной лодки проекта АВ611
в вертикальном положении с помощью специальной
стартовой установки до пуска. Разработку такой уста-
новки поручили коллективу отдела наземного обору-
дования (А.П.Абрамов) ОКБ-1.
При испытаниях на ГЦП вначале намечались пу-
ски ракеты с неподвижного стенда, аналогичного по
конструкции штатному образцу пускового устрой-
ства, принятого для ПЛ. Основная цель этих испыта-
ний состояла в отработке системы крепления ракеты
Р-11ФМ с подвижными захватами. Следующая пар-
тия, включающая двенадцать летных, три резервных и
три стендовых образца ракет, оборудовалась новой си-
стемой управления, что позволяло перейти к
основному этапу эксперимента: пуску из ка-
чающегося стенда, имитирующего пусковое
устройство - шахту ракеты на ПЛ.
Пуски ракеты Р-11ФМ с неподвижно-
го стенда проводились в сентябре-октябре
1954 г. Было выполнено три пуска, которые
позволили убедиться в правильности при-
нятых технических решений по пусковому
устройству и его монтажу на ПЛ. Экспери-
ментальные пуски ракеты Р-11ФМ со специ-
ального качающегося стенда проводились с
25 мая по 30 июля 1955 г. Стенд представлял
собой макет шахты с подъемным устрой-
ством и позволял имитировать определенные
режимы бортовой качки и рыскания по курсу
ПЛ, аналогичные шторму до 4 баллов (бор-
товая качка - до 12°, по рысканию - до 4°).
Было запущено одиннадцать ракет на даль-
ность 240 км, из них девять достигли цели.
Результаты проведенных на ГЦП испытаний
позволили сделать вывод о возможности
морских испытаний ракеты Р-11ФМ со-
вместно с ПЛ. Потребовалась лишь неболь-
шая доработка, гарантирующая безударный
выход ракеты из стартового устройства ПЛ.
Краткие технические характеристики
ракеты Р-11ФМ
Ракета Р-11ФМ. Первые секунды полета
Максимальная дальность стрельбы - 150 км
Вероятное отклонение от цели:
-по дальности-1,5 км
- боковое - 0,75 км
Начальная масса ракеты - 5,44 т
Масса головной части - 0,967 т
Масса незаправленной ракеты - 2,047 т
Масса компонентов ракетного топлива
(азотная кислота АК-20И, керосин
Т-1, смесь ТГ-02, газ) - 3,393 т
Тяга ДУ на земле - 8260 кгс
Удельный импульс тяги ДУ на
уровне моря - 218 кгс с/кг
194
Глава 4
И.В.Попков
Первый успешный пуск ра-
кеты Р-11ФМ с подводной
лодки Б-67 под командо-
ванием капитана 2 ранга
Ф.И.Козлова был выпол-
нен в Белом море 16 сен-
тября 1955 г. в 17ч 32 мин.
На ПЛ во время пуска нахо-
дился С.П.Королев. Затем
провели эксплуатационные
испытания комплекса ПЛ -
ракета Р-11ФМ на Север-
ном флоте в августе-октябре 1956 г. Подводной лод-
кой Б-67 командовал И.И.Гуляев, на ее борту во время
пусков также находился С.П.Королев. При этом кроме
проверки всех технических средств, обеспечивающих
пуск ракеты с ПЛ с заданной точностью стрельбы,
была поставлена задача максимально учесть всю со-
вокупность реальных эксплуатационных условий. От
ОКБ-1 в этих испытаниях в качестве заместителя пред-
седателя Госкомиссии участвовал И.В.Попков.
Программой намечался периодический отстрел
ракет, имеющих различные сроки хранения. После
длительных испытаний прошли три успешных пуска ра-
кет: первый -12 сентября 1956 г. в 10 ч 01 мин после
37 суток хранения ракеты Р-11ФМ № С.2-10 на ПЛ и
два пуска 3 октября 1956 г. в 10 ч 31 мин и 14 ч 02 мин
ракет № С.2-2 и С.2-12 (82 и 47 суток хранения).
Последний этап испытаний проводился в марте-мае
1958 г. Было четыре пуска: три из надводного положе-
ния ПЛ были нормальными, пуск в апреле закончился
неудачно из-за негерметичности одного из трубопро-
водов, вызванной гидроударом при срабатывании пи-
ропатрона, но в целом пуски ракет Р-11ФМ с реальной
ПЛ были признаны успешными, и ракета Р-11ФМ была
принята на вооружение ВМФ 20 февраля 1959 г.
На заключительный пуск ракеты с ПЛ пригласили
заместителя Главнокомандующего ВМФ адмирала
П.ЕВладимирского, Главного маршала артиллерии
М.И.Неделина, а также командующих флотами и фло-
тилиями страны. С корабля, идущего параллельным
курсом с ПЛ, можно было наблюдать всплытие лодки,
отброс крышки шахты, подъем ракеты с ПУ и пуск. По-
сле того, как ракета Р-11ФМ в считанные секунды ушла
из поля зрения, высшее командование ВМФ Советско-
го Союза устроило бурную овацию создателям морских
ракет. Так было положено начало созданию в Советском
Союзе ракетоносного подводного флота, который стал
одной из основных составных частей ядерной триады
нашей Родины. Эта работа коллектива ОКБ-1 была от-
мечена Ленинской премией, а большая группа разра-
ботчиков награждена орденами и медалями.
С 1955 г. в соответствии с постановлением прави-
тельства от 3 февраля 1955 г. начались исследования
по подводному старту ракеты. Энтузиастом этих ра-
бот был старший инженер НИИ-88 ВАГанин. Работу
поручили ОКБ-10 НИИ-88 (главный конструктор -
Е.В.Чарнко). В октябре 1956 г. начались эксперименты
на Черном море для проверки работы направляющих
стартовой шахты и реакции ракеты при переходе из
водной среды в воздушную. Первый старт ракеты-
макета Р-11ФМ, оснащенной РДТТ вместо ЖРД, из-
под воды был проведен 26 декабря 1956 г. с глубины
30 м из стартовой шахты, установленной на погружен-
ной платформе. От ОКБ-10 в испытаниях участвовал
А.П.Галкин, заместитель главного конструктора.
В 1955 г. техническую документацию на ракету
Р-11ФМ передали в СКБ-385 (г. Златоуст), а оснастку и
материальную часть - на завод 385 для серийного про-
изводства ракет Р-11ФМ. По инициативе С.П.Королева
11 марта 1955 г. главным конструктором СКБ-385 был
назначен В.П.Макеев, ранее работавший ведущим кон-
структором ракеты Р-11, к которому перешла вся те-
матика по разработке баллистических ракет для подво-
дного флота. Благодаря его энергии и исключительно
плодотворной деятельности вновь разрабатываемые
подводные корабли были оснащены надежными стра-
тегическими ракетными комплексами. В.П.Макеев
дважды был удостоен звания Героя Социалистического
Труда и избран действительным членом АН СССР.
Бросковые испытания ракет-макетов сначала с
РДТТ, а позже с ЖРД (с заправкой топлива на 4,5 с ра-
боты) из наружной шахты, закрепленной на корпусе ПЛ
С-229 проекта В-613, проводились в 1957-1958 гг. на
Черном море. Подводные пуски трех последних ракет
были осуществлены 2,29 и 31 октября 1958 г. К этому
Подготовка ракеты Р-11 А к запуску
195
История развития отечественного ракетостроения
времени ракету Р-11ФМ доработали для подводного
старта из шахты в ПЛ и присвоили ей индекс С-4.7, а
ПЛ Б-67 модернизировали. Пуски с ПЛ Б-67 в Белом
море в 1959 г. закончились неудачей. Первый в СССР
успешный пуск ракеты на расчетную дальность из-под
воды с ПЛ с глубины 30 м при скорости 3,2 узла был
выполнен 10 сентября 1960 г. (командир ПЛ Б-67 ка-
питан 2 ранга В.К.Коробов).
Геофизическая ракета Р-11 А
Эксплуатационные особенности ракеты Р-11 по-
зволяли расширить область ее применения для науч-
ных исследований. В данном случае особый интерес
представляла возможность геофизических наблюде-
ний в районах Земли, куда доставлять ранее разрабо-
танные ракеты было практически невозможно, напри-
мер, в приполярных районах СССР.
Разработку геофизической ракеты Р-11 А приуро-
чили к Международному геофизическому году в соот-
ветствии с постановлением от 11 июля 1956 г. Ракета
Р-11 А имела специальный обтекатель головной части,
защищавший контейнер от теплового воздействия и
аэродинамичесг нагрузок в полете, а также специ-
альный переходный отсек для крепления контейнера,
размещения пневматической системы разделения,
коммутационной аппаратуры и системы успокоения.
Ракета Р-11 А была предназначена для измерения ат-
мосферного давления на различных высотах от 60 до
160 км, определения оптических свойств верхних слоев
атмосферы, измерения концентрации положительных
ионов, регистрации числа встреч контейнера с микро-
метеоритами, В 1958 г. было изготовлено семь ракет
Р-11 А. Пуски первых двух ракет, предназначенных
для летно-конструкторской отработки, проводились в
октябре 1958 г. на ГЦП. При первом пуске ракета до-
стигла высоты 98,31 км, при следующем -102,74 км.
Результаты этих пусков позволили сделать заключение
о готовности ракеты к основному этапу летных испы-
таний, которые должны были проводиться на Новой
Земле. Первый пуск на Новой Земле был проведен в
октябре 1958 г., ракета достигла высоты 103 км; си-
стема ориентации контейнера с полезной нагрузкой не
справилась с возмущениями, однако все приборы, за
исключением одного, работали нормально. В целом
пуски ракет Р-11 А в 1958 г. позволили выполнить
программу Международного геофизического года
и получить ценные научные данные. В ОКБ-1 искали
дальнейшие пути для подъема научных приборов на
еще большие высоты. Прорабатывался вариант двух-
ступенчатой ракеты: первая ступень - на базе ракеты
Р-5М, вторая - на базе ракеты Р-11. Практического
воплощения этот вариант двухступенчатой ракеты не
получил.
'ВЯ.Ъсипярь, 'Р.Н.Кднии,
ОАО «ГРЦ Макеева»
МОРСКИЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ
ПЕРВОГО ПОКОЛЕНИЯ
К первому поколению отечественных морских ра-
кет относятся:
-	ракета Р-11ФМ главного конструктора С.П.Ко-
ролева (ведущий конструктор - И.В.Попков); начало
разработки - январь 1954 г., принятие на вооруже-
ние -февраль 1959 г.;
-	ракета Р-13 главного конструктора В.П.Макеева
(ведущий конструктор - Л.М.Милославский); создана
в августе 1956 - октябре 1960 гг.;
196
Глава 4
-	ракета Р-21 главного конструктора
В.П.Макеева (ведущий конструктор - В.Л.Клейман);
создана в марте 1959 - июле 1963 гг.
Примечание. В этот же период СКБ-385 была
разработана оперативно-тактическая ракета Р-17
(главный конструктор - В.П.Макеев, ведущий
конструктор - Ю.А. Бобрышев); создана в апреле
1958 - марте 1962 гг.
Ракета Р-11ФМ
В.П.Макеев (1924—1965 гг.). Дваж-
ды Герой Социалистического Труда.
Действительный член АН СССР. Д.т.н.
В1955 г. по предложению С.П.Королева
назначен главным конструктором СКБ-
385. С 1963 г. - начальник предприятия
и главный конструктор, с 1977 г. - ге-
неральный конструктор и начальник
предприятия. Лауреат Ленинской и трех
Государственных премий СССР.
Ракета Р-11ФМ разработана ОКБ-1 на базе сухо-
путных оперативно-тактических ракет Р-11 и Р-11М.
СКБ-385 (ныне ОАО «ГРЦ Макеева») работы по
ракете Р-11ФМ были поручены в августе 1955 г.
СКБ-385 передали разработанный ОКБ-1 эскизный
проект, схемную и рабочую документацию на ракету,
Златоустовскому заводу № 385 - оснастку для ор-
ганизации серийного производства. Главным кон-
структором СКБ-385 по инициативе С.П.Королева
был назначен В.П.Макеев, работавший в ОКБ-1
ведущим конструктором ракеты Р-11, серийное из-
готовление которой велось на заводе № 385. Работы
СКБ-385 по ракете Р-11ФМ (ведущий конструктор
- В.Л.Клейман) включали: повторные летные испы-
тание серийных ракет (четыре пуска с качающегося
наземного стенда, пять пусков с головной подво-
дной лодки проекта АВ611), а также сдаточные пу-
ски ракет с четырех серийных подводных лодок про-
екта АВ611 на Северном и Тихоокеанском флотах.
В1967 г. ракета Р-11ФМ снята с вооружения.
Ракета Р-13
Ракета Р-13 - это первая отечественная балли-
стическая ракета, разработанная специально для
размещения на подводных лодках. Отметим, что
проектные проработки по сухопутной и морской
ракетам Р-12, Р-13 были выполнены в ОКБ-1,
НИИ-88 и переданы соответственно в ОКБ-586 и
СКБ-385. Опытно-конструкторская разработка ра-
кеты Р-13 началась после завершения первых эта-
пов летной отработки ракеты Р-11ФМ.
Стратегические потребности и возможности атом-
ной, ракетной, судостроительной и радиоэлектронной
отраслей промышленности в те годы предопределили
не только сроки, но и технические решения, принятые в
разработку. Одноступенчатая схема ракеты не измени-
лась. Тем не менее, полученные результаты оказались
весьма весомыми в сравнении с Р-11 ФМ. а именно:
-	переход от ядерного к термоядерному заряду по-
высил мощность более чем в 50 раз при увеличении
веса в 1,5 раза;
Неотделяемая головная часть
Отсек приборов системы
управления и системы
подачи топлива
Бак окислителя
Отсек приборов системы
управления и системы
подачи топлива
Опоры, воспринимающие
нагрузку от пусковой
установки (показаны условно)
Труба подвода окислителя
Бак горючего
Однокамерный двигатель
Хвостовой отсек
Стабилизаторы
Газовые рули
Компоновочная схема ракеты Р-11ФМ
-	дальность стрельбы возросла в 4 раза при увели-
чении стартового веса в 2,5 раза и указанном измене-
нии веса боеголовки;
-	боевой блок - отделяемый от ракеты с помощью
порохового толкателя, размещаемого в переднем баке.
В положительную сторону изменились схема и ха-
рактеристики двигателя, характеристики бортовой си-
стемы управления и относительная точность стрельбы.
Появились системы обслуживания ракеты на подво-
дной лодке. Принципиальный состав пневмогидравли-
ческих систем повседневного и предстартового обслу-
197
История развития отечественного ракетостроения
живания сохранился для последующих морских ракет,
а их составляющие развивались вместе со своими
управляющими системами (от ручного до автоматиче-
ского), в соответствии с изменениями ракет и лодок.
Важным шагом для двигателя ракеты Р-13 стал пе-
реход на турбонасосную систему подачи компонентов
топлива в камеры сгорания. Пятикамерная, двухблоч-
ная схема двигателя (одна центральная маршевая, че-
тыре рулевые камеры сгорания) позволила отказаться
от графитовых рулей, реализовала двухступенчатое
выключение двигателя, уменьшив влияние разброса
импульса последействия на точность стрельбы. Турбо-
насосная система обеспечила полетный наддув бака
окислителя выхлопными газами от газогенератора
рулевого блока, а бака горючего от газогенератора
маршевого блока.
Уникальной разработкой в составе ракеты Р-13 ста-
ло создание боевого блока (ядерного боеприпаса), или
головной части, по терминологии 1950-х гг. В проект-
ных материалах отделяемый боевой блок выполнялся
в виде остроконечного конуса с углом полураствора 7°.
Это соответствовало заданной дальности стрельбы,
Одноступенчатый носитель:
Пороховой толкающий механизм
Полубак окислителя
Переливная труба окислителя
Полубак окислителя
Двухблочный двигатель:
маршевый-однокамерный, ругевой-
четырехкамерный (камеры качающиеся)
Межбаковый-приборный
отсек (гироприборы)
Тоннельная труба
Бак горючего
Хвостовой-приборный отсек
Стабилизаторы
Компоновочная схема ракеты Р-13
для обеспечения которой влияние лобового сопротив-
ления весьма существенно. В такой конический блок
свободно размещался атомный боезаряд.
В дальнейшем было решено оснастить ракету тер-
моядерным зарядом. Первые исходные данные были
выданы по заряду, который, по всей вероятности, созда-
вался для авиационной бомбы. В процессе обсуждения
и согласования выяснилось, что изменять геометриче-
скую форму заряда, его габариты и положение центра
тяжести нельзя Ракетчикам пришлось решать оптими-
зационную задачу рационального соотношения лобово-
го сопротивления и запасов топлива при ограниченной
длине ракеты. Решение было найдено. Боевой блок стал
тупым и имел большое аэродинамическое сопротивле-
ние. При этом максимальная дальность стрельбы обе-
спечивалась без каких-либо запасов, боевой блок к цели
подходил с дозвуковой скоростью, имел повышенные
отклонения от точки прицеливания.
Корпус боевого блока ракеты Р-13
Боевой блок ракеты Р-13
198
Глава 4
В дальнейшем научным руково-
дителем Уральского ядерного центра
К.И.Щелкиным и заместителем глав-
ного конструктора В.Ф.Гречишниковым
был предложен к рассмотрению заряд
увеличенной мощности с приемлемыми
габаритами. В ходе обсуждения выясни-
лось, что заряду можно придать кониче-
скую форму, что можно сместить центр
тяжести к вершине боевого блока. Затем
было реализовано предложение совме-
стить конструкции корпуса боезаряда и
боевого блока. Реализация совмещенной
схемы в разработке боевых блоков для
ракет имела свои недостатки и преиму-
щества. Недостаток - индивидуальность
заряда и невозможность его применения
в других ракетах - стал несущественным
из-за прогресса в создании новых термоядерных бое-
зарядов и корпусов боевых блоков. Преимущество -
увеличение на одну треть максимальной дальности
стрельбы - стало достоянием ракеты Р-13.
В итоге системный подход к созданию боевых бло-
ков стал фирменным знаком последующих разрабо-
ток НИИ-1011 и СКБ-385 (ныне Всероссийского НИИ
технической физики имени академика Е.И.Забабахина
и Государственного ракетного центра имени академика
В.П.Макеева).
Летные испытания ракеты Р-13 с неподвижного
и качающегося стендов проводились на ГЦП (Капустин
Яр) в июне 1959 - марте 1960 гг. Испытания с подво-
дной лодки начались в ноябре 1959 г. и закончились
в августе 1960 г.
Убедительной демонстрацией боевых качеств мор-
ского стратегического оружия стал пуск ракеты Р-13
с ПЛ, завершившийся натурным термоядерным взры-
вом мощностью 1450 т тринитротолуола 20 октября
1961 г. на полигоне Новая Земля.
Ракета Р-21
Главной научно-технической задачей при раз-
работке ракеты, комплекса и подводных лодок стала
реализация подводного старта. Экспериментально-
методическую основу для решения этой задачи соста-
вили работы Института вооружения Военно-морского
флота, включавшие модельные испытания на озере
Школьном под Ленинградом, работы ОКБ-10 НИИ-88
с проведением пусков полномасштабных макетов ра-
кеты Р-11ФМ в 1957-1960 гг., исследования ЦАГИ, а
также собственные разработки СКБ-385 в проектных
материалах по ракете Р-13М.
Методы расчета динамики движения ракеты Р-21 в
шахте при подводном старте и параметров сопутству-
Старт ракеты Р-13 с подводной лодки проекта 629
ющих процессов в СКБ-385 основывались на мате-
матической модели, предложенной А.К.Кузнецовым.
Энергетическими соображениями и результатами
немногочисленных экспериментов были определены
базовые положения этой модели: газовая струя дви-
гателя мгновенно охлаждается до температуры воды
(Т = 300 °К); кроме охлаждения существуют и другие
необратимые потери энергии газов (растворимость,
конденсация паров), принятые равными 0,4 на осно-
вании анализа состава продуктов сгорания; величина
эффективной энергоемкости продуктов сгорания
(ЛТэф) двигателя ракеты определена равной 6000 ед.
В проектных материалах СКБ-385, кроме указанных
допущений и необходимых констант процессов, была
приведена модель динамики подводного старта, вы-
двинута идея запуска маршевого двигателя в воздуш-
ный объем («колокол») и схема его организации в за-
топленной шахте ПЛ. Принятые в модели допущения
и выдвинутые идеи блестяще подтвердились при по-
следующей натурной отработке.
Первая в СССР боевая баллистическая ракета
с подводным стартом Р-21 стартовала при волнении
моря до 5 баллов, скорости хода лодки до 4 узлов на
глубине 40-50 м. Время подготовки первой ракеты
к выстрелу - около 30 мин. Время стрельбы тремя ра-
кетами - не более 10 мин.
Старт на маршевом двигателе не потребовал соз-
дания специальных корабельных устройств, необ-
ходимых для обеспечения выхода ракеты из шахты
и из воды, сделал возможным управляемое движение
ракеты на подводном участке траектории. Безударный
выход ракеты из шахты движущейся ПЛ при действии
возмущений, обусловленных набегающим потоком,
волнением моря и качкой корабля, обеспечивался
применением бугельной схемы, конструктивно вы-
полненной в виде жестких направляющих на шахте,
и бугелей, установленных на корпусе ракеты.
199
История развития отечественного ракетостроения
Специфика подводного старта потребовала обе-
спечения герметичности отсеков ракеты, электроразъ-
емов, кабелей, пневмогидравлической арматуры при
наружном давлении морской воды. В этой связи ракета
выполнена в виде единой цельносварной конструкции
и состоит из пяти последовательно расположенных
отсеков: приборного, бака окислителя, межбакового,
бака горючего, хвостового отсека со стабилизаторами.
Связь аппаратуры системы управления, установленной
в приборном отсеке, с исполнительными органами
(рулевыми машинами) осуществляется герметичными
кабелями, выходящими из отсека через специальные
гермовводы, полость которых для обеспечения надеж-
ной герметичности наддувается воздухом из «колоко-
ла». Связь бортовой аппаратуры системы управления
с корабельной испытательной и пусковой аппаратурой
осуществляется через два бортовых специальных гер-
метичных разъема и сменные кабели.
Баки окислителя и горючего являются одновре-
менно силовым корпусом ракеты. Они разделены
межбаковым пространством, которое через кольцевой
зазор между тоннельной и расходной трубами сооб-
щается с хвостовым отсеком. Это позволило за счет
гидростатического давления на срезе ракеты создать
избыточное давление в межбаковой полости и избе-
жать утяжеления конструкции. С этой же целью в баках
окислителя и горючего при предстартовых операциях
создается необходимое противодавление внешней сре-
де с помощью систем предварительного и предстарто-
вого наддува.
Конструктивно-компоновочные особенности ра-
кеты и пускового устройства, старт из глухой шахты
без газоотводов позволили разместить ракету Р-21
в шахте меньших габаритов по сравнению с шахтой для
ракеты Р-13 и достигнуть максимальной прицельной
дальности стрельбы 1420 км. Боевой блок ракеты Р-21
(около 1200 кг) имеет форму притупленного по сфере
конуса. Корпус блока и заряд - не совмещенные.
Для обслуживания ракет в период хранения и пред-
стартовой подготовки доступ в шахту не требуется: все
операции по обслуживанию производятся дистанци-
онно с соответствующих пультов управления. Раке-
та рассчитана на боевое использование и хранение
в условиях плавания подводной лодки при возможных
сотрясениях корабля от глубинного бомбометания и
атомного взрыва на безопасном (для подводной лод-
ки) радиусе.
Подводный старт выдвинул специфические тре-
бования к двигателю: надо было обеспечить пуск дви-
гателя при воздействии противодавления на выхлоп
турбины и на сопло камеры сгорания; обезопасить
двигательную установку после аварийного выключе-
ния, когда ракета остается в шахте, где при погружении
подводной лодки возникнет большое гидростатиче-
ское давление. Кроме того, ракетчикам и двигатели-
стам пришлось совместно найти такую компоновку че-
тырехкамерного двигателя (С5.3) и всей двигательной
установки, которая позволила бы получить максималь-
ную дальность стрельбы при ограниченных габаритах.
Пуск двигателя С5.3 осуществляется одним элек-
трическим импульсом, который подается на пиропа-
троны для воспламенения пороховой шашки старте-
ра турбонасосного агрегата. Дальнейшие операции
пуска происходят в двигателе без внешних команд
или импульсов. Двигатель автоматически выходит на
номинальный режим. Останов двигателя, так же как
и пуск, осуществлялся одним импульсом. Отсечные
клапаны для останова снабжены антигидроударным
устройством. Применен горячий наддув обоих баков.
Регуляторы наддува поддерживали давление на входе
200
Глава 4
в насосы. Для управления
полетом ракеты все четыре
камеры, каждая относитель-
но одной оси, поворачива-
ются на необходимый угол.
Ядерный боеприпас раз-
работан НИИ-1011. Исполь-
зован усовершенствован-
ный термоядерный заряд
разработки КБ-11. Система
неконтактного подрыва по-
строена аналогично систе-
мам подрыва первых ядер-
ных авиационных бомб.
Уменьшенный вес и компо-
новочная длина боеприпаса
(боеголовки) благоприятно
сказались на увеличении
дальности стрельбы.
ЛКИ бросковых макетов ракеты Р-21 для отработ-
ки подводного старта проводились на Южном полиго-
не с мая 1960 г. по октябрь 1961 г. с погружаемого
стенда и с экспериментальной лодки. Летные испыта-
ния пусками ракет Р-21 с ПЛ на Северном полигоне
начались в феврале 1962 г. Ракета Р-21 находилась на
вооружении Военно-морского флота с 1963 до конца
1980-х гг.
Итоги работ по морским ракетам
первого поколения
При одновременном начале (конец 1940-х гг.)
и при одинаковых отрицательных результатах работ,
связанных с попытками постановки баллистических
ракет типа Фау-2 (окислитель - сжиженный кислород)
на надводные и подводные корабли, направления ре-
альных разработок в СССР и США разошлись.
Советский Союз в значительно большей степени
нуждался в стратегических средствах доставки ядер-
ных боеприпасов с межконтинентальной досягаемо-
стью. Поэтому первые положительные результаты
(1953 г.) по двигателям и баллистическим ракетам с
высококипящим (азотнокислотным) топливом легли
в основу размещения таких ракет вначале на дизель-
электрических и, несколько позже, на атомных подво-
дных лодках.
В Соединенных Штатах начало разработки мор-
ской составляющей стратегических сил положили
первые положительные результаты по смесевым
твердым топливам (1956 г.), а размещение ракет с
самого начала ориентировалось на АПЛ. Вслед за
морскими ракетами типа «Поларис» (на вооружении
с 1960 г.) смесевое твердое топливо было применено
на сухопутных ракетах типа «Минитмен» (на воору-
Подводная лодка проекта 658
жении с 1962 г.). В Советском Союзе первая страте-
гическая ракета на смесевом твердом топливе РТ-2
(головной разработчик - ОКБ-1) принята на воору-
жение в 1968 г.
Следующим фактором, определившим различие
в характеристиках морских ракет первого поколения
СССР и США, стали характеристики боевых блоков и
бортовых систем управления. У нас требовалось при-
менение боезарядов увеличенной мощности, а отстава-
ние по бортовым системам управления определялось
общим отставанием радиоэлектронной промышленно-
сти от зарубежной. Например, применение бортовых
гиростабилизированных платформ стало возможным
на ракетах второго поколения, а применение борто-
вых цифровых вычислительных машин в полной мере
было реализовано на ракетах третьего поколения.
В итоге отечественные образцы первого поколе-
ния (ракеты, ракетные комплексы, подводные лодки),
решая первоочередные задачи стратегического сдер-
живания, заметно уступали зарубежным аналогам,
поставленным на вооружение в сопоставимые сроки.
При последующих разработках различия в требова-
ниях и характеристиках отечественных и зарубежных
боевых блоков и бортовых систем управления умень-
шались. Соответственно сокращалось их негативное
влияние на ТТХ и технический уровень наших ракет.
Одновременно перед следующими морскими ракета-
ми и комплексами ставились новые задачи, требова-
лась реализация новых эксплуатационных и боевых
качеств. В отечественных условиях положительное ре-
шение новых задач при одновременной компенсации
разрывов с зарубежными аналогами достигалось, во-
первых, более высокой энергетикой жидкого топлива,
во-вторых, разработкой уникальных конструктивно-
компоновочных решений, а также увеличением габа-
ритов и утяжелением ракет.
201
История развития отечественного ракетостроения
Табл. 4
Характеристики ракет первого поколения СССР и США
Ракета (комплекс)	Р-11ФМ	р-13 (Д-2)	«Поларис А1 >	«Поларис А2»	Р-21 (Д-4)	«Поларис АЗ-
Год принятия на вооружение	1959	1960	1960	1962	1963	1964
Дальность стрельбы, км	150	600	2200	2800	1420	4600
Стартовая масса, т	5,47	13,6	13,0	14,8	19,6	16,8
Диаметр, м	0,88	1.3	1.37	1.37	1.3	1.37
Длина, м	10,3	11.8	8,7	9,4	14,2	9.8
Масса отделяемого боевого блока, т		1.6	0,45	0,45	1,2	0,45
Условный технический уровень, км		71	76	85	94	123
Примечание: За условный технический уровень принята дальность стрельбы, умноженная на отношение (деление) массы отделяемого
боевого блока и стартовой массы ракеты.
П.А.Алексеев (1915—2004 гг.).
С1947 по 1954 г. работал в 0КБ-
1, участвовал в разработке и ис-
пытаниях первых отечественных
баллистических ракет. С 1954 по
1975 г. - в СКБ-385, с 1957 г. -
начальник отдела динамики. Ла-
уреат Ленинской премии.
Ш.И.Боксар (1921-1997 гг).
С 1952г. работал в ОКБ-1. В1955
г. переведен в СКБ-385. В 1955—
1986 гг. - заместитель главного
конструктора по системам управ-
ления и телеизмерениям. К.т.н.
Лауреат Ленинской премии.
Л.М.Милославский (род в 1929 г).
В 1953—1954 гг.работал в ОКБ-1
НИИ-88, с 1954 г.-в СКБ-385:
ведущий конструктор комплексов
Д-2 и Д-7. В 1974-1998 гг. -
начальник сектора в отделе дви-
гательных установок. Лауреат
Ленинской премии.
В.Л.Клейман (род. в 1930 г.). Ге-
рой Социалистического Труда.
Дт.н. С 1963 г. - заместитель
главного конструктора по техно-
логии, в 1969—1991 гг. - первый
заместитель главного (генераль-
ного) конструктора - замести-
тель начальника СКБ-385. Лауре-
ат Ленинской и Государственной
премий СССР, премии СМ СССР
В.Р.Серов (род. в 1921 г). Академик
Международной академии инфор-
матизации, Академии технологи-
ческих наук. Член-корреспондент
РАЕН. Д.т.н. В1967-1974 гг.-глав-
ный конструктор, директор НИИ
прикладной гидромеханики. С1974
по 1979 гг. - главный конструк-
тор автоматизированной системы
плановых расчетов отрасли НИИ
«Агат». Лауреат Ленинской премии.
Л.М.Косой (1928-1994 гг).
С 1950 г. работал в СКБ-385:
в 1973-1990 гг. - заместитель
главного конструктора по систе-
мам управления. Лауреат Ленин-
ской премии.
202
Глава 4
И. Т.Скрипниченко (1923-1997 гг.).
Академик РАКЦ. Д.т.н. С 1969 по
1973 г. - директор НИИ автома-
тики, с 1973 г. - в ЦНИИмаш.
Заслуженный деятель науки и
техники РСФСР. Лауреат Ленин-
скойпремии.
М.М.Кузнецов (1919-1992 гг).
Герой Социалистического Тру-
да. С 1950 г. работал в СКБ-385:
в 1955—1975 гг. - заместитель
главного конструктора. С1975 г. -
на Красноярском машзаводе:
главный конструктор, с 1977 по
1987 г. - заместитель главного
конструктора. Лауреат Ленинской
премии.
Е.В.Бушмин (род. в 1930 г.).
С 1950 по 1981 г. работал в СКБ-
385: с 1959г- начальник сектора
отдела боевых блоков. Затем ра-
ботал в аппарате правительства, с
1997 г. - в МИИТ. Заслуженный
работник предприятия. Лауреат
Государственной премии СССР.
А.И.Ялышев (1926—1989 гг).
С 1949 г. работал в СКБ-385: с
1955 г. - начальник конструк-
торского отдела, с 1975 по
1986 г. - заместитель главного
конструктора по конструкции ра-
кет. Лауреат Ленинской премии.
Г.С.Перегудов (1929—2001 гг).
Герой Социалистического Труда.
С 1952 г. - в СКБ-385: в 1957-
1966 гг. - заместитель главного
конструктора по летным испы-
таниям, в 1966—1989 гг. - на-
чальник конструкторского отдела
нестандартного испытательного
оборудования.
В ходе работ по первому поколению морских ракет
удалось:
1.	Сформировать «морскую» кооперацию разра-
ботчиков, отработать взаимодействие конструкторских
бюро, научно-исследовательских институтов (граждан-
ских и военных), испытательных полигонов, заводов-
изготовителей.
2.	Обеспечить пуск ракеты с подвижного, качаю-
щегося основания; отработать подводный старт ракеты
на маршевом двигателе из глухой шахты без газоот-
водов; реализовать первые принципиальные решения
морского ракетостроения: герметизацию стыков, ка-
бельных стволов и разъемов; совмещение функций
нескольких элементов конструкции.
3.	Реализовать и продемонстрировать межконти-
нентальную досягаемость целей при малом подлетном
времени. Заложить в промышленности и ВМФ осно-
вы развития и эксплуатации морской составляющей
стратегических ядерных сил. Развернуть группировки
дизельных и атомных подводных лодок на Северном и
Тихоокеанском флотах.
4.	Ракеты первого поколения Р-11ФМ, Р-13 и Р-21
(последние две - главного конструктора В.П.Макеева)
развертывались на 28 дизельных подводных лодках
проектов АВ611, 629, 629Б, 629А главного конструк-
тора Н.Н.Исанина и 8 атомных подводных лодках про-
ектов 658,658М главного конструктора С.Н.Ковалева.
Ракеты Р-13 и Р-21 сыграли определенную роль
в балансе стратегических вооружений в 1960-е гг. Ко
второй половине 1960-х гг. ракетные подводные лодки
с баллистическими ракетами стали в Военно-морском
флоте реальной силой, способной решать задачи стра-
тегической важности.
За разработку морских ракет первого поколения
присуждены три Ленинские премии. Лауреатами (в
СКБ-385) стали В.П.Макеев (1959 г.); ПААлексеев,
Ш.И.Боксар, Л.М.Милославский, В.Р.Серов (1961 г.);
В.Л.Клейман, Л.М.Косой, И.Т.Скрипниченко, А.И. Ялы-
шев (1964 г.), М.М.Кузнецов (1965 г.). Почетное звание
Героя Социалистического Труда получили В.П.Макеев
(1961 г.), Г.С.Перегудов (1963 г.). Орденами Ленина
награждены ПААлексеев (1963 г.), Г.С.Перегудов
(1961 г.), В.П.Макеев (1956 г. - за разработку раке-
ты Р-11, 1963 г.), А.И.Ялышев (1961 г.), Л.М.Косой
(1961 г.), Е.В.Бушмин (1961 г.).
Оперативно-тактическая ракета Р-17
В период создания морских баллистических ракет
первого поколения СКБ-385 была разработана опе-
ративно-тактическая ракета Р-17. Ракета предназна-
чалась для замены ракеты Р-11М; ее создание было
поддержано С.П.Королевым. ОКР по постановлению
правительства, принятому в апреле 1958 г., была про-
203
История развития отечественного ракетостроения
Ракета Р-17 в Афганистане.
На переднем плане - фронтовой корреспондент С.В.Макеев
и колесном (главный конструктор - Н.Я. Кри-
вошеин) ходу, которые обеспечивают транс-
портировку ракеты, заправленной компо-
нентами топлива, с пристыкованной ГЧ,
проведение всех предстартовых испытаний,
подъем в вертикальное положение, при-
целивание, установку дальности стрельбы и
автоматическую заправку ракеты пусковым
горючим. Конструкция ракеты, ее силовые
элементы и трехопорная схема расположе-
ния на стартовом агрегате позволяют транс-
портировать ракету по грунтовым дорогам
со скоростью до 60 км/ч. Обслуживание
стартового агрегата и подготовка ракеты к
пуску осуществляется расчетом в 8-9 чел. в
течение 20-22 мин с момента подхода стар-
тового агрегата на огневую позицию.
Баллистическая ракета Р-17 с неотделяе-
мой ГЧ имеет жидкостной ракетный двигатель
с турбонасосной системой подачи высоко-
кипящих компонентов топлива, автономную
систему управления и автономную систему
аварийного подрыва ракеты в полете. Кон-
струкция ракеты и система управления позво-
ляют производить, в случае необходимости,
замену специальной ГЧ на головную часть
с обычным взрывчатым веществом и на-
оборот. Замена может осуществляться непо-
средственно в войсковых условиях, на пункте
стыковки и монтажа головных частей (бое-
вых блоков).
Конструкционным материалом для из-
готовления баков выбрана нержавеющая
сталь ЭИ-811, которая не требует антикор-
розионных покрытий и термообработки
ведена в сжатые сроки. В конце 1958 г. разработана
конструкторская документация; в феврале 1959 г.
в СКБ-385 собран конструкторский макет, в июле
1959 г. изготовление опытных и серийных ракет Р-17
передано на Воткинский машиностроительный завод.
Первые ракеты для летных испытаний были изготов-
лены в ноябре 1959 г. По результатам первых пусков
было принято решение о доработке конструкции и за-
мене двигателя. В начале 1960 г. На Воткинском за-
воде был собран второй конструкторский макет. Дора-
ботанная ракета Р-17 для государственных испытаний
изготовлена в июле 1960 г. Последний пуск проведен
в августе 1961 г. В марте 1962 г. комплекс 9К72 с ра-
кетой Р-17 принят на вооружение. При практически
одинаковых габаритах, стартовом весе и весе боевой
нагрузки дальность стрельбы ракеты Р-17 (300 км)
вдвое превышает дальность ракеты Р-11М.
Пуск ракет Р-17 производится со стартовых агрега-
тов на гусеничном (главный конструктор - Ж.Я.Котин)
после сварки, что значительно повысило
технологичность и. снизило трудоемкость работ при
изготовлении по сравнению с остальными баками
ракеты Р-11М, требующими термообработки после
сварки и нанесения гальванических антикоррозион-
ных покрытий. Насосная подача компонентов топли-
ва в камеру сгорания позволила снизить давление в
баках ракеты более чем в 6 раз, и тем самым значи-
тельно уменьшить толщину стенок баков и упростить
технологию их изготовления. Вынос бака горючего
впереди бака окислителя позволил отказаться от спе-
циальной емкости для пускового горючего, исполь-
зуя для этой цели заборный трубопровод горючего.
Разделение основного и пускового горючего обе-
спечивается за счет разности их удельного веса. От-
сутствие высокого давления в емкостях и топливных
магистралях, резкое сокращение числа разъемных
соединений повысили надежность работы двигатель-
ной установки и исключили проверку герметичности
двигательной установки в войсковых условиях.
204
Глава 4
Госиспытания ракеты Р-17 завершены в августе
1961 г. 7 ноября на военном параде по Красной пло-
щади прошли четыре гусеничных стартовых агрегата
2П19 с ракетами Р-17. В марте 1962 г. постановлением
правительства ракета Р-17 была принята на вооруже-
ние Советской Армии.
Именно простота и надежность конструкции и тех-
нологий конца 1950-х гг. сделали ракету Р-17 долго-
жительницей (она известна как ракета «Скад-В»).
Комплекс 9К72 изготавливался почти 30 лет, стоял
на вооружении армий стран Варшавского договора,
применялся в Афганистане, послужил прообразом
баллистических ракет многих развивающихся стран,
экспортировался в страны Ближнего Востока. Техно-
логии ракеты Р-17 стали отправной точкой, с которой
начиналось ракетостроение во многих странах.
В Ираке ракеты модернизировались с целью уве-
личения дальности стрельбы. Работы были начаты
в середине 1980-х гг. К началу войны в Персидском
заливе (1991 г.) Ирак обладал достаточно развитым
среди стран третьего мира ракетным потенциалом:
оперативно-тактические ракеты «Аль-Хусейн» и
«Аль-Аббас» широко применялись в ходе боевых
действий в зоне Персидского залива. Одноступен-
чатая ракета «Аль-Хусейн» - модернизированный
вариант ракеты Р-17. Увеличение дальности стрель-
бы с 300 до 650 км достигнуто за счет удлинения
топливных баков, уменьшения веса неотделяемой
головной части. Ракета «Аль-Хусейн» оснащалась
усовершенствованной системой управления, в кото-
рой доработан гироинтегратор продольных ускоре-
ний. Кроме того, для восстановления ее центровки,
нарушенной вследствие облегчения ГЧ и удлинения
топливных баков, все баллоны со сжатым воздухом,
предназначенные для наддува баков и обеспечения
функционирования автоматики двигательной уста-
новки, перенесены из хвостового отсека в переднюю
часть ракеты.
Одноступенчатая ракета «Аль-Аббас» также была
создана на базе ракеты Р-17. Она отличалась от «Аль-
Хусейна» дополнительным удлинением топливных
баков и уменьшением веса неотделяемой ГЧ, за счет
чего дальность стрельбы увеличилась до 900 км. Была
доработана инерциальная система управления.
Эти ракеты применялись в ирано-иракской войне,
когда обстреливался Тегеран. Во время «Войны в за-
ливе» Ирак выпустил 133 ракеты по целям в Израиле,
Бахрейне и Саудовской Аравии, при этом американ-
ский зенитный ракетный комплекс«Пэтриот» сумел
перехватить только треть из них, несмотря на то, что
ракета с неотделяемой ГЧ представляла собою цель с
огромной отражающей поверхностью. Есть сведения,
что попадание зенитной ракеты в пустой корпус ракеты
не разрушало боеголовку, а только вызывало ее откло-
нение от первоначальной точки падения.
'К.'Ъ.Носоё
ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТ Р-11, Р-11М
НА ЗЛАТОУСТОВСКОМ МАШЗАВОДЕ
ПРОИЗВОДСТВО ПЕРВЫХ МОРСКИХ
БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ Р-11ФМ И Р-13
Златоустовский машиностроительный был завод
основан в 1939 г. как завод по производству стрелко-
вого оружия. Осенью 1941 г. в строящиеся корпуса на-
чалась эвакуация Тульского оружейного завода № 66,
а затем Подольского механического завода № 385.
В годы Великой Отечественной войны на этих заво-
дах производились противотанковое ружье Дегтярева,
авиационная пушка Волкова-Ярцева, пулемет «Мак-
сим», станковый пулемет Горюнова, автомат ППШ.
В декабре 1947 г., с созданием СКБ-385 по ракетам
дальнего действия, начинается ракетная деятельность
завода. Около двух лет ушло на учебу специалистов,
формирование КБ и опытного производства, подбор
и изучение номенклатуры. Весной 1950 г. на завод по-
ступают узлы ракеты Фау-2, документация и узлы пер-
вой ракеты Р-1 разработки КБ С.П.Королева. Началась
реальная работа по подготовке производства, освое-
нию агрегатов, сборочных единиц. КБ и завод учились
делать ракеты. Однако уже в конце 1951 г. распоря-
жением министра вооружений СССР Д.Ф.Устинова
оборудование и комплектующие для ракеты Р-1 пере-
даны на завод № 586 в Днепропетровск. КБ занима-
ется различными экспериментальными работами,
завод приступает к освоению двигателей разработки
КБ А.М.Исаева. Продолжается реконструкция корпусов.
В 1953 г. завод готов принять к освоению но-
вое изделие - ракету Р-11 (8А61) разработки КБ
С.П.Королева. Начинается подготовка производ-
ства, учеба персонала, реорганизация цехов. Уже
на IV квартал 1954 г. намечена установочная партия.
Полным ходом идет отработка и освоение ракетного
двигателя С2.253 с вытеснительной системой подачи.
Но конструкторская документация на ракету в 1954 г.
полностью переработана. Только в июне 1955 г. ракета
Р-11 принята на вооружение. Завод № 385 определен
головным по производству Р-11, а затем и ее мо-
бильного варианта Р-11М (8К11) с ядерным зарядом.
К этому времени на заводе в двух производственных
корпусах сформированы заготовительное, корпусное,
двигательное производство с гидравлическим и испы-
тательным стендами, цех общей сборки.
В 1954 г. разворачиваются работы по исследова-
ниям возможности старта баллистических ракет с ПЛ.
Работы проводятся КБ С.П.Королева на базе ракеты
Р-11. Поэтому вполне закономерно завершение работ
по отработке конструкции поручается КБ-385, глав-
ным конструктором которого к этому времени был
205
История развития отечественного ракетостроения
назначен В.П.Макеев, а постановка на серию - заво-
ду № 385. Несмотря на успешный пуск ракеты Р-11 ФМ
с подводной лодки в сентябре 1955 г., отработка ком-
плекса заняла довольно большой промежуток времени.
Ракета была принята на вооружение ВМФ 20 февраля
1959 г. Именно эта дата является одной из знамена-
тельных в истории Златоуста.
Практически сразу после первых успешных экс-
периментов с ракетой Р-11ФМ встал вопрос о разра-
ботке специального морского комплекса Д-2 с ракетой
Р-13 (4К50). Разработка комплекса, отработка и поста-
новка на производство ракеты велись параллельно с
Р-11ФМ. Завод освоил принципиально новый для
себя пятикамерный двигатель С2.713 с турбонасосным
агрегатом для подачи компонентов топлива. В то же
самое время заводом освоены и серийно производи-
лись маршевые двигатели С2.711, С2.711В и С2.711В1
к зенитным ракетам В-750 зенитного ракетного ком-
плекса С-75. Двигательное производство развивается
ускоренными темпами: организован участок изготов-
ления форсунок, созданы и оснащены цеха арматуры и
турбонасосных агрегатов, введен в эксплуатацию стенд
для испытаний ТНА.
В 1959 г. на Воткинский машиностроительный
завод передано изготовление сухопутной оператив-
но-тактической ракеты Р-17, прекращены работы по
зенитным ракетам. В начале 1959 г. объединяются за-
воды № 385 и № 66, чуть раньше, в 1958 г., в состав
СКБ-385 передан строящийся в Миассе завод № 139.
С тех пор основные силы объединенного завода со-
средоточены на опытно-экспериментальной отработке
и серийном производстве баллистических ракет для
подводных лодок.
AIK.Санею, к! ЯСУ стонов
ФГУП «КБ «Арсенал»
ОАО «М3 «Арсенал»
РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ
В ФГУП «КБ «АРСЕНАЛ»
И ОАО «М3 «АРСЕНАЛ». РАЗРАБОТКА ПРОЕКТА
РАКЕТНОГО КОМПЛЕКСА Д-6
Во время Великой Отечественной войны наша
страна потеряла значительную часть кораблей ВМФ.
С 1946 г. в стране было принято несколько программ
военного кораблестроения. Опыт Великой Отечествен-
ной войны показал, что для эффективного поражения
противокорабельных средств противника необходимо
оснащение строящихся кораблей надводного и подво-
дного флота артиллерией нового поколения. Поэтому в
конце 1944 г. руководством ВМФ и Министерством во-
оружения СССР перед Морским артиллерийским цен-
тральным конструкторским бюро (главный конструк-
тор - И.И.Иванов) была поставлена задача по созданию
автоматических установок калибром 45 и 57 мм. У кон-
структоров МАЦКБ имелся определенный опыт в созда-
нии подобных установок, и решение этой задачи было
поручено КБ-2 под руководством Д.Е.Брилля. С этой
целью в составе КБ-2 был создан конструкторский от-
дел, начальником которого был назначен А.И.Арефьев.
В1945-1947 гг. отделом А.И.Арефьева был разра-
ботан 45-мм артиллерийский автомат на полигонном
станке с бункерами для ленточного питания автоматов
на 200 патронов на ствол и с темпом стрельбы 100 вы-
Литейный двор - Старый и Новый арсеналы на Литейном проспекте. Конец XVIII в. Худ. Ф.Я. Алексеев
206
Глава 4
стрелов в минуту. Этот автомат обладал принципи-
ально новой схемой, резко отличавшей его от суще-
ствовавших в то время близких по калибру автоматов.
Саратовским заводом № 614 был изготовлен экспе-
риментальный образец автомата под индексом СМ-7,
конструкторская отработка которого с конца 1947 г. ве-
лась на Морском научно-исследовательском полигоне
в Ленинграде. В процессе экспериментальных работ
выявились достоинства схемы автомата, позволившие
повысить темп стрельбы почти в два раза.
На базе автомата СМ-7 были разработаны 45-мм
одноорудийная установка СМ-21, 45-мм двухорудий-
ная установка СМ-16,57-мм двухорудийная установка
СМ-24, а также 45-мм четырехорудийные установки
со стабилизацией по крену и нестабилизированные.
Опытные образцы артустановок СМ-21 и СМ-16 были
изготовлены заводом № 614 в г. Саратове, а установок
СМ-15 и СМ-24 - заводом № 4 в г. Красноярске.
Однако отсутствие у МАЦКБ собственной произ-
водственной базы пагубно сказывалось на результатах
работ по освоению сложнейшей техники. Все это ста-
вило под угрозу срыва сроки отработки опытных об-
разцов и поставку головных образцов для строящихся
кораблей ВМФ. Положение усугублялось необходимо-
стью размещать заказы на доработку по результатам
испытаний деталей и сборок. Чаще всего с этой целью
приходилось обращаться на Ленинградский Государ-
ственный Союзный ордена Трудового Красного Зна-
мени завод имени М.В.Фрунзе (ныне - «Арсенал»),
Сложную задачу создания морских универсальных
автоматических артиллерийских установок различ-
ного калибра с дистанционным управлением и высо-
ким темпом стрельбы можно было решить только при
объединении работы артиллерийского КБ и крупного
промышленного предприятия с привлечением специ-
ализированных научно-исследовательских институтов.
Решение этой сложнейшей за дачи руководством стра-
ны было поручено «Арсеналу».
До принятия в 1949 г. решения о создании ЦКБ-7
машиностроительный завод № 7 имел собственное
опытно-конструкторское бюро (ОКБ-7).
В ноябре 1949 г. в соответствии с постановлением
Совета Министров СССР № 5316-2040 от 21.11.1949 г.
и приказом министра вооружения № 656 от 02.12.1949 г.
при заводе № 7 было образовано ЦКБ № 7, объединив-
шее заводское ОКБ № 7 и часть подразделений Мор-
ского Артиллерийского Центрального конструкторского
бюро. На ЦКБ-7 возлагались проектно-конструкторские
работы по морской автоматической зенитной артилле-
рии и орудиям для укрепрайонов. Приказами министра
вооружения СССР Д.Ф.Устинова за №№ 99/к и 153/к в
1949 г. на должность начальника и главного конструкто-
ра ЦКБ-7 назначен Н.П.Антонов, главным инженером и
заместителем начальника ЦКБ-7 назначен В.Ф.Лендер,
который занимал этот пост до 1953 г.
В составе ЦКБ было организовано три конструк-
торских бюро: КБ-1 под руководством А.И.Арефьева,
КБ-2 под руководством С.А.Армосова и КБ-3 под
руководством И.К.Кирейцева. В КБ были направлены
лучшие специалисты страны по данному направлению.
Приказом министра вооружения СССР № 193/к
от 23.05.1952 г. Н.П.Антонов был назначен начальни-
ком Технического управления министерства и осво-
божден от должности начальника ЦКБ-7. Исполнение
обязанностей начальника ЦКБ-7 было возложено на
В.Ф.Лендера, исполнение обязанностей главного ин-
женера ЦКБ-7 - на А.И.Арефьева.
В 1953 г. в соответствии с постановлением Совета
Министров СССР от 27.05.1953 г. и приказом мини-
стра оборонной промышленности Ленинградский Го-
сударственный Союзный ордена Трудового Красного
Знамени завод имени М.В.Фрунзе перешел в ведение
Первого Главного управления Министерства оборон-
ной промышленности СССР. Приказом министра во-
оружения СССР от 22.01.1953 г. начальником ЦКБ-7
и главным конструктором завода назначен ПАТюрин,
проработавший в этой должности до 1959 г.
Занимаясь корабельной артиллерией, «Арсенал»
никогда не уходил и от своей ракетной тематики, на-
чало которой еще в XIX в. было положено А.Д.Засядко.
В начале 1956 г. Заказчик (ВМФ) предложил ЦКБ-7 раз-
работать для зенитного ракетного комплекса М-1 ста-
билизированную пусковую установку с механизирован-
ными средствами подачи и хранения ракет в погребе.
Несмотря на новизну тематики для ЦКБ и большой объ-
ем работы, конструкторы приняли ее к выполнению,
А.И.Арефьев
Н.П.Антонов
207
История развития отечественного ракетостроения
и ПЗ было согласовано. В том же году по решению
Совета Министров СССР ЦКБ-7 приступило к проекти-
рованию этой установки под заводским индексом ЗИФ-
101, входящей в состав комплекса ЗУРО М-1, предна-
значенного для поражения низколетящих и морских
надводных целей. В1957 г. Заказчик утвердил эскизно-
технический проект, и ЦКБ-7 приступило к разработке
рабочего проекта и чертежей специальных стендов,
предназначенных для отработки конструкции основных
механизмов и полигонных испытаний верхней части пу-
сковой установки. В течение 1959 г. в цехах завода № 7
была проведена вся необходимая отработка, а в 1960 г.
на Феодосийском полигоне - огневая проверка меха-
низмов верхней части установки. Эта большая экспери-
ментальная проверка обеспечила успех общей сборки
и отладки всей пусковой установки в условиях завода
и корабля. Первый серийный образец установки ЗИФ-
101 был установлен на эсминце проекта 56А «Бравый»
в конце 1960 г. В1962 г. установка успешно выдержала
Государственные испытания в составе комплекса М-1.
В 1959 г. произошли значительные структурные и
кадровые изменения. Если ранее ЦКБ входило в со-
став завода, то теперь завод стал производственной
базой ЦКБ. Теперь на основании приказа Председателя
Государственного комитета Совета Министров СССР
по оборонной технике № 375 от 27.09.1958 г., издан-
ного во исполнение постановления ЦК КПСС и Сове-
та Министров СССР № 1032-492 от 05.09.1958 г. они
именовались: Центральное конструкторское бюро и
опытный завод, п/я № 671 (с 01.05.1959 г. ЦКБ завода
присвоено условное наименование п/я № 484). Прика-
зом Государственного Комитета по оборонной технике
Совета Министров СССР № 49/к от 24.03.1959 г. на-
чальником ЦКБ-7 и директором опытного завода № 7
имени М.В.Фрунзе был назначен В.Н.Семенов, пора-
ботавший в этой должности до 1967 г.
Приказом Председателя Государственного комитета
по оборонной технике Совета Министров СССР № 22
от 06.02.1959 г. проведены назначения: ПАТюрин -
главным конструктором - первым заместителем на-
чальника ЦКБ, Н.Н.Казаков - заместителем начальника
ЦКБ - главным инженером опытного завода. Суще-
ствующие в ЦКБ восемь конструкторских бюро реорга-
низованы в четыре КБ. Их
начальниками назначены
А.Ф. Мадисон (КБ № 1),
А.С.Грауэрман (КБ № 2),
КЛ.Сафронов (КБ № 3),
Б.Л.Капитанов (КБ № 4).
В 1958 г. вышло поста-
новление ЦК КПСС и Совета
Министров СССР № 1032-
492 от 05.09.1958 г., в
котором КБ «Арсенал»
было поручено решение
В.Н.Семенов
очень сложной по своим масштабам проблемы - раз-
работка боевого ракетного комплекса стратегического
назначения с твердотопливной БР средней дальности
(от 800 до 2500 км). БРК предназначался для перево-
оружения подводных лодок проектов 629 и 658 (с пу-
ском ракет из подводного положения). В отечественной
практике не было опыта разработки таких комплексов
и ракет и, тем более, производства и отработки крупно-
габаритных ракетных двигателей на твердом топливе.
В то же время в США активно велась отработка твер-
дотопливных двигателей для БР Polaris, что придавало
американским ВМС, после их создания, новые боевые
и эксплуатационные качества.
Без преувеличения можно сказать, что «Арсенал»
с кооперацией выполнил в то время уникальную по
сложности и объему работу. Возглавил НИОКР в ка-
честве главного конструктора проекта комплекса
ПАТюрин, научным руководителем по комплексу Д-6
был С.П.Королев (ОКБ-1).
Уже в октябре 1959 г. был выпущен эскизный про-
ект БРК Д-6, в котором была показана возможность
создания твердотопливной БРПЛ, ее высокая бое-
готовность, простота и безопасность эксплуатации.
В проекте очерчивался круг актуальных проблем и
конкретных задач, необходимых для первоочередного
решения. Таким образом было положено начало дан-
ному виду разработок для вооружения ВМФ. Однако
в 1960 г. командование ВМФ признало проект ПЛ с
БРК Д-6 неперспективным, т.к. ПЛ вооружалась только
четырьмя ракетами, в то время как США создавали ПЛ
нового поколения с шестнадцатью ракетами.
В связи с этим в начале 1961 г. разработка ком-
плекса Д-6 была остановлена, а дальнейшая работа по
твердотопливным БРПЛ прекращена. КБ «Арсенал»
предпринимало попытки вернуть интерес ВМФ к твер-
дотопливным ракетам, однако его усилия не увенча-
лись успехом. Решение командования ВМФ отдать
в это время приоритет жидкостным БР было понятно.
Над ним довлели сроки, т.к. военно-политическая си-
туация в мире была очень напряженной. А в тот пери-
од жидкостные ракетные двигатели в своем развитии
значительно опережали твердотопливные. Дальнейшее
развитие отрасли показало, что такое решение задер-
жало создание первой отечественной твердотопливной
БРПЛ приблизительно на 8-10 лет.
Параллельно с проводимыми исследованиями и
разработкой конструкторской документации на заводе
«Арсенал» была начата широкомасштабная подготовка
производственных мощностей. Одновременно Пра-
вительством СССР была поставлена задача создания
аналогичных стационарных и передвижных сухопут-
ных ракетных комплексов. Несмотря на то, что проект
комплекса Д-6 был признан неперспективным, тесное
сотрудничество «Арсенала» и ОКБ-1 по созданию сухо-
путных ракетных комплексов продолжилось.
208
Глава 4
К^.Помлеятса, Л.Ъ.Смирихе&скмй
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
ПЕРВЫЕ РАЗРАБОТКИ РЕАКТИВНОЙ ТЕХНИКИ
ОКБ ГЛАВНОГО КОНСТРУКТОРА В.Н.ЧЕЛОМЕЯ
Самолеты-снаряды ОКБ завода №51 МАП
В ночь с 13 на 14 июня 1944 г. Народный комиссар
авиационной промышленности СССР А.И.Шахурин,
командующий ВВС ААНовиков и начальник отдела
Центрального института авиационного моторостро-
ения В.Н.Челомей были вызваны на заседание Госу-
дарственного Комитета обороны. На нем В.Н.Челомей
доложил о результатах работ по пульсирующим воз-
душно-реактивным двигателям, которые он проводил
в ЦИАМ с 1941 г. Результатом заседания явилось по-
ручение Наркомату авиационной промышленности
СССР приступить к созданию беспилотного самолета-
снаряда с ПуВРД. Решение этой
важной государственной задачи
возлагалось на коллектив заво-
да № 51 (г. Москва) и, в первую
очередь, на его нового руково-
дителя - главного конструктора
и директора завода В.Н.Челомея,
назначенного на эту должность
19 сентября 1944 г. Этим было
положено начало созданию в
Советском Союзе принципиаль-
но нового вида штатного оружия
для армии и флота - самолетов-
снарядов, которые в дальнейшем
стали называть крылатые ракеты.
Сплав опыта завода № 51 по
созданию самолетов и ЦИАМ по
разработке ПуВРД позволил уже
в сентябре 1944 г. завершить про-
ектные работы, запустить в про-
изводство конструкторскую доку-
ментацию на самолет-снаряд 10Х
авиационного базирования и до
конца года изготовить заданное
количество этих изделий.
Коллектив работал с боль-
шим энтузиазмом и напряжени-
ем, традиционно уделяя особое
внимание качеству изготовления
и отработке материальной части,
надежности работы бортовых си-
стем. Этому во многом способ-
ствовало успешное проведение
летных испытаний самолета-сна-
ряда 10Х с переоборудованных серийных самолетов
Пе-8 и Ер-2, которые были начаты 20 марта 1945 г.
и завершены в 1948 г.
Результаты испытаний показали, что первая в СССР
боевая крылатая ракета авиационного базирования
создана. Выполняя постановление Правительства, ОКБ
и завод № 51 ведут работы по созданию скоростного
самолета-снаряда 16Х («Прибой») для оснащения са-
молетов Ту-2, Ту-4, Пе-8.
Еще до завершения летной отработки самолета-
снаряда 10Х Совет Министров СССР своим постанов-
лением от 7 мая 1947 г. ставит перед коллективом ОКБ
завода № 51 новые, более масштабные задачи - соз-
дание самолетов-снарядов не только для ВВС, но и для
других родов войск.
Продолжая работы по совершенствованию создан-
ного ракетного оружия, ОКБ завода № 51 разработало
самолет-снаряд 14Х более совершенной аэродинами-
ческой формы и с более мощным двигателем. Он мог
запускаться с самолета-носителя, с наземной пусковой
установки или с пусковых установок кораблей ВМФ.
Главный конструктор В.Н. Челомей (в центре) с работниками ОКБ завода №51.1947 г.
Самолет-снаряд 1ОХ
209
История развития отечественного ракетостроения
Самолет-снаряд 16Х «Прибой» под самолетом-носителем
В этот период руководство Военно-морского флота
предложило главному конструктору В.Н.Челомею уча-
ствовать в работах по повышению боевой мощи флота
путем оснащения ПЛ и НК крылатыми ракетами. Была
разработана модификация ракеты для наземного
старта 10ХН под условия применения с борта ПЛ (тема
«Волна»). Ракеты размещались на палубе ПЛ в специ-
альном герметичном контейнере, поэтому были раз-
работаны съемные крылья, которые устанавливались
перед стартом.
Совместно с ЦКБ № 18 МСП
главного конструктора П.П.Пу-
стынцева был разработан эскиз-
ный проект оснащения ПЛ про-
екта 628 самолетом-снарядом
конструкции В.Н.Челомея (шифр
ЧМ-1), что заложило основу
дальнейшего многолетнего пло-
дотворного сотрудничества этих
предприятий. Для проведения
экспериментальных стрельб кры-
латыми ракетами под переобору-
дование выделяется лодка XIV се-
рии Б-5 Северного флота. Однако
в связи с решением Совета Мини-
стров СССР от 19 февраля 1953 г.
все работы по ракетам комплекса
«Волна» были прекращены.
За 9 лет были созданы, прош-
ли испытания и доведены до
стадии принятия на вооружение
самолеты-снаряды 10Х, 16Х,
10ХН, 14Х. ОКБ завода № 51 в
то время было единственным в
стране предприятием, которое
занималось одновременно раз-
работкой ракет и двигательных
установок для них.
Однако присущие ПуВРД недостатки
ограничивали технические возможности
ракет, оснащенных такими двигателя-
ми, исключая возможность достижения
сверхзвуковых скоростей, что снижало
боевую эффективность этого вида ору-
жия. В связи с этим работы над самоле-
тами-снарядами разработки В.Н.Челомея
были прекращены в начале 1953 г., а
оставшийся боекомплект было решено
использовать в качестве летающих ми-
шеней. Для обеспечения их эксплуатации
9 июня 1954 г., в соответствии с рас-
поряжением Совета Министров СССР
от 19 мая 1954 г., министр авиационной
промышленности П.В.Дементьев подпи-
сал приказ о создании в Тушино под ру-
ководством В.Н.Челомея Специальной конструк-
торской группы. Первоначально в состав СКГ была
включена небольшая группа (20 чел.) из коллектива
завода № 51. В эту команду входили те, кто в это
сложное время будет всегда рядом с В.Н. Челомеем:
В.В. Крылов, И.К.Денисов, А.Н. Маврин, Н.И. Смир-
нов, Ф.А.Вершков, С.И. Дорофеев, И.С. Мусящиков,
А.Н.Русинов, Н.С.Михеев, А.А.Воробьев, А.Г.Жама-
летдинов, Д.Ш.Позин, А.Е.Громов, З.П. Трегубова,
С.Б.Пузрин, В.А.Модестов, Ю.С. Куликов, О.И. Зуб-
кова, М.И.Лифшиц, К.А.Иншаков, А.И. Коровкин.
под руководством
Самолет-снаряд 10ХН на пусковой установке
Самолеты-снаряды 1ОХ в сборочном цехе
210
Глава 4
Ракетный комплекс
с крылатой ракетой П-5
Вместе с ними главный конструктор замыслил
создать новое поколение крылатых ракет, обладающих
принципиально новыми боевыми качествами, и во-
оружить ими Военно-морской флот. Необходимость
создания нового вида оружия диктовалась междуна-
родной обстановкой 1950-х гг. Попытки США и ряда
других стран вести по отношению к Советскому Союзу
политику с позиции силы вызвали принятие руковод-
ством страны неотложных мер по укреплению ее обо-
роноспособности, созданию мощного Военно-морско-
го флота. Его ударной силой должны стать подводные
лодки, вооруженные крылатыми ракетами.
В противовес окружавшим нашу страну ракетным
базам, перевооружение Военно-морского флота кры-
латыми ракетами позволяло наносить ответные удары
по наземным целям, расположенным за много тысяч
километров от границ СССР на побережье и в тылу про-
тивника, превращало его в важнейший стратегический
фактор, что оказывало значительное, а порой и решаю-
щее влияние на планирование возможных военных опе-
раций. Удельный вес Военно-морского флота в системе
Вооруженных Сил страны чрезвычайно возрастал.
Коллектив СКГ работу по крылатым ракетам на-
чинал не с «чистого листа». Имелся опыт создания
самолетов-снарядов 10Х, 10ХН, 16Х, 14Х, разработан-
ных коллективом ОКБ завода № 51. Уровень техники в
1954 г. позволял создавать крылатые ракеты со сверх-
звуковой скоростью и значительной дальностью поле-
та. Именно над такой ракетой для ВМФ страны стал
работать новый коллектив. К сентябрю 1954 г. СКГ
уже насчитывала шесть конструкторских бригад. Воз-
вратились руководящие работники: В.С.Авдуевский,
В.В.Сачков, С.Л.Попок, ААТавризов.
19 июля 1955 г. Совет Министров СССР принял по-
становление о реорганизации СКГ в ОКБ-52 с переда-
Подводная лодка проекта 644 с комплексом РО П-5
211
История развития отечественного ракетостроения
Старт КР П-5 с серийной подводной лодки
чей предприятию Реутовского механического завода, а
постановлением от 8 августа 1955 г. коллективу ОКБ-
52 поручалась разработка сверхзвуковой крылатой ра-
кеты П-5 для вооружения подводных лодок ВМФ.
В основе проекта крылатой ракеты П-5 лежали два
изобретения В.Н.Челомея:
-	способ размещения ракеты со сложенными кры-
льями в герметичном цилиндрическом контейнере,
служившем одновременно пусковой установкой;
-	способ старта ракеты из контейнера с практиче-
ски нулевых направляющих с автоматическим раскры-
тием крыльев в полете.
Эти оригинальные идеи дали возможность разме-
стить ракету в контейнере минимального диаметра,
что позволяло установить наибольшее количество
контейнеров на ПЛ. Старт ракеты с ПЛ непосред-
ственно из поднимающегося в наклонное положение
контейнера с автоматическим раскрытием крыла
исключил необходимость в палубных пусковых на-
правляющих, что позволило в 2 раза увеличить бо-
екомплект, и сократил до минимума пребывание ПЛ
в надводном положении для пуска ракет, что суще-
ственно повысило ее боевую устойчивость. Оба эти
изобретения были реализованы в комплексе П-5
впервые в мире и на десятилетия определили облик
ракетного оружия Военно-морского флота.
Следует подчеркнуть, что крылатая ракета П-5 об-
ладала сверхзвуковой скоростью полета (1300 км/ч)
при дальности полета 500 км. Все крылатые ракеты
разработки ОКБ-52 были сверхзвуковыми, что повы-
шало боевую эффективность оружия и давало ему
преимущество в соревновании с аналогичными отече-
ственными и зарубежными образцами.
В январе 1956 г. был успешно защищен эскизный
проект комплекса П-5. Коллектив приступил к рабоче-
му проектированию, изготовлению опытных образцов,
экспериментальной отработке, которой В.Н.Челомей
придавал особое значение.
Вручение ОКБ-52 ордена Ленина. На трибуне -Н.С.Хрущев, П.В.Дементьев, С.М.Буденный. ВыступаетВ.Н.Челомей. Реутов, 1959г.
212
Глава 4
Сверхзвуковые скорости, высокие аэ-
родинамические и тепловые нагрузки тре-
бовали новых конструкторских и техноло-
гических подходов, прогрессивных аппа-
ратных решений. Создававшаяся экспери-
ментальная база, спроектированная для
отработки дозвуковых ракет, требовала су-
щественной модернизации и обновления.
Все исследовательские и эксперименталь-
ные отработки велись фактически одно-
временно с созданием стендов и устано-
вок, методик и программ испытаний.
Летные испытания крылатой ракеты
П-5 с наземного стенда (полигон Капустин
Яр) и с подводной лодки (Белое и Баренце-
во моря) были проведены в крайне сжатые
сроки и завершились в 1959 г. принятием
ракеты на вооружение подводных лодок
ВМФ.
Генеральный конструктор В.Н. Челомей на испытаниях морской крылатой ракеты.
Северный флот, крейсер «Киров», ноябрь 1980 г.
Военно-морской флот страны получил грозное со-
временное оружие, а Советский Союз - средства сдер-
живания амбиций США в период «холодной войны».
Комплекс принят на вооружение подводных лодок
проектов 644,651,665 и 659. В этот период комплекс
был единственным средством доставки ядерного ору-
жия в Вооруженных Силах СССР на межконтиненталь-
ную дальность.
За разработку и создание ракетного комплекса
П-5 указом Президиума Верховного Совета СССР от
25 июня 1959 г. ОКБ-52 было награждено орденом Ле-
нина, а 505 участников работы - правительственными
наградами.
В апреле 1959 г. за выдающиеся достижения в
области науки и техники была присуждена Ленин-
ская премия авторскому коллективу ОКБ-52: В.Н. Че-
ломею, С.Б.Пузрину, М.И.Лифшицу, В.Е. Самойло-
ву, В.А.Модестову, А.И. Коровкину, И.М.Шумилову,
С.Н. Хрущеву, В.В.Крылову. Ленинская премия была
также присуждена главному конструктору подводных
лодок ЦКБ-18 П.П.Пустынцеву и главному конструк-
тору систем управления НИИ-923 Е.Ф.Антипову. Зва-
ние Героя Социалистического Труда было присвоено
В.Н.Челомею, орденами Ленина наградили Ф.Н. Ан-
дрюшина, В.Н.Бугайского, И.К.Денисова, А.Г.Жама-
летдинова, В.Ф. Маликова, М.П.Сахарова, В.В. Сачко-
ва, ААТавризова.
П-5 - первая в мире ракета с автоматически рас-
крывающимся в полете крылом, стартующая из гер-
метичного контейнера, имеющего минимальные га-
бариты. Технические решения, реализованные в этом
комплексе, признаны классическими в отечественном
и мировом ракетостроении, применялись во всех по-
следующих разработках в этой области.
Необходимо отметить, что многие сотрудники,
с которыми В.Н.Челомей начинал создавать пер-
вую в СССР беспилотную крылатую технику на за-
воде № 51, в дальнейшем стали работниками ОКБ-
52. Это К.В. Белицин, Ф.А. Вершков, Л.Г.Васильева,
Н.А. Воробьева, А.Е.Громов, И.К. Денисов, АТ.Жама-
летдинов, О.И. Зубкова, В.В. Крылов, А.В. Кузнецов,
Б.П.Кирсанов, Ю.С. Куликов, Б.Г. Максимов, И.С.Му-
сящиков, В.А. Модестов, А.Н. Маврин, В.А. Папешкин,
Д.Ш.Позин, А.А. Расторов, А.Н. Русинов, Ю.Н.Стенинг,
В.Е. Самойлов, ААТавризов, З.П.Трегубова, Л.А. Фе-
доров, И.М. Шумилов, Н.В. Шумилова. В области
производства и испытательного комплекса - Ф.Н. Ан-
дрюшин, И.П.Астраханцев, В.П. Бессонов, А.А. Бы-
стров, МАВоробьев, В.Ф.Данилов, М.Е.Евдокимов,
И.С. Егоров, Б.С.Задонский, ИАЗябочкин, П.Д. Ива-
нов, К.В.Иншаков, М.П.Кариганов, М.Б.Корнеев,
В.Н. Коротков, М.Г. Киндинов, С.М.Кузнецов, В.Ф. Ма-
ликов, В.Н. Рязанцев, В.В. Соколов, А.М.Степанов,
АНСилушкин, А.П. Теряев и др. Нельзя не вспомнить
ближайших помощников В.Н.Челомея в годы станов-
ления ОКБ: М.И.Лифшица, С.Б.Пузрина, С.Л.Попка,
А.И.Валединского, В.В.Сачкова, А.И.Коровкина, - ко-
торые впоследствии стали его заместителями или
руководителями крупных подразделений ОКБ-52.
И, конечно, было бы несправедливо не сказать о тех,
кто пришел непосредственно в ОКБ-52 и активно
участвовал в конструировании и испытаниях ракет-
ного комплекса П-5, создаваемого для первого этапа
перевооружения Военно-морского флота, о тех, кто
вложил свои идеи, труд и энергию в эту работу, это
Н.П. Белогруд, В.Г. Биденко, В.Н. Вишневский, В.П. Го-
гин, А.Д.Гончаров, Б.М. Денисов, В.А. Ермаков,
Г.А.Ефремов, З.Ж.Жафяров, В.Г. Ивашин, А.Я.Пе-
трунько, Ю.АПодзолко, А.Л.Храмов, Ф.К. Кадыров,
Ю.Л.Кощеев, Л.И.Морозов, В.И.Лурье, Г.И. Нико-
лаев, С.А. Альперович, М.С.Гецин, В.М.Гульдан,
К.И. Меден и др.
213
История развития отечественного ракетостроения
*
В.Н.Челомей (1914—1984 гг.). Генеральный конструктор ракетной и ракетно-космической техники, ученый
в области механики и процессов управления, основатель и руководитель (1944—1984 гг.) НПО машино-
строения. Дважды Герой Социалистического труда. Академик АН СССР. В 1944—1953 гг. - главный кон-
структор и директор завода № 51 МАП. С1955 г,- главный, с 1959 г. - генеральный конструктор ОКБ-52
(ныне ОАО «ВПК «НПО машиностроения»). Лауреат Ленинской и трех Государственных премий СССР
С.Б.Пузрин (1915-1987 гг.).
С 1955 г. работал в ОКБ-52.
Кт.н., доцент по кафедре «Авиа-
вооружение». Лауреат Ленинской
премии.
А «А
М.ИЛифшиц (1914-1987 гг).
Испытатель ракетной техники.
Герой Социалистического Труда.
С 1940 г. - конструктор, началь-
ник лаборатории п/я 2458 (завод
№51), г. Москва. С1954 г.в СКГ,
с 1955 г.-в ОКБ-52. Лауреат Ле-
нинской премии СССР.
В.Е.Самойлов (род. в 1926 г).
В 1957-1980 гг. - заместитель
генерального конструктора 0КБ-
52/ЦКБМ. Кт.н. Лауреат Ленин-
ской и Государственной премий
СССР.
ВАМодестов (1929-2004 гг.).
Герой Социалистического Труда.
К.т.н., доцент кафедры теоре-
тической механики. В 1953-
1954 гг. - инженер-конструктор
завода № 155 МАП, г. Москва.
В 1954—1955 гг. - старший инже-
нер СКГ МАП, г. Тушино Москов-
ской обл. С1955 г. работал в ОКБ-
52. Лауреат Ленинской премии.
А.И.Коровкин (1907-1986 гг.).
В 1939—1952 гг. - начальник
конструкторской бригады заво-
да№51 НКАП (г. Москва). ОКБ №51
(г. Новосибирск), ОКБ №51 (г. Мо-
сква). В 1952-1955 гг. - начальник
конструкторского бюро специ-
альной конструкторской группы
МАП, г. Тушино. С1955 г. работал в
ОКБ-52. Лауреат Ленинской премии.
И.М.Шумилов (1927-2002 гг).
Герой Социалистического Труда.
Кт.н., доцент. В 1956—1960 гг. -
ведущий конструктор ОКБ-52.
Лауреат Ленинской премии.
С.НХрущев (род. в 1935 г.). Ге-
рой Социалистического Труда. С
1958 г. - в ОКБ-52 (ОАО «ВПК
«НПО машиностроения»). Лауре-
ат Ленинской премии.
В.В.Крылов (1913-1968 гг.).
В 1954—1960 гг. - ведущий кон-
структор, начальник отдела СКГ
(ОКБ-52). Лауреат Ленинской
премии.
214
Глава 4
И.К.Денисов (1920—1996 гг.).
Инженер-механик по самолетам.
В1952-1953 гг. работал на заво-
де № 51 МАП и ОКБ-155 МАП:
инженер, инженер-конструктор.
С 1954 г. работал в ОКБ-52. Ла-
уреат Государственной премии
СССР.
В.Ф.Маликов (1925—2002 гг).
Герой Социалистического Тру-
да. В 1942-1953 гг. работал на
заводе № 155 МАП, г. Москва.
С1955г.-в ОКБ-52.
М.П.Сахаров (1929-2004 гг.).
Герой Социалистического Труда.
В 1954—1956 гг. - и.о. старшего
инженера предприятия п/я 41
МОП, г. Златоуст. В1957-2003 гг.
работал в ОКБ-52.
В.В.Сачков (1913—1994 гг.). Герой
Социалистического Труда. В1933—
1958 гг. работал в организациях
оборонной промышленности: кон-
структор, ведущий конструктор, на-
чальник бригады. В1958—1986гг. -
заместитель главного конструкто-
ра, заместитель генерального кон-
структора ОКБ-52 (ныне ОАО «ВПК
«НПО машиностроения»).
'B.d.Aonoma,
ЪЛ,Ъорафе£&, 0.4.Соколов,
O.OOtepnidC)
О.'Б.Шмароь., 'В.М.грилин
ОАО «РКК «Энергия»
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ КРЫЛАТАЯ РАКЕТА
По постановлению от 13 февраля 1953 г. была на-
чата разработка двухступенчатой крылатой ракеты с
дальностью полета 8000 км. Этим же постановлением
ОКБ-1 поручались разработка, изготовление и летная
отработка экспериментальной крылатой ракеты, кото-
рая, не являясь прообразом будущей боевой машины,
позволила бы проверить основные принципы и ряд
технических решений для создания межконтиненталь-
ных крылатых ракет.
Для сокращения сроков и стоимости разработки
ЭКР предлагалось использовать в качестве первой сту-
пени ракету Р-11, вторую ступень разработать на базе
прямоточного ВРД, а для бортовой части системы
управления крылатой ракеты использовать упрощен-
ный вариант существующего самолетного автопилота,
Чтобы приспособить ракету Р-11 для ЭКР, потребова-
лись сравнительно небольшие доработки: изменение
конструкции хвостового отсека, стабилизаторов и ру-
левого агрегата. В основу компоновки второй ступени
была положена схема двигателя с центральным воз-
духозаборником. Создание и отработка ПВРД такого
типа представляли в тот период наименьшие трудно-
сти, т.к. помимо расчетно-теоретических материалов
по такому двигателю имелись и экспериментальные
данные. Предполагалось, что вторая ступень будет
иметь крестообразное оперение, четыре воздушных
руля, попарно работающих по тангажу и рысканию,
причем курсовые рули (рули рыскания) одновременно
будут выполнять функции элеронов.
Для обеспечения устойчивой работы двигателя
второй ступени при угле атаки 3,5° воздуховодный
канал двигателя имел наклон, а также был изогнут
для создания необходимого объема для размещения
приборов. На стыке второй ступени и отбрасываемой
части крылатой ракеты сделали кольцевой проток, что
позволило запускать ПВРД до разделения ступеней.
На маршевом участке для ЭКР принималась траек-
тория полета с постоянной скоростью и высотой (отказ
от оптимальной траектории был обусловлен желанием
упростить задачу для системы управления ракетой),
при этом проигрыш в дальности составлял около 8 %.
Постоянная скорость полета поддерживалась путем
регулирования тяги ПВРД за счет изменения секундно-
го расхода топлива. Для определения действительной
траектории полета ЭКР предусматривались установка
на ней радиотехнической системы индикации и соз-
дание сети наземных пунктов приема радиосигналов
этой системы. После выключения ПВРД от временно-
го устройства вторая ступень должна была совершать
пикирующий или планирующий полет. При этом откло-
215
История развития отечественного ракетостроения
Экспериментальная крылатая ракета (проект)
Вторая ступень экспериментальной крылатой ракеты (проект)
Краткие технические характеристики ЭКР
Полная дальность полета - 730 км
Скорость маршевого полета - 896 м/с
Полное время полета - 927 с
Начальная масса первой ступени - 6,39 т
Начальная масса второй ступени -1,484 т
Полная длина -17,724 м
Длина второй ступени - 9,434 м
Диаметр корпуса второй ступени -0,65 м
Размах крыла второй ступени - 2,018 м
Аэродинамическое качество второй ступени - 2,51
Площадь крыла - 3,31 м2
Тяга двигателя первой ступени на земле - 8300 кгс
Удельный импульс тяги двигателя первой ступени на земле —217 кгс-с/кг
Максимальная тяга двигателя второй ступени на высоте 18 км (при М=3)- 625 кгс
Удельный импульс тяги двигателя второй ступени
при тех же условиях -1580 кгс с/кг
Компоненты топлива второй ступени - атмосферный кислород и керосин.
нение по дальности в конце маршевого участка поле-
та могло составить +25 км, а боковое - до 20 км при
скорости ветра до 30 м/с.
Для экономии средств при летной отработке ЭКР
в ходе эскизного проектирования была подробно из-
учена возможность ее спасения после выполнения
заданной программы с помощью парашютно-реактив-
ной системы.
Эскизный проект ЭКР в семи книгах был ут-
вержден С.П.Королевым 31 января 1953 г. и со-
гласован с М.В.Келдышем, САХристиановичем,
В.И.Бондарюком. После завершения эскизного про-
екта началась подготовка к передаче ЭКР в производ-
ство. К июлю 1953 г. в конструкцию ЭКР был внесен
ряд изменений, связанных с применением в дальней-
шем в составе бортовых приборов СУ астронавигаци-
онной системы для ее испытания в натурных условиях.
Были изготовлены макеты основных узлов ракеты, в
т.ч. макет приборного отсека в натуральную величину,
установки для отработки теплозащиты отсеков ЭКР и
рулевых машинок в термобарокамере, рулевой агрегат
второй ступени ЭКР. Проводились отработка техноло-
гии отдельных узлов конструкции, эксперименты по
уточнению аэродинамических характеристик ЭКР, раз-
бивка на плазе внешних обводов и тракта подачи воз-
духа к ПВРД, а также начат выпуск рабочих чертежей.
На самолете с макетом астронавигационной си-
стемы провели десять полетов, которые подтверди-
ли правильность выбранных технических решений и
возможность получения требуемой точности наве-
дения ЭКР при использовании астронавигационной
системы. Были также разработаны принципиальная
схема и общие виды макета бортовой системы астро-
навигации для экспериментов на скоростном само-
лете; начата разработка рабочих чертежей макета;
закончен этап теоретических и экспериментальных
работ, подтвердивших надежность схемы опознания
звезд в ночных условиях полета и возможность ра-
боты системы астронавигации в дневных условиях
при полетах на больших (18 км и более) высотах;
разработана и отлажена аппаратура для эксперимен-
тальных исследований излучения звезд в красной и
инфракрасной областях спектра; начаты совместные
с Крымской астрофизической обсерваторией испы-
тания специального фотоэлектрического индикатора
для этих целей.
Положительный результат дали исследования Госу-
дарственного оптического института в Ленинграде по
технологии изготовления больших кварцевых пластин.
Здесь же дополнительно подготовили эскизный про-
ект системы астронавигации для испытаний непосред-
ственно на ЭКР.
216
Глава 4
Были продолжены работы по проектированию и
изготовлению серии ПВРД (подготовлены стендовые
образцы, проведены первые доводочные испытания,
спроектирован и изготовлен турбонасосный агрегат
двигателя второй ступени ЭКР), разработана методика
летных испытаний ЭКР.
После выхода постановления от 20 мая 1954 г. те-
матику по крылатым ракетам дальнего действия пере-
дали в Министерство авиационной промышленности.
Вместе с тематикой по крылатым ракетам в МАП
перешли А.С.Будник, И.Н.Моишеев, И.М.Лисович и
др. Это было первым расставанием ОКБ-1 со своими
специалистами. Впоследствии с учетом проведенных
работ по ЭКР были разработаны межконтинентальные
крылатые ракеты «Буря» (САЛавочкин) и «Буран»
(В.М.Мясищев).
'l.H.Ccpo^
ФГУП ««НПО им. С.А.Лавочкина»
МКР ««БУРЯ»
После окончания Второй мировой войны в области
оборонного строительства для СССР самой важной
задачей стало обеспечение паритета с США, обладав-
шими монополией на атомное оружие и средства его
доставки. Необходимо было в кратчайшие сроки соз-
дать не только аналогичные и более мощные атомные
и водородные боезаряды, но и надежные носители для
них, позволявшие доставить «полезный груз» на меж-
континентальное расстояние.
Поначалу наиболее приемлемыми для этой цели
считались стратегические бомбардировщики, осна-
щенные на первых порах поршневыми, а затем и ре-
активными двигателями. Однако начавшаяся в 1950 г.
локальная война в Корее и разработки первых систем
зенитного управляемого ракетного вооружения пока-
зали, что такие носители будут нести большие потери и
вряд ли смогут выполнить поставленную задачу. Остро
встала задача создания новых, более эффективных
средств доставки, способных преодолеть существую-
щую и перспективную противовоздушную оборону по-
тенциального противника.
К 1953 г. проведенные в предшествующие годы
поисковые научно-исследовательские работы (в част-
ности, НИР Т-1 и Т-2, выполненные в НИИ-88) вы-
явили два наиболее перспективных направления, по-
зволявшие создать носители имевшихся в то время
атомных и водородных боезарядов на дальность до
7000-8000 км:
-	двухступенчатая баллистическая ракета с жид-
костными ракетными двигателями на обеих ступенях;
-	двухступенчатая крылатая ракета, оснащенная
сверхзвуковым прямоточным ВРД на второй ступени
и выводившаяся на маршевый полет ракетными уско-
рителями с ЖРД.
Разрабатываемые для них системы управления:
для баллистических ракет - инерциальная с радио-
коррекцией, для крылатых - автономная астронави-
гационная, - позволяли обеспечить попадание на за-
данной дальности в круг радиусом 10 км. Применение
217
История развития отечественного ракетостроения
на ракетах водородного боезаряда, первое испытание
которого состоялось в СССР 12 августа 1953 г, позво-
ляло компенсировать подобные отклонения от точки
прицеливания гораздо более мощным действием, чем
обычная атомная бомба, и гарантированно уничтожить
важнейшие политико-административные и военно-
промышленные центры противника.
20 ноября 1953 г. в Президиум ЦК КПСС на имя
Г.М.Маленкова и Н.С.Хрущева было направлено пись-
мо с предложениями по этому вопросу, подписанное
руководством Министерства среднего машинострое-
ния (атомная промышленность, а также курирование
разработок носителей атомного оружия и управля-
емого ракетного вооружения) - В.А.Малышевым,
Б.Л. Ванниковым и М.В.Хруничевым, - а также мини-
стром авиапромышленности П.В.Дементьевым и ми-
нистром оборонной промышленности Д.Ф.Устиновым.
Проработка всех вопросов, связанных с этими
предложениями, заняла еще полгода, и 20 мая 1954 г.
вышли в свет два постановления Совета Министров
СССР, обязывавшие ОКБ-1 НИИ-88 МОП (главный кон-
структор - С.П.Королев) разработать двухступенчатую
баллистическую ракету Р-7, а ОКБ-301 МАП (главный
конструктор - САЛавочкин) и ОКБ-23 МАП (главный
конструктор - В.М.Мясищев) - двухступенчатые кры-
латые ракеты «Буря» и «Буран» с дальностью полета
7500-8000 км. Ракеты Р-7 и «Буран» должны достав-
лять к цели полезный груз массой 3500 кг, «Буря» -
2100 кг. В дальнейшем, в связи с разработкой новых
боезарядов, масса доставляемого «Бурей» груза была
увеличена до 2350 кг. Максимальная скорость полета
Н. С. Черняков
«Бури» должна была со-
ставлять 3000-3200 км/ч,
начальная высота поле-
та -18-20 км, конечная -
26-27 км.
Двигательную уста-
новку для первой ступени
МКР «Буря» было пору-
чено разработать ОКБ-2
НИИ-88 МОП (главный
конструктор - А.М.Исаев).
Двигательную установ-
ку для второй (марше-
вой) ступени (СПВРД)
для «Бури» и «Бурана»
создавало ОКБ-670 МАП
(главный конструктор -
М.М.Бондарюк). Разра-
ботка астроинерциальной
системы управления «Зем-
ля» для обеих МКР была
поручена вновь организо-
ванному филиалу НИИ-1
МАП (главные конструк-
тора - Р.Г.Чачикян, И.М.Лисовский и Г.Н.Толстоусов),
куда был передан весь задел по ней и соответствую-
щий кадровый состав из НИИ-88 МОП. НИСО МАП в
качестве дублирующей была задана также разработка
системы радиоуправления «Звезда». Научным руково-
дителем всех работ по созданию МКР «Буря» и «Бу-
ран» был назначен академик М.В.Келдыш.
В ОКБ-301 работы по «Буре» возглавил замести-
тель Лавочкина Н.С.Черняков (с 1957 г. - главный
конструктор по направлению), а сама ракета получила
заводской индекс 350.
Межконтинентальная сверхзвуковая крылатая ра-
кета являлась по тем временам уникальным инженер-
ным сооружением, аналогов которому отечественная
авиапромышленность не знала. Успех создания МКР
«Буря» во многом определялся тем, что почти все
основные разработчики были сосредоточены в одном
ведомстве - МАП (или были недавними выходцами из
него), давно знали друг друга и успешно сотрудничали
в предыдущих работах.
Огромная роль в проведении расчетных работ, вы-
боре основных проектных параметров и формирова-
нии окончательного облика МКР «Буря» и «Буран»
принадлежала коллективу НИИ-1 МАП, научным руко-
водителем которого являлся М.В.Келдыш. В результа-
те большого комплекса расчетно-экспериментальных
работ НИИ-1 были выбраны оптимальные параметры
сверхзвуковых прямоточных ВРД, конструкция ко-
торых была воплощена в металле выделившимся из
НИИ-1 в 1950 г. коллективом ОКБ-670, возглавляе-
мым М.М.Бондарюком. СПВРД для «Бури» получил
наименование РД-012 (затем РД-012У - с укорочен-
ным соплом). Но одними теоретическими расчетами
было не обойтись, и последовала тщательная назем-
ная экспериментальная отработка двигателя, которая
велась на первых порах в ЦАГИ на стендах с присо-
единенным воздухопроводом (СНРД и ТПД) кратко-
временными режимами, а с 1956 г. - на специально
построенных натурных стендах Ц-12, Ц-9Н и Ц-7Н
(площадка Тураево, филиал ЦИАМ). Здесь испытания
велись уже длительное время (около 6 ч) при штатных
условиях по скорости (М = 3), высоте (Н = 15-25 км) и
другим параметрам входящего и обтекающего потока.
Выбор оптимальной аэродинамической схемы ра-
кеты проводился совместно с коллективом ЦАГИ, где
в аэродинамических трубах Т-113, Т-108, Т-5 было
продуто несколько десятков моделей при скоростях
потока М от 0,1 до 3,03. По результатам этих работ из
трех рассмотренных схем - «утка», «бесхвостка» и
нормальная самолетная схема - выбор был останов-
лен на последней, как обеспечивающей максимальное
аэродинамическое качество и простоту компоновочно-
го размещения основных агрегатов ракеты. Маршевая
ступень была оснащена среднерасположенным тонким
треугольным в плане крылом с углом стреловидности
218
Глава 4
70° по передней кромке, а также крестообразным цель-
ноповоротным хвостовым оперением. Из нескольких
вариантов количества и размещения ускорителей был
выбран оптимальный с подвеской двух ускорителей
под крылом маршевой ступени.
Высокая скорость полета (М = 3) предопределила
и необходимость решения еще одной сложной про-
блемы, которую пришлось решать создателям МКР -
преодоление т.н. теплового барьера. Казалось, еще
совсем недавно отечественная авиапромышленность
перешла от смешанных и даже деревянных конструк-
ций к цельнометаллическим из «крылатого» метал-
ла -дюралюминия. Но при длительном полете (около
2,5 ч) со скоростью М = 3, к которой традиционная
авиация даже и близко еще не приблизилась, аэроди-
намический нагрев конструкции достигал 350-400 °C.
Дюраль при такой температуре терял свои прочност-
ные свойства.
ОКБ САЛавочкина в начале 1950-х гг. уже получи-
ло большой опыт создания первых в стране зенитных
управляемых ракет типа В-300 для московской систе-
мы ПВО С-25 («Беркут»), где ему пришлось иметь
дело с многими новыми материалами, в т.ч. жаро-
стойкими и коррозионностойкими сталями. Этот опыт
пригодился в новой разработке. Теперь для получения
максимальной весовой отдачи был необходим новый
материал, такой как титан. В ОКБ САЛавочкина впер-
вые в Советском Союзе была разработана и внедрена в
производство технология сварки титана, а также неко-
торые виды его механической обработки. Герметичный
корпус ракеты, являющийся одновременно емкостью
для топлива, было решено выполнить сварным двух-
слойным с промежуточным гофром из тонкой стали
ЭИ-654. Крыло также было выполнено в основном из
стали, с отдельными силовыми элементами из титана.
Титан был также применен в обшивке корпуса боезаря-
да (т.н. капли), размещенного в носовой части корпуса.
В конструкции «Бури» нашли также применение
новые термостойкие материалы, использующиеся для
герметизации, различных покрытий, тепло- и электро-
изоляции, остекления и т.д. Большинство из них к мо-
менту создания «Бури» советской промышленностью
освоены не были, и их внедрение шло параллельно с
работами по ракете. Большую помощь в разработке и
освоении новых материалов оказали отраслевые ин-
ституты ВИАМ и НИАТ.
Важнейшая роль принадлежала системе управле-
ния ракетой. Она включала в себя автопилот и систему
астронавигации. Автопилот обеспечивал стабилизацию
ракеты и управление ею на всех этапах полета. Система
астронавигации через автопилот корректировала полет
ракеты (в боковом направлении). Эта система состояла
из телескопической головки, которая с помощью гиро-
скопов неподвижно стабилизировалась относительно
двух звезд и непрерывно следила за ними. В систему
определения координат входили также построитель вер-
тикали и счетно-решающее устройство, суммирующее
все данные для выдачи их в виде команды на органы
управления ракеты. Полет ее происходил по заранее
заданному маршруту и осуществлялся путем установки
в счетно-решающем устройстве соответствующих кулач-
ков. При достижении ракетой координат точки цели та
получала команду на пикирование на цель.
Проведенные в 1953 г. первые летные испытания
такого прибора на самолете Ли-2 показали возмож-
ность создания аппаратуры для вождения ракет по
звездам с достаточной точностью наведения на цель
в пределах ±10 км.
Разработка системы управления МКР «Буря»
с 1955 г. проводилась в филиале НИИ-1, возглавляе-
мом Р.Г.Чачикяном. И.М.Лисович руководил работами
по астронавигации, а Г.Н.Толстоусов - по инерциаль-
ной автопилотной системе. Опытный образец в 1956 г.
прошел испытания на самолете Ту-16 на дальности до
4000 км. Однако определенной проблемой было то,
что пока система астронавигации обеспечивала старт
и полет ракеты только ночью. К тому же в арктических
широтах, а там должны были проходить основные
маршруты полета «Бури», при полярных сияниях си-
стема работала неустойчиво. Разработчики были наце-
лены на создание более помехоустойчивого «дневно-
го» варианта системы астронавигации.
Эскизное проектирование ракеты «Буря» было
завершено в 1955 г. Ракета была выполнена по двух-
ступенчатой схеме. Первая ступень состояла из двух
219
История развития отечественного ракетостроения
стартовых ускорителей, которые оснащались четы-
рехкамерными двухкомпонентными ЖРД С.2.1150
конструкции А.М.Исаева со стартовой тягой порядка
65 т каждый. Вторая (маршевая) ступень - крыла-
тая ракета, выполненная по нормальной самолетной
схеме со среднерасположенным тонким треуголь-
ным крылом малого удлинения со стреловидностью
Изделие «350» в цехе
На пусковой установке
70° по передней кромке. Крестообразное оперение
было размещено в хвостовой части. Корпус имел
цилиндрическую форму, немного суженную спереди
и сзади. Двигательная установка маршевой ступени
состояла из одного сверхзвукового прямоточного
воздушно-реактивного двигателя конструкции ОКБ
М.М.Бондарюка - РД-012. Этот двигатель работал
на высотах 16500-25000 м при скоростях по-
лета, соответствующих числу М = 3,1. Подача
топлива в двигатель осуществлялась с помощью
турбонасосного агрегата. По всей длине корпуса
маршевой ступени внутри проходил канал воз-
духозаборника СПВРД. Полость между стен-
ками канала и наружной обшивкой фюзеляжа
служила емкостью для топлива, за исключением
центральной части, где располагался прибор-
ный отсек. Передняя часть корпуса маршевой
ступени представляла собой сверхзвуковой
диффузор с трехступенчатым конусом. Особое
внимание на этой машине уделялось обеспе-
чению нормальных условий для работы аппа-
ратуры и агрегатов, поэтому приборный отсек
был снабжен специальной системой кондицио-
нирования, а рулевые приводы имели водяную
систему охлаждения. Ракета была оборудована
азотной системой, предназначенной с одной
стороны для охлаждения приборного отсека, с
другой - для наддува водяных и топливных ба-
ков. Стартовая масса ракеты «Буря» составляла
около 100 т, масса маршевой ступени - около
33 т, из которых 2/3 приходилось на горючее.
Старт крылатой ракеты производился вер-
тикально с установщика на железнодорожном
ходу (разработчик - Ново-Краматорский ма-
шиностроительный завод, главный конструк-
тор - В.И.Капустинский). На разгонном участке
траектории полет проходил по заданной про-
грамме, затем ракета постепенно переходила в
горизонтальный полет на маршевой высоте и с
маршевой скоростью полета. Управление раке-
той на начальной стадии разгона обеспечивалось
газовыми рулями, затем оно переключалось на
воздушные рули, а газовые сбрасывались. После
достижения М = 3,3 и высоты полета 18000 м
происходила отцепка ускорителей от маршевой
ступени, двигатель второй ступени к этому мо-
менту уже был запущен. Полет второй ступени
проходил с постоянной скоростью, соответству-
ющей М = 3,1, и с постоянным аэродинамиче-
ским качеством. Управление осуществлялось от
бортовой астронавигационной системы. При до-
стижении конечной точки маршрута ракета авто-
пилотом переводилась в пикирование и на этом
режиме осуществлялся сброс головного конуса с
ядерным боезарядом.
220
Глава 4
В марте 1955 г. специальной
межведомственной комиссией
было решено, что летные испы-
тания МКР «Буря» и «Буран» бу-
дут проводиться с Государствен-
ного центрального полигона из
района Капустин Яр - Владими-
ровка сначала по малой трассе -
до полигона на оз. Балхаш (про-
тяженность трассы 1860 км), а
затем по большой - до м. Озер-
ной на полуострове Камчатка
(протяженность - 6760 км). Для
испытаний МБР Р-7 было решено
построить специальный полигон
в районе между гг. Н. Казалин-
ском и Джусалы Казахской ССР.
Тогда же Министерство оборо-
ны произвело рекогносциров-
ку по выбору мест дислокации
боевых стартовых станций для всех указанных ракет.
С целью обеспечения максимального покрытия терри-
тории вероятного противника наиболее подходящими
районами были названы Прибалтика, Кольский полу-
остров и район г. Воркуты, а также Чукотка.
В 1955-1956 гг. было развернуто изготовление
опытных ракет, проводились наземные испытания.
Опытные образцы маршевой ступени МКР «Буря»
строились на заводе № 301 в Москве, а также на заво-
де № 18 в Куйбышеве. Ускорители изготавливались на
заводе № 207 в том же Куйбышеве.
В 1957 г. разрабатываемые ракеты вышли на лет-
ные испытания. В марте для подготовки первого пу-
ска на полигон была отправлена первая летная ракета
Р-7, в мае - «Буря». Первенство все же осталось за
С.П.Королевым - первый пуск Р-7 состоялся 15 мая
1957 г. И хотя он оказался неудачным, как и следующие
два, в четвертом пуске 21 августа ракета отработала как
надо и головная часть достигла района цели на Камчат-
ке. Правда, с теплозащитой ГЧ пока были проблемы.
Первая попытка пуска «Бури» состоялась 31 июля
и оказалась безуспешной. Первый реальный пуск про-
изошел 1 сентября, но также не увенчался успехом.
Сразу после старта из-за нештатного срабатывания
концевых контактов сбросились газовые рули, и не-
управляемая ракета упала возле места старта.
Однако уже одного удачного пуска Р-7 было доста-
точно для Н.С.Хрущева, чтобы поставить вопрос как о
начале серийного производства этих ракет, так и о пре-
кращении разработки мясищевского «Бурана», находя-
щегося в высокой степени готовности к началу летных
испытаний. Несмотря на возражения военных и само-
го В.М.Мясищева, после успешного запуска королев-
ской ракетой первого искусственного спутника Земли
4 октября 1957 г. и последовавшего за этим большого
Перед испытательным пуском
общественного резонанса, поднявшего международный
престиж СССР на небывалую высоту, вопрос о прекра-
щении работ по «Бурану» был окончательно решен по-
становлением правительства от 28 ноября 1957 г.
Испытания же «Бури» были продолжены, но про-
двигались трудно. Только в пятом пуске 22 мая 1958 г.
успешно отработала первая ступень, произошла рас-
цепка и был запущен маршевый СПВРД. Но затем
опять последовали неудачи. Постепенно дефекты
устранялись, и наконец 29 марта 1959 г. в десятом
пуске «Буря» пролетела рекордные 1350 км при ско-
рости 3300 км/ч, а 19 апреля -1780 км при скорости
3400 км/ч. Так быстро и далеко не летал еще ни один
крылатый летательный аппарат.
Этими пусками завершился этап заводской от-
работки, и постановлением ЦК КПСС и Совета Ми-
нистров СССР от 23 апреля 1959 г. была назначена
Государственная комиссия, которую возглавлял мар-
шал авиации В.А.Судец, для проведения совместных с
Министерством обороны испытаний. В ходе этих ис-
пытаний с мая по декабрь было произведено еще три
пуска. В последнем из них 2 декабря 1959 г. ракета,
впервые управляемая астронавигацией, пролетела по
малой испытательной трассе и вышла конечный пункт
на дальности 1874 км с точностью около 5 км, затем
на ракету по радио с земли была подана команда на
разворот. Ракета выполнила разворот и полетела в об-
ратном направлении до полной выработки топлива,
задействованного в двух баках из четырех, имеющихся
на ракете. В целом ракета прошла расстояние 4100 км
со скоростью 3300-3400 км/ч на высоте 19-22 км. Го-
скомиссия сочла, что этим программа испытательных
полетов по малой трассе исчерпана, и ракету можно
испытывать в 1960 г. на большой трассе Владимиров-
ка - Камчатка.
221
История развития отечественного ракетостроения
Пуск ракеты «Буря»
Однако к этому времени уже успешно завершились
совместные испытания баллистической ракеты Р-7.
Она была подготовлена к принятию на вооружение, а
в составе советских Вооруженных Сил с этой целью
были выделены в самостоятельный род войск Ракет-
ные войска стратегического назначения. Всеми было
признано, что МБР имеет явные преимущества перед
МКР по возможностям преодоления ПВО противника.
Н.С.Хрущев, уже с 1957 г. отдававший предпочтение
баллистическим ракетам, теперь окончательно решил
прекратить дальнейшую разработку МКР. И хотя в про-
цессе нескольких совещаний в Министерстве обороны
и в правительстве шли бурные споры о преимуществах
и недостатках МБР и МКР и о будущем последних, в
защиту которых выступали многие военные, прежде
всего председатель Госкомиссии В.А.Судец, мнение
Н.С.Хрущева стало определяющим. Так постановлени-
ем ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 5 февраля
1960 г. работы по «Буре» в боевом варианте были пре-
кращены.
Однако военным удалось пока отстоять продолже-
ние испытаний «Бури», теперь уже в качестве прото-
типа беспилотного фоторазведчика, а также ракеты-
мишени для испытаний зенитно-ракетной системы
ПВО «Даль», разрабатывавшейся тем же ОКБ-301
САЛавочкина. Актуальность задачи ведения развед-
ки территории противника на большую глубину стала
ясной еще в 1957 г, ведь для успешного применения
МБР требовалось знать точные координаты целей. По-
этому ОКБ-301 начало разрабатывать предложения по
превращению «Бури» в беспилотный носитель аппара-
туры фото- и радиотехнической разведки.
Тем временем летные испытания «Бури» про-
должились пусками 20 февраля, 6 и 23 марта 1960 г.
по большой трассе. В последнем из них ракета про-
летела 6500 км со скоростью 3200-3400 км/ч, высо-
та полета достигла 24,5 км. Полет прекратился из-за
полной выработки горючего. Расчетная дальность
не была достигнута ввиду того, что удельная тяга
СПВРД оказалась несколько ниже расчетной. Ноч-
ная система астронавигации обеспечила устойчивый
полет по заданной траектории, и разработчики обе-
щали, что в течение года смогут создать дневной ва-
риант системы.
26 апреля 1960 г. САЛавочкин представил Пред-
седателю Госкомитета по авиатехнике П.В.Дементьеву
и министру обороны Р.Я.Малиновскому предложения
ОКБ-301 по новому варианту ракеты «Буря» в вариан-
те фоторазведчика, а при необходимости и как боевой
ракеты. Ракета должна была быть выпущена в новой
компоновке с двумя СПВРД по концам крыла (с целью
размещения в фюзеляже комплекта разведывательной
аппаратуры) и иметь следующие летные данные:
-	скорость полета - 4000-5000 км/ч;
-	высота полета над целью - 27-30 км;
-	глубина разведки:
с возвратом - 3000-4000 км;
без возврата - до 9000 км.
222
Глава 4
Краткие технические характеристики изделия «350»
Двигательная установка ускорителя - 2 х С.2.1150
Тяга двигателей ускорителя -2 * 68400 кг
Двигательная установка маршевой ступени - РД-012У
Тяга двигателей маршевой ступени -12600 кг
Длина -19,88 м
Диаметр фюзеляжа - 2,2 м; Высота - 6,642 м
Размах крыла - 7,746 м
Стартовый вес - 97000 кг
Вес боевого заряда - 2350 кг
Максимальная скорость М = 3,2
Высота полета -18-24,5 км
Максимальная дальность полета - 6500 км.
В последнем случае разведданные должны были
передаваться с борта ракеты на командный пункт спе-
циальной радиосистемой. Также предусматривалось
переоборудование существующей ракеты «Буря» в
беспилотный разведчик и ее серийное производство
и применение до создания нового варианта. Прораба-
тывались также варианты оснащения ракеты системой
самонаведения на крупные подвижные морские цели
и радиолокационные станции систем ПВО и ПРО про-
тивника, что придавало ей новые боевые качества.
Предложение 14 мая было одобрено ВВС и НТК Ге-
нерального штаба. Неизвестно, чем кончилось бы дело,
но 9 июня 1960 г. скоропостижно скончался генеральный
конструктор ОКБ-301 САЛавочкин, выехавший по пря-
мому указанию Н.С.Хрущева на полигон ПВО Сары-Ша-
ган для ускорения испытаний зенитно-ракетной системы
«Даль». Предприятие возглавил главный конструктор
М.М.Пашинин - второй, помимо Н.С.Чернякова, глав-
ный конструктор ОКБ-301, занимавшийся зенитными
ракетами, а Черняков с группой ведущих конструкторов
был вынужден уйти в ОКБ-52 ГКАТ к генеральному кон-
структору В.Н.Челомею, который якобы пообещал «про-
бить» продолжение работ по «Буре» у Н.С.Хрущева.
Последнее, естественно, оказалось не более, чем обеща-
нием и никакого продолжения не имело.
В результате продолжать разработку беспилотного
разведчика стало некому, и 3 октября 1960 г. работы по
нему были прекращены.
Тем не менее, в рамках подготовки «Бури» как
мишени, а также для испытания нового варианта си-
стемы астронавигации 16 декабря 1960 г. состоялся
последний, восемнадцатый, пуск. Ракета пролетела
по большой трассе 6450 км на скорости 3400 км/ч
и высоте до 24,3 км. Новый «промежуточный» ва-
риант системы астронавигации обеспечил старт и
устойчивый полет ракеты на первой половине трассы
в ночных условиях и на остальном участке - днем.
До создания полноценного дневного варианта систе-
мы астронавигации оставался всего один шаг, который
разработчики обещали сделать к апрелю 1961 г.
Но этому уже не суждено было сбыться: продолжать
работы по тематике МКР «ополовиненное» ОКБ-301 не
могло, да и испытания системы «Даль» тоже не были
доведены до стадии стрельбы по мишеням типа «Бури».
В конце декабря 1961 г. Госкомиссия, просуществовав-
шая до этого времени видимо только благодаря авто-
ритету входившего в ее состав научного руководителя
темы академика М.В.Келдыша, представила в ЦК КПСС
итоговый доклад, констатировавший достигнутые в про-
цессе испытаний «Бури» выдающиеся для крылатого
летательного аппарата результаты, просила поощрить
участников разработки и сложила с себя полномочия.
Никаких последствий данная записка не имела.
СЛ.Смирнов, О.Ъ.ПаилсГмна
ОАО «ЭМЗ им. В.М.Мясищева»
КОМПЛЕКС ДАЛЬНЕЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТЫ
«БУРАН»
В соответствии с Постановлением Совета Мини-
стров СССР № 957-409 от 20 мая 1954 г. главному
конструктору ОКБ-23 МАП В.М.Мясищеву была по-
ручена разработка комплекса дальней крылатой ра-
кеты «Буран», главному конструктору ОКБ-301 МАП
САЛавочкину - крылатой ракеты «Буря», главному
конструктору ОКБ-49 МАП Г.М.Бериеву - крылатой
ракеты «Буревестник». Несколько позже появилось
обобщенное название МКР - межконтинентальная
крылатая ракета.
Постановлением был определен срок предъявле-
ния комплекса «Буран» (изделие «40») на совмест-
ные с Министерством обороны испытания -1 квартал
1957 г. Таким образом, на работу отводилось менее
трех лет. По срокам выполнения работы, заданным
постановлением, ОКБ-301 Лавочкина должно было
опережать ОКБ-23 примерно на полгода. Этим учи-
тывалась большая готовность ОКБ-301 к работам по
беспилотной технике, наличие лабораторно-стендовой
базы и опыта в работах по подготовке и проведению
полигонных испытаний ракет, что обуславливало нали-
чие необходимых специалистов нужной квалификации
и развитых соответствующих служб и подразделений.
Ответственность за организацию всех работ по
МКР «Буран», получившим наименование «тема 40»,
в ОКБ-23 В.М.Мясищев поручил своему заместителю
Г.Н.Назарову. С самого начала работы над темой в
отделе проектов Л.Л.Селякова была образована ра-
бочая тематическая группа в составе Г.Д.Дермичева и
АИ.Злоказова; вскоре туда был переведен из отдела
аэродинамики Д.Ф.Орочко. Для организации новых
для ОКБ-23 работ по баллистике в составе отдела
223
История развития отечественного ракетостроения
В. М. Мясищев
аэродинамики была обра-
зована специальная бригада
под руководством И.Н. Мо-
ишеева.
Специфика конструктор-
ских задач по сверхзвуковой
крылатой ракете оказалась
существенно отличной
от ранее выполнявшихся
конструкторских работ по
проектированию агрегатов
конструкции корпуса и си-
стем двигательных устано-
вок. Поэтому было принято
решение в необходимых
случаях внутри штатных
конструкторских отделов
создать тематические груп-
пы специально для выпол-
нения работ по теме 40. Это
в какой-то степени облегча-
ло руководство по теме, но,
если посмотреть с другой
стороны, в той же степени
отстраняло от этих работ
основные конструкторские
коллективы. Оказалось це-
лесообразным организовать
и два специальных отдела:
отдел двигательных устано-
вок и их систем (начальник
отдела - К.С.Шпанько) и
отдел подготовки и про-
ведения полигонных испы-
таний (начальник отдела -
Г.Г.Невернов).
Тактико-техническим заданием на опытные образ-
цы ракеты, утвержденным министром авиационной
промышленности П.В.Дементьевым 29 ноября 1954 г.
и согласованным с Главкомом ВВС Главным Марша-
лом авиации П.Ф.Жигаревым, предъявлены следую-
щие требования:
-	дальность полета и точность наведения ракеты
должны обеспечиваться при любых метеоусловиях
вдоль всей трассы полета;
-	система управления ракетой должна обеспечи-
вать возможность старта изделия и выведения его на
цель с заданной точностью в астрономические сумер-
ки и ночью по всей трассе полета; в системах управ-
ления и наведения должна быть предусмотрена воз-
можность установки астронавигационной аппаратуры
в дневном варианте;
-	должна быть обеспечена возможность старта ра-
кеты в любых метеоусловиях при температуре от -40
до +50 °C и при скорости ветра у земли до 20 м/с;
-	в эскизном проекте должен быть проработан во-
прос о возможности поражения цели на дальностях от
2000 км до максимальной;
-	система астронавигации не должна иметь огра-
ничений по широтам и долготам точки старта и по
выбору направления полета (допускается настройка
астронавигации с помощью легкозаменяемых элемен-
тов);
-	должна быть обеспечена полная помехоустой-
чивость системы управления по отношению как к не-
организованным помехам, так и к организованным
противником помехам;
-	в комплексе ракеты должны быть предусмотре-
ны степени предохранения боевого заряда от взрыва
по специальным ТТЗ МСМ, при этом последняя сте-
пень предохранения снимается при переходе носовой
части маршевой ступени в режим свободного падения
на цель;
-	в комплексе всей ракеты должна быть предусмо-
трена автоматическая система самоликвидации, кото-
рая должна срабатывать при отклонении от заданной
трассы полета:
в боковом направлении - ±100 км;
при выходе из диапазона высот -15-30 км;
-	система выдачи команд самоликвидации должна
быть дублирована;
-	старт ракеты должен производиться со специ-
альных наземных стартовых позиций, должен быть
автоматизирован и иметь дистанционное управление;
-	должна быть предусмотрена возможность прове-
дения первых этапов летных испытаний на частичную
(от максимальной) дальность полета при радиоуправ-
лении ракетой с наземных постов с радиусом действия
400-500 км и при помощи программного механизма.
Впоследствии все технические задания были со-
гласованы с основными соисполнителями: главны-
ми конструкторами В.П.Глушко, М.М.Бондарюком,
Р.Г.Чачикяном. Одновременно начались поиски пу-
сковой площадки для ракет, создаваемых, как гласят
документы, в ОКБ Королева, Бериева, Лавочкина и
Мясищева.
Получив 7 января 1955 г. ТТЗ на изделие «40», Мя-
сищев приступил к решению первой задачи - выбору
аэродинамической схемы ступеней этого изделия, ко-
торый проводился в аэродинамических трубах ЦАГИ
до чисел М = 3,0, и расчету возмущенного и невоз-
мущенного движения ракеты. В ЛИИ в это же время
готовятся испытания двух летающих моделей по опре-
делению лобового сопротивления и трех моделей по
запасам статической устойчивости.
Мясищев подключает к работам Академию наук
СССР и ее Вычислительный центр, быстродейству-
ющую электронную счетную машину серии БЭСМ.
Исследуется эффективность органов управления,
вращательные производные и траектория свободного
224
Глава 4
Отделяемая головная часть (третья ступень) МКБ «Буран»
падения головной части маршевой
ступени. Помимо исследований
условно-конструктивно-подобных
моделей в ОКБ разрабатывается ме-
тодика и технология исследований
флаттера на конструктивно-подоб-
ных сварных моделях из нержаве-
ющей стали. Эти модели позволяли
обеспечивать натурные высоты и
скорости полета, их испытания про-
водятся в ЛИИ. Модели получают
наименование - модели типа ОКБ-
23. Возглавлял работу по флаттеру
ВАФедотов, будущий руководитель
ЭМЗ им. В.М.Мясищева.
Главным конструктором МКР
«Буран» Мясищев назначает Г.Н.Назарова, ведущим
конструктором проекта - Д.Ф.Орочко, ведущим по
силовой установке - Ю.В.Дьяченко. Специалисты ОКБ
приступают к исследованию различных аэродинамиче-
ских схем ракетной системы.
По первой ступени просматривается пять вари-
антов:
-	тандемная схема ускорителей;
-	схема расположения ускорителя под корпусом
второй ступени;
-	ускорители под крыльями второй ступени;
-	пакетная схема;
-	схема с четырьмя ускорителями.
По второй ступени рассматриваются два варианта:
однодвигательный и двухдвигательный.
Уже на первых порах было исследовано в аэроди-
намических трубах 14 моделей. Одновременно прово-
дится комплекс исследований возможностей возник-
новения флаттера и реверса, а также способов борьбы
с этим явлением. Разрабатываются ИЗ на двигатели
первой и второй ступени, ИЗ на стенды, системы, обо-
рудование и аэродромное оборудование, изготавлива-
ется макет второй ступени и завершен предэскизный
проект. Жизнь требует именно таких фантастических
темпов. Одновременно были проведены опытные ра-
боты с профилями и панелями из совершенно ново-
го материала Я1Н. Тщательно проверялись два типа
панелей: панели с гофром и панели со стрингерами
закрытого типа.
Разработка конструкции корпуса второй ступени
началась с варианта под вкладные баки, однако из-за
отсутствия термостойких материалов для мягких обо-
лочек баков этот вариант был отставлен, и конструк-
торы начали разрабатывать второй вариант корпуса
с герметичными отсеками, заливаемыми топливом.
Дальнейшие уточненные расчеты показали, что можно
обойтись без теплоизоляции, это делает конструкцию
легче и проще.
Были разработаны две силовые схемы крыла:
подкосно-лучевая и кессонная. Для более детальной
проработки отобрана кессонная конструкция, которая
выгоднее в весовом отношении и в отношении темпе-
ратурных напряжений. Проведены предварительные
гидравлические и тепловые расчеты по системе ох-
лаждения и теплозащиты. Для выбора схемы конструк-
ции и материалов «Бурана», а также для определения
потребной теплозащиты отсеков проведен расчет на-
грева поверхности при полете на больших скоростях.
Расчет показал, что диапазон возможных температур
поверхности ракеты находится в пределах 300-400 °C.
Выбрана схема охлаждения приборного отсека и сде-
лана предварительная компоновка агрегатов и систе-
мы охлаждения приборного отсека.
Был разработан и выслан в МАП проект програм-
Стартовый ускоритель
мы летных испытаний. Разрабатывались
методики испытаний узлов и агрегатов,
приемки «Бурана» после сборки, изме-
рений и предстартовой проверки ракеты.
Были установлены основные данные
сооружений, необходимых для обеспе-
чения доводочных работ и летных ис-
пытаний, разработаны ИЗ на спецпоезд.
Несмотря на короткие сроки, был спро-
ектирован макет второй ступени.
Вместе с созданием изделия «40»
растут и кадры ракетостроителей. Раз-
225
История развития отечественного ракетостроения
работкой системы управления руководил Л.М. Род-
нянский. Систему автоматической астронавигации
создает филиал НИИ-1 МАП Р.Г.Чачикяна. От НИИ-1
работу курирует академик Б.В.Раушенбах. Спецзаряд
создает Министерство среднего машиностроения, а
именно НИИ-1011. Дальность полета ракетной систе-
мы «Буран» по постановлению правительства долж-
на была составлять 7500-8000 км при весе спецза-
ряда 3400 кг.
Несмотря на затянувшуюся выдачу ТТЗ, Мясищев
представляет эскизный проект изделия «40» на месяц
раньше установленного срока -12 сентября 1955 г.
В эскизный проект по «Бурану» составными частя-
ми вошли эскизные проекты прямоточного двигателя
маршевой ступени (ОКБ-670), системы автоматическо-
го астронавигационного управления (НИИ-1) и ЖРД
ускорителей (ОКБ-456 МОП). Представленный эскиз-
ный проект был одобрен Научно-техническим советом
МАП и ВВС.
Ракета «Буран» состоит из маршевой крылатой
ступени с СПВРД и четырех стартовых ускорителей с
ЖРД. В носовой части корпуса маршевой ступени по-
мещен боевой заряд. Взлет ракеты осуществляется за
счет тяги ЖРД ускорителей. При достижении ракетой
скорости, соответствующей числу М = 3, стартовые
ускорители отделяются от маршевой ступени, в работу
включается СПВРД ракеты, и она начинает самостоя-
тельное движение по траектории.
Выдерживание заданного курса полета ракеты
осуществляется при помощи астронавигационной ав-
томатической системы управления. При достижении
ракетой заданных координат происходит автоматиче-
ское отделение ГЧ корпуса ракеты, в которой помещен
боевой заряд, и начинается свободное падение носо-
вой части в район цели.
Первая ступень конструктивно представляет собой
ракету с закрепленными на ней четырьмя жидкост-
но-реактивными стартовыми ускорителями ОКБ-456
Главного конструктора В.П.Глушко, развивающими
тягу у Земли 280000 кг. Ускорители установлены по-
парно над и под крылом ракеты. Все ускорители рас-
положены симметрично относительно продольной оси
ракеты. Хвостовая часть каждого ускорителя находится
в развале между поверхностями вертикального и гори-
зонтального оперения ракеты.
Каждый ускоритель крепится к корпусу ракеты дву-
мя узлами: передним и задним с замками, автомати-
чески освобождающими ускорители в заданной точке
траектории полета. Замки открываются под действием
силовых цилиндров с пиропатронами, срабатываю-
щими в заданный момент. После открытия замков
ускорители отделяются от корпуса ракеты и падают
на землю, а вторая ступень продолжает полет к цели.
Ведущим конструктором ускорителей (изделие «41»)
назначается А.И.Злакозов.
Продувочная модель в АТ-109
Управление первой ступенью осуществляется при
помощи четырех газовых рулей, имеющихся на каж-
дом ускорителе, и четырех воздушных рулей второй
ступени. Газовые рули работают от момента старта до
достижения первой ступенью скорости 2700 км/ч, по-
сле чего сбрасываются. Определены основные харак-
теристики МКР «Буран»:
Габаритная высота - 26,8 м
Полная масса ракеты -152 т
Масса маршевой ступени - 52,5 т
Масса ускорителей - 99,5 т
Масса боевого груза - 3,4 т
При выборе схемы маршевой второй ступени был
проработан ряд вариантов ее конструктивной и аэроди-
намической компоновки. Наряду с однодвигательной
схемой с осесимметричным расположением воздуш-
ного тракта внутри корпуса в ОКБ-23 исследовались
однодвигательные схемы с бортовыми и подфюзеляж-
ными воздухозаборниками, с лобовым заборником и
искривленным воздухопроводящим каналом, а также
двух- и четырехдвигательные схемы с расположением
СПВРД на концах крыла и на вертикальном оперении
Была проработана также схема «утка».
В результате комплексной оценки надежности по-
лучения заданных летных характеристик ракеты «Бу-
ран» при эскизном проектировании второй ступени
В.М.Мясищевым выбрана схема с осесимметричным
расположением СПВРД и лобовым заборником.
226
Глава 4
Стартовый комплекс
Являясь в то время наиболее разработанной и экспе-
риментально проверенной, выбранная схема заключала
в себе меньшее количество новых проблем, требующих
аналитического разрешения в процессе проектирова-
ния. Необходимость получения высокого аэродинами-
ческого качества вызвала применение очень тонкого
крыла. Профиль крыла - симметричная чечевица.
На основании аэродинамических исследований и в
результате весового анализа была выбрана треугольная
форма крыла со стреловидностью передней кромки 70°
и прямой задней кромкой. Концы крыла срезаны и кон-
цевая хорда расположена под углом 20° к набегающему
потоку для уменьшения волновых потерь.
Форма корпуса второй ступени в значительной
мере определяется требованиями к размещению
СПВРД и груза. В носовой части корпуса располагается
сверхзвуковой диффузор, наклоненный относительно
оси корпуса на 3° для уменьшения потерь на входе при
маршевом режиме полета. В конусе диффузора раз-
мещена боевая нагрузка. Форма средней и хвостовой
Предстартовая позиция
227
История развития отечественного ракетостроения
Годовой отчет о работе ОКБ-23
части корпуса - цилиндрическая. Сверху на корпусе
установлен гаргрот, в котором размещено основное
оборудование.
При определении расчетных нагрузок на прочность
выявлено, что для второй ступени наиболее тяжелым
явился бы этап ввода в пикирование на цель. С целью
снижения расчетных нагрузок для второй ступени ее
носовая часть сделана отделяемой в конце маршево-
го участка и несет в себе боевую нагрузку, т.е. носовая
часть по сути является третьей ступенью. Для отделе-
ния ГЧ используется пороховой ускоритель.
Таким образом, вторая ступень - это ракета с треу-
гольным крылом и трапециевидным оперением. Мар-
шевая ступень (изделие «42») снабжена сверхзвуковым
прямоточным воздушно-реактивным двигателем РД-
018 М.М.Бондарюка. Корпус маршевой ступени состоит
из трех функциональных частей. Передняя часть кор-
пуса несет в себе тот самый спецзаряд и сделана отде-
ляющейся. Она состоит из внутреннего кока, в котором
помещен боевой заряд, и наружного обтекателя. Про-
странство между коком и обтекателем образует входной
канал диффузора двигателя. Ведущим конструктором
маршевой ступени назначается Г.Д.Дермичев.
Анализ созданной конструкции, проработка тех-
нических данных, работа смежников НИИ-1011 МСМ
(Министерство среднего машиностроения), ОКБ-456
МАП и ОКБ-670 МАП убеждают В.М.Мясищева в воз-
можности обеспечения заданных ПЗ при значитель-
ном увеличении боевой мощности МКР «Буран». Это
смелое предложение, очень логичное для Владимира
Михайловича, приведет в итоге к задержке работ.
30 марта 1956 г., т.е. более чем через полгода по-
сле представления эскизного проекта изделия «40»,
совместное заключение МАП, МСМ и МО СССР ут-
верждается в Совмине СССР. Основной тезис доку-
мента - эскизный проект межконтинентальной крыла-
той ракеты «Буран» (изделие «40») принять за основу
для дальнейшей разработки, что связано, очевидно, с
проблемами создателей термоядерного заряда.
11 августа 1956 г. выходит долгожданное поста-
новление Совета Министров СССР за № 1096-570,
которое, наконец, обязывает повысить боевую мощ-
ность ракеты «Буран» и установить на ней спецзаряд
весом 5000 кг. Это разъясняло причины задержки ре-
шений Совмина. Совмин очень долго «пережевывал»
предложение Мясищева. Определен и срок начала со-
вместных с МО СССР летных испытаний - I квартал
1958 г. (напомним, что аналогичный срок предыдуще-
го постановления -1 квартал 1957 г.). Постановление
от 11 августа содержало еще один срок: в III кварта-
ле 1956 г. предъявить ВВС дополнение к эскизному
проекту МКР «Буран» с новым спецзарядом. Новая
работа получает заводской шифр изделие «40А».
Квинтэссенция всех расчетных и производственных
работ - траектория полета. Как и для любой ракеты,
она состоит из трех участков.
На участке выведения до скорости, соответствую-
щей числу М = 2,5, управление осуществляется с по-
мощью газовых рулей, после чего начинают работать
воздушные рули маршевой ступени, а все шестнадцать
газовых рулей сбрасываются. При достижении числа
М = 3,2, через 91 с после старта, ЖРД выключаются,
срабатывают пиропатроны и ускорители сбрасывают-
ся, одновременно происходит сброс оперения ускори-
телей и поворот крыльев ускорителей на 25°. Марше-
вый двигатель РД-018А включается через 99,3 с после
старта, обеспечивая удельную тягу 1600 кг/с На 119-
й с маршевая ступень достигает вершины траектории
на высоте порядка 20 км. Участок маршевого полета
достигается на 272-й с, при удалении от точки старта
на 197 км и высоте 17,4 км. Далее полет происходит
с постоянной скоростью 3290 км/ч, соответствующей
числу М = 3,1 с некоторым набором высоты за счет
выгорания топлива. Третий участок, участок свободно-
го падения головной части корпуса со спецзарядом,
должен начинаться на высоте 24-25 км на расстоянии
порядка 57 км от самой цели. Боевая часть отделя-
ется от ракеты с помощью порохового ускорителя и
начинается неуправляемое падение на цель, которое
продолжается около 92 сек. Общая дальность полета-
8000 км, точность - ±10 км.
Система автоматической астронавигации выполня-
ет задачу вывода ракеты в заданные географические
228
Глава 4
координаты по двум звездам, что осуществляется в
результате прокладки трассы ракеты по одной звезде
таким образом, чтобы она обязательно пришла в за-
данные географические координаты, с учетом опреде-
ления момента прихода ракеты в эти координаты по
другой звезде.
Для обеспечения визирования звезд на маршевом
участке полета в стенках гаргрота в районе главного
прибора системы астронавигации установлены квар-
цевые оптические стекла.
3 декабря 1956 г. Главком ВВС Главный маршал
авиации П.Ф.Жигарев приказом утверждает макет-
ную комиссию. Председателем комиссии назначается
генерал-майор авиации Н.И.Сажин. В работе макет-
ной комиссии от ОКБ-23 приняли участие следую-
щие сотрудники (сохранен порядок, определенный
в акте этой комиссии): В.М. Мясищев; Д.Ф.Орочко;
Г.Н.Назаров; А.Ф.Чуркин; К.В.Рогов; К.С.Шпанько;
Б.ГЛегаев; В.А.Орлов; Я.Б.Нодельман; Г.И. Архангель-
ский; БАСтопачинский; И.П.Золотарев; ГВ. Смирнов;
М.В.Гусаров; Л.И.Балабух; В.Г.Григорьев; Н.И. Баслав-
ский; В.П.Краснушкин; И.Н.Моишеев; В.Н.Некрасов.
18 декабря 1956 г. Главком ВВС утверждает «Про-
токол макетной комиссии по рассмотрению макета
дальней крылатой ракеты «Буран». В первом пункте
«Заключения» макетной комиссии отмечено: «По
дополнению к эскизному проекту и материалам,
представленным макетной комиссии, основные ха-
рактеристики дальней крылатой ракеты «Буран» соот-
ветствуют Постановлениям Совета Министров Союза
ССР от 20.05.54 г. за № 957-409 и от 11.08.56 г. за
№ 1096-570 за исключением начальной высоты поле-
та 18-20 км. Макетная комиссия считает возможным
согласиться с заявленной главным конструктором на-
чальной высотой полета ракеты, равной 17,4 км».
Заметим, ракета «Буран» должна была оснащать-
ся термоядерным боезарядом весом 5000 кг, ракета
«Буря» - ядерным весом 2350 кг. Ракета «Буре-
вестник» предназначалась в основном для ведения
разведки на дальности до 8300 км от точки старта с
возвращением на свою территорию и приземлением
аппаратурного отсека на парашюте. Вес аппаратуры
«Буревестника» не должен был превышать 1200 кг.
В1956 г. в ОКБ Мясищева заканчивается постройка
образца для статических испытаний. Завершается по
чертежам второго этапа изготовление маршевой ступе-
ни для тепловых испытаний на стенде ЦИАМ в Тураево;
четырех ускорителей, построенных на заводе № 207 в
Куйбышеве. Заметим, что испытательная база в Турае-
во под Москвой создана по инициативе В.М.Мясищева.
Проводятся исследования, начатые в 1955 г. Ре-
зультаты продувок показали, что необходимо увели-
чить площадь вертикального оперения ускорителей,
установить небольшое наружное оперение на отде-
ляемой ГЧ. В аэродинамической трубе Т-109 ЦАГИ
осуществляются десять сбросов моделей ускорителей,
в заделе - еще тридцать. Это очень напряженный и от-
ветственный момент траектории несбывшегося полета
«Бурана».
Выявляется необходимость доработки сверхзвуко-
вых труб ЦАГИ для проведения испытаний флаперных
моделей. Для изучения отделения ускорителей гото-
вится самолет-лаборатория М-4. Еще до утверждения
акта макетной комиссии в октябре 1956 г. начался вы-
пуск рабочих чертежей второго варианта МКР «Буран»
(изделие «40А»),
При проектировании ракеты «Буран-А» остались
неизменными габаритные размеры и основные тео-
ретические обводы. Ракета не имела принципиальных
отличий от ракеты «Буран» ни в отношении основных
проектных параметров, ни в отношении аэродинами-
ческой компоновки. Были пересмотрены отдельные
конструктивные решения агрегатов и принципиальные
схемы систем с целью максимального улучшения мас-
совых характеристик ракеты и повышения надежности
эксплуатации. Увеличилась длина корпуса ракеты за
счет увеличения длины отделяемой боевой головки.
Существенно повысились тяговые характеристики
двигателей. Внутри корпуса ракеты был установлен
сверхзвуковой улучшенный прямоточный воздушно-
реактивный двигатель РД-018А, а в хвостовой части
ускорителя - новый четырехкамерный жидкостный
ракетный двигатель Д-13, развивающий тягу у земли
70000 кгс.
Создается более 30 стендов и громадное количе-
ство более мелких установок. Все системы проверя-
ются и отрабатываются на земле. Это часть известной
«системы» Мясищева. В ОКБ-23 отрабатываются пла-
ны мероприятий для проведения испытаний, опираясь
на опыт КБ-1 Королева и ОКБ-301 Лавочкина, где уже
приступили к испытаниям своих ракет. Речь также идет
о необходимости организации стажировки специали-
стов ОКБ-23 при испытаниях МКР «Буря» Лавочкина,
первый эскизный проект которой был утвержден в
1954 г., а в 1955 г. утвержден второй под почти преж-
нюю нагрузку 2,35 т вместо 2,18 т, что не потребовало
сколь-нибудь значительных доработок.
В январе 1957 г. происходит и еще одно значитель-
ное событие в конструкторской судьбе Владимира Ми-
хайловича: годовой отчет за 1956 г. о работе ОКБ-23 он
подписывает в должности Генерального конструктора.
К началу года, сразу после сборки первой ракеты, на-
чинается сборка следующей. Высокий темп сборки
обеспечивается за счет отработки новых технологиче-
ских приемов. А на первом варианте начались статиче-
ские испытания. Именно при сборке крыла «Бурана»
по теме «40» была впервые успешно отработана тех-
нология сборки конструкций из титана, использован-
ная в 1970-х гг. при создании сверхзвукового самолета
Т-4 П.О.Сухого. Однако вскоре тема была закрыта.
229
История развития отечественного ракетостроения
НЛМашеииш,
А.А.Еременко, Е.^-Моммный,
Ъ.С.ЁмрнасоЕ
ВКЛАД ЦНИИМАШ (НИИ-88)
В СТАНОВЛЕНИЕ И РАЗВИТИЕ
ОТЕЧЕСТВЕННОЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ
ПРОМЫШЛЕННОСТИ.
1946-1960 гг.
Центральный научно-исследовательский институт
машиностроения - головной институт Федерального
космического агентства (Роскосмоса). ЦНИИмаш -
НИИ-88 - Научно-исследовательский институт ре-
активного вооружения - был создан во исполнение
постановления Совета Министров СССР № 1017-419
от 13 мая 1946 г. НИИ-88 - первая в стране научно-ис-
следовательская, конструкторская и производственная
организация, положившая начало созданию отече-
ственных жидкостных баллистических ракет дальнего
действия и космических систем.
В этом разделе в исторической последователь-
ности представляются основные задачи института,
этапы его развития, главные направления научной
деятельности. Освещаются достижения в разработке
баллистических ракет дальнего действия, в создании
двигателей на высококипящих окислителях для зе-
нитных управляемых ракет и малых ракет наземного
и морского базирования; приводятся наиболее инте-
ресные результаты научных исследований института
по формированию технической политики в области
развития стратегического вооружения и космиче-
ской техники оборонного, народно-хозяйственно-
го и научного назначения, а также работ в области
аэродинамики, прочности, динамики и надежности
разрабатываемых изделий, теплообмена, материа-
ловедения, создания полигонных и стендовых изме-
рительных средств.
Становление института и первый период
его деятельности. 1946—1960гг.
Приказом министра вооружения Д.Ф.Устинова
№ 246 от 26 августа 1946 г. во исполнение постанов-
ления от 13 мая 1946 г. была утверждена структура
Научно-исследовательского института № 88 (НИИ-88),
включающая:
-	научно-исследовательскую часть с лабораториями;
-	специальное конструкторское бюро (СКБ-88);
-	опытный завод № 88;
-	испытательную станцию НИИ-88.
Приказом устанавливалось, что опытный за-
вод № 88, входящий в состав НИИ-88 и подчиненный
его директору, имеет самостоятельный баланс, пред-
ставляемый в 7-й главк через директора института.
Остальные подразделения находятся на балансе НИИ-
88. При директоре института создавался научно-техни-
ческий совет с привлечением в его состав крупнейших
специалистов по ракетам и жидкостным двигателям с
предприятий - как Министерства вооружения, так и
других ведомств. Директорам НИИ-88 и Дома техники
министерства предлагалось уже в III квартале 1946 г.
организовать при институте фундаментальную библи-
отеку, сосредоточив в ней, по возможности, всю рус-
скую и иностранную литературу по реактивной техни-
ке, а также все касающиеся ее материалы, вывезенные
из Германии. Директору НИИ-88 поручалось по этапам
воспроизвести с применением отечественных матери-
алов ракеты типа Фау-2 и «Вассерфаль», а также пе-
реоборудовать помещения и здания завода № 88 под
научные и конструкторские подразделения института.
Создание НИИ-88 в г. Калининграде Московской
области (ст. Подлипки Ярославской ж.д.), переимено-
ванном в 1996 г. в г. Королев, было обусловлено не-
сколькими причинами. Завод № 88, производивший
артиллерийское вооружение, мог явиться прочной
опытно-производственной базой ракетного НИИ, рас-
полагая кадрами рабочих высокой квалификации и
230
Глава 4
совершенным по тому времени оборудованием. Раз-
мещение головного НИИ в ближайшем Подмосковье
обеспечивало хорошую связь с научными центрами
Москвы и давало возможность привлечь московских
специалистов.
Предыстория завода уходит своими корнями
в XIX в. В 1866 г. в Санкт-Петербурге, на территории
созданного еще Петром I старого арсенала, органи-
зуются орудийные мастерские. С течением времени
они превратились в орудийный завод, насчитывавший
к 1914 г. около 4000 работающих. В 1918 г. в связи с
угрозой Петрограду со стороны немцев завод эваку-
ируется в дачный поселок около подмосковной стан-
ции Подлипки, и уже в 1919 г. он дает первые орудия
для Красной Армии. В годы предвоенных пятилеток
дважды орденоносный завод № 8 им. М.И.Калинина
становится одним из наиболее крупных центров про-
изводства артиллерийского вооружения.
Осенью 1941 г. завод эвакуируется в восточные
районы страны. На базе производственных площадей,
оставшейся части оборудования и многочисленных со-
трудников в 1942 г. создается завод № 88 по ремонту
зенитных орудий, куда в 1943 г. возвращается из эваку-
ации значительная часть кадров завода № 8.
К моменту создания НИИ-88 на заводе № 88 уже
велись некоторые работы в области ракетной техники.
После завершения войны были предприняты меры
по изучению немецкой военной техники, ее возмож-
ностей, перспектив использования такой техники
будущим вероятным противником. Не составила ис-
ключения и ракетная техника. Приказом министра во-
оружения № 463 от 30 ноября 1945 г. на заводе № 88
создается СКБ, задачами которого стали изучение
немецкой ракетной техники, сбор, систематизация и
анализ технической документации. Численность СКБ
должна была составить 250-300 чел.
Период создания и становления НИИ (1946-
1948 гг.) был одним из самых трудных в его истории.
За короткий срок надо было сформировать институт,
определить конкретную тематику НИОКР и наиболее
рациональные формы использования опытно-произ-
водственной базы. Нужно было также создать необ-
ходимую экспериментальную и испытательную базу,
перестроить производство под создание ракет, орга-
низовать и задействовать сложнейшую коо-
перацию многих научных, конструкторских и
производственных организаций различных
министерств и ведомств. Предстояло решить
кадровые вопросы, представляющие в после-
военные годы особую сложность. Были до-
статочно острыми и требовали оперативного
решения вопросы социального характера:
жилье, школы и дошкольные учреждения,
магазины, общественное питание, культур-
но-бытовое обслуживание. Решать все эти
проблемы нужно было не последовательно, а парал-
лельно, в комплексе. Одновременно требовалось обе-
спечивать практический выход по основным направле-
ниям заданной тематики.
В августе 1946 г. директором НИИ-88 назначается
опытный организатор артиллерийского вооружения
Л.Р.Гонор.
На руководящие должности в институте были по-
ставлены крупные специалисты, работавшие в области
ракетной техники еще в предвоенные годы. Главным
инженером НИИ-88 назначается Ю.А.Победоносцев,
главным конструктором баллистических ракет даль-
него действия - С.П.Королев. Начальником СКБ-88
становится К.И.Тритко.
Формирование специального конструкторского
бюро началось в сентябре 1946 г. Задачей СКБ была
разработка управляемых баллистических ракет даль-
него действия, зенитных управляемых ракет дальнего,
среднего и ближнего радиусов действия, неуправляе-
мых зенитных ракет и реактивных двигателей для ЗУР.
В структуру СКБ-88 входили следующие конструктор-
ские отделы:
1.	Отдел № 3 (главный конструктор и начальник -
С.П.Королев). Основными задачами отдела были про-
ектирование и разработка управляемых ракет дальнего
действия. Отделу придавался экспериментальный цех.
К концу 1946 г. в отделе числилось 87 работников, а на
1 января 1949 г. - 254 инженерно-технических работ-
ника и 154 рабочих.
2.	Отдел № 4 (главный конструктор и начальник -
Е.В.Синилыциков). Отдел занимался проектирова-
нием и разработкой дальних зенитных управляемых
ракетных снарядов. Разработки отдела, которым
были присвоены индексы Р-101, Р-108, Р-109, Р-112,
Р-112А, Р-112Б, включали в себя изучение и восста-
новление трофейной зенитной ракеты «Вассерфаль»,
а также создание перспективных ДЗУРС с головкой
самонаведения, со стартовыми ускорителями и с ис-
пользованием ПВРД. В состав отдела входила испыта-
тельная станция.
3.	Отдел № 5 (главный конструктор и начальник -
С.Е.Рашков). Создан в конце 1946 г. для проектиро-
вания и отработки зенитных управляемых ракетных
снарядов среднего радиуса действия и восстановления
Л.Р.Гонор (1906—1969 гг.). Герой Социа-
листического Труда. Генерал-майор-инже-
нер. В 1946—1950 гг. - первый директор
НИИ-88 (ФГУП ЦНИИмаш). С 1950 г. - ди-
ректор Красноярского артиллерийского
завода № 4 им. Ворошилова (Краснояр-
ский машиностроительный завод). В 1954-
1964 гг. - заместитель начальника ЦИАМ.
Лауреат Государственной премии.
231
История развития отечественного ракетостроения
трофейных ракет «Рейнтохтер» и «Шмеперлинг».
Его работам присваивался индекс Р-102. Отделу при-
давался экспериментальный цех.
4.	Отдел № 6 (главный конструктор и начальник -
П.И.Костин). Создан для проектирования и отработки
зенитных неуправляемых ракетных снарядов. Под ин-
дексом Р-103 велись работы с трофейными снаряда-
ми «Тайфун», не доведенными до конца в свое вре-
мя немецкими специалистами. Под индексом Р-110
велись работы по созданию перспективных ЗНУРС с
высотой полета до 15000 м с ЖРД на азотной кислоте
и керосине и пороховым аккумулятором давления.
5.	Отдел № 8 (главный конструктор и начальник -
Н.Л.Уманский). Отдел решал задачи проектирования,
изготовления, испытания и доводки двигателей для
ЗУР и испытания новых топлив. С целью обеспечения
работ отдела создавались испытательная станция и
экспериментальный цех.
С 1947 г. установились тесные связи НИИ-88 с дви-
гательным ОКБ-2 НИИ-1 МАП. Этот коллектив, воз-
главлявшийся А.М.Исаевым, имел большой опыт раз-
работки авиационных ЖРД. Согласно совместному
приказу министерств авиационной промышленности и
вооружения № 216/324 от 24 мая 1948 г., это конструк-
торское бюро было передано в НИИ-88, где был обра-
зован отдел № 9 СКБ-88. В то время в отдел входили
КБ, огневая лаборатория с отделением приборов и из-
мерений, экспериментальный цех. Нужно сказать, что
первоначально в структуру СКБ-88 входили отдел № 7
(отдел корпусов, начальник - А.И.Лапшин), отдел № 10
(отдел взрывателей, начальник - П.И.Мелешин), от-
дел № 11 (отдел наземного оборудования, начальник
- И.Г.Киселев), взаимодействовавший с ГСКБ специаль-
ного машиностроения, отдел № 15 (артиллерийский от-
дел, начальник - Г.Д.Дорохин) и др. Одни из них потом
были реорганизованы, другие переданы в конструктор-
ские отделы. Большая работа была проделана по пере-
воду завода № 88, который к моменту создания НИИ-88
насчитывал 6705 работающих, на производство новой
продукции. Однако заводу еще несколько лет поручался
выпуск буровых установок КАМ-300 и КАМ-500.
С августа 1946 г. началось формирование научно-
исследовательских подразделений: отделов матери-
аловедения, топлив, прочности, систем управления,
аэродинамики, а также технической информации.
Первоначально штатным расписанием во всех этих
подразделениях предусматривалось 830 работающих,
но к декабрю числилось всего 183 чел. В 1947 г. соз-
данным научным отделам 7 Главным управлением уже
были поручены научно-исследовательские работы по
12 темам, связанным с аэродинамикой, прочностью
ракет, материаловедением и системами управления.
В июне 1946 г. при центральной лаборатории за-
вода № 88 образуется научно-исследовательская лабо-
ратория металловедения. На ее базе в феврале 1947 г.
в научной части института создается отдел «М» (впо-
следствии отдел № 13) - отдел материаловедения (на-
чальник - В.Н.Иорданский). Первоначально задачами
отдела являлись изучение и изыскание новых мате-
риалов, применяемых в ракетостроении, испытания
этих материалов и создание технологии их обработки.
В 1948 г. в отделе работали 159 инженерно-техниче-
ских работников и 41 рабочий. В его состав входили
лаборатории новых сплавов, сварки, коррозии, физи-
ческих методов исследования материалов, механиче-
ских испытаний, металлографическая, аналитическая,
пирометрическая, спектрального анализа, а также на-
учно-исследовательский и контрольный секторы и ме-
ханическая мастерская.
В августе 1946 г. создается отдел «Т» (от-
дел № 15) - отдел топлив (начальник - Н.В.Тимошук).
Его задачей было изыскание более совершенных ра-
кетных топлив. В1948 г. он насчитывал 79 работников
и имел лаборатории горючих, окислителей, физико-
технического анализа, процессов горения, а также
конструкторскую группу. Когда головным по топливам
был определен Государственный институт прикладной
химии Министерства химической промышленности,
работы отдела стали свертываться, а на его основе был
создан отдел № 18 - внутрикамерных процессов (на-
чальник - В.Ф.Ноздрев).
В ноябре 1946 г. создается отдел «У» (отдел № 16) -
отдел систем управления (начальник - Б.Е.Черток).
Его задачами являлись проектирование, изготовление
и отладка элементов систем управления ракет и си-
стем телеизмерений. Специалисты отдела принимали
участие в монтаже системы управления ракеты в за-
водских условиях и в ходе ее летных испытаний на по-
лигоне. В своей работе отдел поддерживал контакт с
разработчиками СУ НИИ-885 Министерства электрон-
ной промышленности. К концу 1948 г. отдел насчиты-
вал 238 инженерно-технических работников и 95 ра-
бочих и состоял из лабораторий сетей и комплексных
испытаний приборов автономного управления и теле-
измерений, конструкторского бюро и эксперименталь-
ного цеха.
Развертывание научно-исследовательских
и опытно-конструкторских работ
В мае 1947 г. правительством принимается поста-
новление о плане опытных работ по созданию образ-
цов ракетного вооружения на текущий год. На НИИ-88
этим постановлением возлагались:
-	освоение трофейной РДД Фау-2 (А-4) и разра-
ботка более совершенных ракет с дальностью полета
600 и 3000 км;
-	подготовка опытной партии ЗУРС и разработка
проектов более совершенных образцов таких снарядов;
232
Глава 4
С.П.Королев и Л.Р.Гонор в салоне самолета. Конец 1940-х гг.
-	освоение опытного производства
ЗНУРС залпового огня типа «Тайфун».
О небывало высоких темпах работы
свидетельствует то, что уже в 1947 г.
ставились задачи не только освоения
трофейной техники, но и разработки
образцов с более высокими характе-
ристиками. Создание ракет А-4 и раз-
работка проектов более совершенных
ракет с дальностью полета 600-3000 км
возлагалась на главного конструктора
С.П.Королева.
Подготовка ракеты А-4 к испытани-
ям была завершена в конце сентября
1947 г., а в октябре был проведен пер-
вый ее пуск. Для этого потребовались
не только подготовка всей материаль-
ной части, формирование всех служб,
составление сотен программ, но и соз-
дание полигона.
Основная нагрузка по обслуживанию
испытаний возлагалась на спецпоезд,
составленный из 72 вагонов, где размещались мастер-
ские, рабочие и жилые помещения, бытовые службы.
В течение трех месяцев все сложное хозяйство поли-
гона было подготовлено для испытаний. Техническое
руководство ими было поручено С.П.Королеву, его за-
местителями назначались В.П.Глушко, М.С.Рязанский,
В.И.Кузнецов и В.П.Бармин.
В ходе испытаний было произведено одиннадцать
пусков ракет, из них достигли цели только пять. Но
главным итогом был бесценный конкретный опыт ра-
боты с ракетой, полученный в процессе ее подготовки
к пуску, а также данные о поведении всех систем раке-
ты при старте и в полете.
Быстрыми темпами рос объем НИОКР, выполняв-
шихся НИИ-88. Опытный завод производил большое
количество различных ракет для ЛКИ, которые с осе-
ни 1948 г. проводились уже практически непрерывно.
Укреплялись и расширялись конструкторские и науч-
но-исследовательские отделы, которые в тесном взаи-
модействии работали над созданием все более совер-
шенных ракет дальнего действия, ракетных двигателей
и ЗУР. В1949 г. организуется специальный отдел НИР
(позже - отдел № 17, начальник -
А.В.Кармишин) с целью координации
НИР, проводимых институтом; вво-
дится новая должность заместителя
директора института по научно-ис-
следовательским работам, на которую
назначается член-корреспондент АН
СССР ААИльюшин. Ему передаются все
научные отделы института, подчиняв-
шиеся ранее главному инженеру. Этим
решением существенно укрепляется и
развивается научно-исследовательская и эксперимен-
тальная деятельность НИИ-88, которая должна созда-
вать прочную основу для быстрого развития ракетного
вооружения.
В марте 1949 г. приказом министра вооружения
в НИИ-88 передается укомплектованное опытными
конструкторскими кадрами ОКБ-лаборатория №46.
На его основе в институте создается артиллерийское
конструкторское бюро-АКБ НИИ, переименованное
в августе 1949 г. в КБ-10 (начальник - Е.В.Чарнко),
занимавшееся доработкой артиллерийских заказов.
Приказом министра № 169 от 2 февраля 1951 г. на
КБ-10 возлагается также выполнение работ в инте-
ресах создания ракетной техники, в частности, со-
оружение аэродинамической экспериментальной
базы, а несколько позже - исследование проблемы
подводных стартов будущих баллистических ракет
дальнего действия морского базирования, размеща-
ющихся на ПЛ.
В1950 г. директором НИИ-88 назначается крупный
специалист по вооружению - начальник 5 Главного
управления Министерства вооружения К.Н.Руднев.
К.Н.Руднев (1911-1980 гг.). Государственный деятель.
Герой Социалистического Труда. С1952 г. - замести-
тель министра вооружения (с 1953 г - оборонной
промышленности) СССР. В 1958 г. - заместитель
председателя, с 1958 г. - председатель Госкомитета
по оборонной технике - министр СССР. С 1965 по
1980 гг. - министр приборостроения, средств автома-
тизации и систем управления СССР
233
История развития отечественного ракетостроения
Входившее в отдел № 18 внутрикамерных процес-
сов Специальное бюро № 18 (начальник - В.И.Харчев)
проводит интересную работу - исследование пробле-
мы создания экспериментальной неуправляемой ра-
кеты с непрерывным сжиганием конструкции ракеты
в камере сгорания двигателя. Эта сложная проблема,
не решенная и сегодня, впервые была поставлена
ФАЦандером в 1920-е гг. в его проекте межпланет-
ного корабля-аэроплана, где в качестве добавки к то-
пливу предполагалась утилизация отработавших в по-
лете элементов конструкции.
Чтобы обеспечить единую техническую политику в
области измерений, требования к которым постоянно
росли, в феврале 1950 г. создается сектор измерений,
реорганизованный в октябре в контрольно-измери-
тельный отдел № 20 НИИ-88 (начальник - И.И.Угкин).
Отдел впоследствии стал квалифицированным КБ по
разработке телеметрических систем, измерительных
датчиков и средств обработки результатов измерений,
столь необходимых при летных и стендовых испытани-
ях ракет и двигательных установок.
В процессе разработки ракет дальнего действия Р-1 и
Р-2 расширялась деятельность отдела № 3 С.П.Королева
в СКБ-88. Росла квалификация сотрудников отдела и
их численность, укрупнялись его подразделения и по-
являлись новые, охватывающие все направления про-
ектно-конструкторской деятельности по созданию ракет
дальнего действия. Поэтому в 1950 г. распоряжением
Совета Министров № 5782 от 26 апреля на базе отде-
ла № 3 и ряда отделов СКБ-88 было образовано Особое
конструкторское бюро № 1 (ОКБ-1 НИИ-88) под руко-
водством главного конструктора С.П.Королева. Остав-
шаяся часть СКБ-88, занимающаяся разработкой зенит-
ных управляемых и неуправляемых ракет и жидкостных
ракетных двигателей для них, была преобразована в
ОКБ-2 НИИ-88. Главным конструктором этого ОКБ был
утвержден сначала К.И.Тритко, затем Е.В.Синилыциков.
Несколько позднее для усиления технической деятель-
ности ОКБ-2 НИИ-88 его техническим руководителем
был назначен С.П.Королев.
Работы по созданию и принятию на вооружение
ракеты Р-1 - отечественного аналога Фау-2 - продол-
жались до 1950 г., а новой Р-2 - до 1951 г. Ракета Р-2
существенно отличалась от Р-1. Она имела отделявшу-
юся ГЧ, несущий бак горючего, вдвое лучшую по точ-
ности систему автономного управления.
Для формирования конструкторского задела в
обеспечение создания более совершенных баллисти-
ческих ракет дальнего действия под научным руко-
водством С.П.Королева в НИИ-88 велись НИР по трем
важным темам: Н-1, Н-2 и Н-3.
В соответствии с темой Н-1 планировалась разра-
ботка экспериментальной ракеты Р-ЗА на базе Р-2 с
целью отработки бесстабилизаторной схемы будущей
ракеты Р-3 с дальностью полета 3000 км.
В рамках темы Н-2 исследовались возможности
создания ракеты дальнего действия на основе высо-
кокипящего окислителя - азотной кислоты с окислами
азота и углеводородного горючего.
Согласно теме Н-3 предусматривалось исследо-
вание перспектив создания БР с еще большей, чем
3000 км, дальностью полета, т.е. с межконтинентальной.
Итогом выполнения работ по теме Н-1 в ноябре
1951 г. стал эскизный проект экспериментальной ракеты
Р-ЗА с дальностью полета порядка 1200 км. Рассмотрев
указанный проект, Министерство обороны и Министер-
ство вооружения предложили превратить эксперимен-
тальную ракету в боевую Р-5 с упомянутой дальностью.
Такая ракета была отработана, оснащена спецзарядом и
стала первой отечественной стратегической баллистиче-
ской ракетой средней дальности Р-5М.
Работа по теме Н-2 закончилась важным резуль-
татом: была доказана возможность создания ракет
дальнего действия на базе высококипящих самовос-
пламеняющихся компонентов топлива с высокими
эксплуатационными характеристиками, а также был
предложен проект ракеты Р-11 с дальностью полета
порядка 250 км. Это было новшеством в практике ра-
кетостроения.
По заказу Министерства обороны в ОКБ-1
С.П.Королева была разработана боевая ракета Р-11
с более высокими параметрами, чем Р-1, но вдвое
меньшей массой. На вооружение она была сдана в мо-
дифицированном виде - как Р-11М со спецзарядом.
Затем Сергей Павлович предложил доработать ракету
Р-11М для вооружения ПЛ. Таким образом, создание
Королевым этой первой баллистической ракеты Р-11
открыло дорогу двум новым и очень важным направ-
лениям развития ракетной техники, ставшим решаю-
щими в создании стратегических ракетных комплексов
наземного и морского базирования.
В рамках темы Н-3 была доказана возможность соз-
дания ракет с очень большой дальностью полета, вплоть
до межконтинентальной, но уже с применением двух-
ступенчатой схемы. Исходя из полученных результатов,
согласно решению правительства в НИИ-88 были на-
чаты работы еще по двум новым темам Т-1 и Т-2 для
более обстоятельной проработки возможных проблем
и технических параметров межконтинентальных ракет.
Исследования в соответствии с темой Т-1 пере-
росли в ОКР по созданию новой межконтинентальной
баллистической ракеты Р-7, которая в августе 1957 г.
совершила свой первый успешный полет.
В результате работ по теме Т-2 была показана воз-
можность создания двухступенчатой межконтинен-
тальной крылатой ракеты, летящей на высоте 23-25 км
со скоростью М = 3, оснащенной автономной системой
управления и средствами астронавигации.
В 1951 г. в связи с развертыванием работ по соз-
данию системы ПВО на основе ЗУР головным ее раз-
234
Глава 4
работником в целом было определено Министерство
радиопромышленности, а зенитных управляемых ракет
- Министерство авиационной промышленности. Разра-
ботка этих ракет в НИИ-88 была прекращена, а отделы
расформированы. За институтом были оставлены толь-
ко работы над жидкостными ракетными двигателями
для ЗУР. Вследствие этого постановлением Совета Ми-
нистров СССР № 1264-417 от 10.03.1952 г. в институте
образуются ОКБ-2 и ОКБ-3. ОКБ-2 НИИ-88 - на основе
отдела № 9 под руководством главного конструктора
А.М.Исаева с целью разработки жидкостных ракетных
двигателей для зенитных управляемых ракет и баллисти-
ческих ракет морского базирования. ОКБ-3 НИИ-88 -
на основе отделов №№ 6 и 18 с целью расширения
фронта работ по созданию перспективных жидкостных
ракетных двигателей на высококипящих компонентах
топлива для РДД и ЗУР и решения всех проблем по не-
управляемой зенитной ракете «Чирок». Руководителем
ОКБ-3 назначается главный конструктор Д.Д.Севрук.
В декабре 1951 г. создается отдел № 21 - отдел ра-
диофизики и автоматики (начальник - Г.Н.Толстоусов)
с целью теоретических и экспериментальных исследо-
ваний систем управления. В 1951 г. реорганизуются
испытательные подразделения. Приказом директо-
ра № 68 от 14 сентября подготовка и проведение всех
стендовых испытаний двигательных установок и огне-
вых испытаний ракет возлагается на вновь созданный
филиал № 2 НИИ-88. На базе КБ отделов №№ 11 и
12 образуется конструкторское бюро технологиче-
ского оборудования. Начальником его назначается
Н.М.Виленкин. Это подразделение, подчинявшееся
главному инженеру, должно было решать комплекс-
ные задачи проектирования испытательных стендов,
экспериментальных установок и нестандартного обо-
рудования, техническая сложность и объем которых
неизмеримо возрастали.
Согласно приказу 7 ГУ Министерства вооружения в
июне 1951 г. на базе существовавшего с 1947 г. отдела
стандартизации создается отраслевое базовое бюро
стандартизации и взаимозаменяемости - ББСВ (на-
чальник- МАЗимин). В его задачи входили разработ-
ка нормалей и руководящих технических материалов, а
также контроль в области стандартизации и взаимоза-
А.С.Спиридонов (1903-1976гг.).
Руководитель и организа-
тор работ по вооружению и
РКТ. В 1946-1948 гг. - глав-
ный инженер 7 ГУ (ракетно-
го) Министерства вооружения
СССР. В 1948-1949 гг. - глав-
ный инженер НИИ-88 (ФГУП
ЦНИИмаш). В 1953-1959 гг. -
директор НИИ-88.
меняемое™ на предприятиях, подведомственных 7 ГУ
Министерства вооружения.
В 1952 г. в связи с повышением в должности
К.Н. Руднева директором НИИ-88 назначается опыт-
ный авиационный конструктор, занимавший до этого
должность начальника отдела № 5 ОКБ-1, М.К.Янгель,
а в 1953 г. директором становится видный специалист
по вооружению, начальник 6 ГУ Министерства воору-
жения А.С.Спиридонов.
Большое внимание в институте было уделено
правильной постановке обеспечения подразделений
института научно-технической информацией и укре-
плению соответствующей службы. Первые мероприя-
тия по налаживанию ее работы были проведены еще в
период становления института. За 1948 г. выполнены
и опубликованы 222 перевода, широко практикова-
лись подготовка аннотированных справочников, вы-
ставок и фотовитрин по новой технике, тематические
экскурсии, лекции, демонстрации научно-технических
кинофильмов, активная работа научно-технической
библиотеки. С1953 г. регулярно издавались сборники
трудов института. С годами существенно расширялась
тематика НИОКР.
В 1949-1956 гг. были проведены исключительно
сложные и трудоемкие работы по развитию экспери-
ментальной базы НИИ-88 и техническому оснащению
опытного производства. Существенное развитие по-
лучила экспериментальная база отделов радиоуправ-
ления и телеизмерений. С созданием в 1950 г. кон-
трольно-измерительного отдела стал осуществляться
единый технический надзор за измерительным хозяй-
ством института.
Завод № 88, коллектив которого сумел в короткие
сроки освоить многие новые операции и технологиче-
ские процессы, стал одним из ведущих предприятий
в области ракетостроения. В кооперации с другими
предприятиями он обеспечил изготовление большого
количества опытных ракет и их установочных партий
для передачи в серийное производство.
Первопроходцем почти на всех направлениях от-
ечественного стратегического ракетостроения стал
С.П.Королев. Его идеи и работы были развиты и до-
ведены до уровня, позволившего обеспечить страте-
гический паритет нашего государства и других сверх-
держав, трудами других талантливых конструкторов.
В то время, когда реализация дальности полета ракеты
на 8000 км считалась технической проблемой, а меж-
континентальной - фантастикой, Сергей Павлович ду-
мает и готовится к космическим полетам. Он модифи-
цирует ракеты Р-1, Р-2, а затем Р-5, Р-11, осуществляет
их вертикальные пуски на высоты 100-500 км с целью
изучения космического пространства и верхних слоев
атмосферы: проводятся исследования ионизирующе-
го излучения, магнитного поля Земли, влияния не-
весомости, перегрузок, вибраций, шума на животных;
235
История развития отечественного ракетостроения
разрабатываются системы жизнеобеспечения при кос-
мических полетах, средства безопасного возвращения
животных из космоса на Землю. С 1948 по 1957 г.
таких пусков было совершено около семи десятков.
В результате был создан серьезный научный и прак-
тический фундамент для полетов человека в космиче-
ское пространство.
Еще до начала летных испытаний межконтинен-
тальной ракеты Р-7 Королев инициирует и добивает-
ся в конце 1955 г. решения правительства о запуске в
1957 г. первого искусственного спутника Земли, и на-
чинает активно готовиться к этому эпохальному экс-
перименту, который был реализован 4 октября 1957 г.
В этот десятилетний период развития НИИ-88 - на-
чальный, самый сложный - работы было невпроворот,
многое было неизвестно. Фактически все делалось
впервые. Одна проблема тянула за собой несколько
других. В ходе бесчисленных экспериментов были
опробованы принципиально новые инженерные ре-
шения; буквально за несколько дней создавались и
осваивались новые технологические процессы, отра-
батывались и доводились до нужного уровня детали,
узлы, агрегаты, системы. Ракетные двигатели, горю-
чее, система управления, нагрузки, которые сможет
выдержать ракета, ее прочность в реальных условиях
полета - далеко не полный перечень наиболее важных
проблем, стоявших в то время перед создателями ра-
кетной техники.
За успешные работы по созданию баллистических
ракет 20 апреля 1956 г. НИИ-88 был награжден орде-
ном Ленина, а С.П.Королеву присвоено звание Героя
Социалистического Труда.
Теоретические и экспериментальные
исследования прочности
и динамики изделий РКТ
Основу ракетных конструкций составляют тонкостен-
ные элементы (оболочки, пластины, стержни), позволя-
ющие обеспечить требуемую прочность конструкции
при жестких ограничениях ее массы. Наиболее метал-
лоемкие из них - корпуса ракет - представляют собой
подкрепленные оболочечные тонкостенные конструк-
ции, которые стали широко применяться с 1930-х гг.
в основном в самолетостроении. В этой области к на-
чалу деятельности института был накоплен достаточно
большой опыт эксплуатации таких конструкций. Однако
в силу специфики нагружения оболочечных элементов
ракет науку об их прочности пришлось создавать за-
ново. Экспериментальных же данных практически не
было, а имевшиеся нуждались в детальном уточнении.
Необходимо отметить, что авиационные и ракетные
конструкции, хотя рассчитываются и отрабатываются
по общим принципам и законам строительной меха-
ники, совершенно различны по силовому построению.
Самолетные конструкции - это конструкции многора-
зового использования, плавающие в упруговоздушной
среде; их силовая схема строится в виде, способном
воспринимать поперечные нагрузки, распределенные
по площади крыльев и фюзеляжа.
Создававшиеся ракетные конструкции - это в ос-
новном конструкции одноразового использования; их
силовая схема в первую очередь определяется необ-
ходимостью восприятия больших осевых и сосредото-
ченных сил. Анализ силовых схем ракетных конструк-
ций показывает, что несущие их отсеки представляют
собой главным образом осесимметричные оболочки:
цилиндрические, конические, сферические и другие.
Одной из основных проблем в данном случае является
обеспечение устойчивости цилиндрических оболочек
под действием больших осевых и поперечных сил и
моментов с учетом внутреннего давления, температу-
ры и иного рода воздействий. Отсюда следовала необ-
ходимость обеспечения прочности и жесткости стенки
гладкой цилиндрической оболочки - ее усиления все-
ми возможными способами.
Из-за повышенных требований ограничения массы
ракетных конструкций они должны быть рассчитаны
на более высокий уровень допустимых напряжений
при эксплуатации, и, следовательно, подвергаться бо-
лее тщательной экспериментальной проверке в части
несущей способности основных отсеков и узлов. Имен-
но это обстоятельство, а также существенное влияние
на прочность технологических факторов (изменения
формы и накопления остаточных напряжений в ма-
териале при изготовлении
тонкостенных элементов
конструкций), поддающих-
ся проверке только экс-
периментальным путем,
повлекли за собой созда-
ние в ЦНИИмаш соответ-
ствующего научно-произ-
водственного коллектива
и экспериментальной базы
по основным направлени-
ям отработки прочности
ракетной техники.
С самого начала был
выбран абсолютно верный,
как стало ясно в дальней-
шем, курс на приоритетное
создание многопрофиль-
ной экспериментальной
базы. Сопровождение же
эксперимента было воз-
ложено на теоретические
подразделения. Однако
роль теории не следует
ААИльюшин
В.М.Панферов
236
Глава 4
Испытания хвостового отсека ракеты Р-1
на осевое сжатие с помощью настенного пресса. 1949 г.
умалять - именно она позволяет идти вперед, дает
приближенные оценки, например, той же несущей
способности конструкции, которые в дальнейшем под-
лежат подтверждению экспериментом.
Необходимо отметить, что при решении вопросов
обеспечения прочности ракетных конструкций специ-
алисты института опирались на результаты исследо-
ваний многих научных, конструкторских и производ-
ственных организаций нашей страны.
С целью исследования прочности конструкций РКТ
24 мая 1947 г. в НИИ-88 был образован отдел «П»,
перед которым ставились задачи, связанные с прове-
дением научных исследований и испытаний на проч-
ность корпусов ракет, двигателей и других агрегатов.
Большая заслуга в становлении отдела прочности при-
надлежит первым его руководителям: члену-корре-
спонденту АН СССР, профессору ААИльюшину - на-
учному руководителю исследований (в 1948-1950 гг. -
заместитель директора по научной части) и профес-
сору В.М.Панферову - начальнику отдела (в 1950—
1953 гг. - заместитель директора по научной части).
С самого начала деятельности они обратили внимание
на необходимость максимального взаимоувязывания
теоретических и экспериментальных исследований.
За достаточно короткий промежуток времени была
определена научная направленность работы отдела и
его структура, подобраны руководители исследований
по конкретным направлениям.
Отдел создавался фактически на пустом месте -
на переданной институту примыкающей к нему части
территории бывшего аэродрома Подлипки. Пришлось
расчищать, восстанавливать и перестраивать площади
полуразрушенных ангаров и мастерских в лаборатории
и бытовки, а главное, проектировать и создавать ис-
пытательные установки, оснастку, стенды, силовозбу-
дители и т.п.
Через три месяца после образования отдела, в ав-
густе 1947 г., при нем был создан опытный цех, в зада-
чи которого входило изготовление различного испы-
тательного оборудования и оснастки для проведения
прочностных испытаний. Начальником цеха был на-
значен И.И.Судаков, который до этого с 1942 г. рабо-
тал начальником цеха завода № 88, а в 1945-1946 гг.
находился в спецкомандировке в Польше и Германии.
В октябре 1947 г. отделом было начато, а в апреле
1948 г. завершено строительство экспериментальной
лаборатории - первой в стране научной лаборатории
статических испытаний ракетных конструкций, зал
которой был оснащен оборудованием, позволяющим
имитировать нагрузки, действующие в процессе полета
на ракету и ее комплектующие узлы. В конце 1948 г.
штат отдела составлял 102 чел., он состоял из лабо-
раторий статических испытаний, изучения прочности
материалов, измерений, а также секторов норм проч-
ности ракет, их вибрационной прочности, температур-
ной прочности двигателей.
Необходимо особо подчеркнуть, что научное
направление деятельности НИИ-88 в области ис-
следований прочности конструкций образовалось и
развивалось параллельно с первыми разработками
ракет дальнего действия и было подчинено работам
С.П.Королева. Специалисты данного направления за-
нимались теоретическими исследованиями прочности
ракетных конструкций, разработкой норм прочности и
экспериментальными исследованиями прочностных
Частотные испытания ракеты Р-2.1951 г.
237
История развития отечественного ракетостроения
свойств натурных конструкций ракет, их отдельных
блоков и элементов. Поэтому тематика работ указан-
ного направления и создание экспериментальной базы
для статических прочностных испытаний были цели-
ком подчинены тематике королевского ОКБ-1. Такое
взаимодействие существовало и после его выделения
из института.
Необходимо также отметить, что и в этот период, и
в дальнейшем прочнисты НИИ-88 работали в тесном
контакте со специалистами ОКБ-1. Следует указать на
большую роль в этом деле одного из сподвижников
С.П.Королева, его заместителя С.О.Охапкина, отвечав-
шего за отработку прочности изделий.
На созданной «малой» лабораторной базе была
успешно и надежно отработана прочность ракет пер-
вого поколения. Отделом прочности (с 1949 г. - от-
дел № 14) за каких-то полтора года была построена
лабораторная база статических испытаний. Ее лабора-
торный зал площадью 24 х 18 м и высотой 10 м имел
силовой пол, силовую стену, П-образную силонагру-
жающую установку, настенный консольный пресс,
обеспечивающий нагрузку 100 тс, а также другие си-
лонагружающие и измерительные средства. Мощность
силового пола составляла 10 тс на один погонный
метр. Силовая стена высотой 7,5 м на высоте 5 м по-
зволяла приложить к испытываемым изделиям силу в
200 тс. Упомянутая П-образная установка высотой 8 м
была оборудована прессом мощностью 400 тс.
Силонагружающая система состояла из перенос-
ных поршневых насосов с регулируемой производи-
тельностью и комплекта гидроцилиндров (силовоз-
будителей). Для измерения деформаций в различных
точках конструкции использовались механические
(рычажные) тензометры Гугенбергера (к концу 1951 г.
опытный цех изготовил около 2000 таких средств из-
мерений), а с 1952 г. для этих целей стали использо-
вать тензорезисторы, в основном изготовленные тем
же цехом. Перемещения элементов конструкции изме-
ряли индикаторами часового типа. Этот лабораторный
зал сохранился до настоящего времени.
В 1949-1950 гг. была создана лабораторная база
для динамических испытаний ракетных конструкций.
Лабораторный зал имел размеры 29 х 23,3 х 7 м и был
А.В.Кармишин	А.Г.Пилютик
оснащен установкой для испытаний объектов массой
до 10 т на воздействие инерционной нагрузки до 8 д.
В нем имелось два рабочих места для испытания ра-
кет и их частей в свободно подвешенном положении.
Для воспроизведения нагрузок, действующих на объ-
ект, использовались механические вибраторы. Уже в
1950 г. на созданной базе были проведены работы по
изучению собственных колебаний ракет Р-1 и Р-101 и
выполнена проверка влияния воздействия вибраций на
функционирование приборов управления ракеты Р-2.
В1950 по 1952 г. отдел № 14 возглавлял к.ф.-м.н.
И.С.Березин. После его перехода на другую работу на-
чальником отдела становится к.ф.-м.н., впоследствии
д.т.н. А.В.Кармишин.
Становление отдела № 14 и его лабораторной базы
в первые годы шло, как уже отмечалось, параллельно
с работой конструкторских подразделений НИИ-88,
при поддержке со стороны С.П.Королева и его заме-
стителя С.О.Охапкина. Это позволило провести экс-
периментальную отработку статической прочности
изделий, созданных СКБ-88 (затем ОКБ-1) НИИ-88, в
т.ч. ракет дальнего действия Р-1, Р-2, Р-5 и зенитных
ракет Р-101, Р-102, Р-110.
По планам научно-исследовательских работ
НИИ-88, составленным в обеспечение выполнения по-
становлений СМ СССР от 28 мая и 28 июня 1954 г.,
проведение экспериментально-теоретических работ по
прочности ракеты Р-7 было возложено на отдел № 14
(В.М.Панферов).
Особенности конструкции вновь проектируемой
ОКБ-1 ракеты Р-7 (двухступенчатость, наличие пяти
ЖРД, одновременно работающих при старте и т.д.) об-
уславливали необходимость всесторонней и тщательной
отработки прочности ее конструктивных элементов. Бла-
годаря усилиям коллектива отдела № 14 в 1954-1957 гг.
были созданы методики испытаний, разработаны, изго-
товлены, отлажены и введены в эксплуатацию установ-
ки, стенды и приспособления, позволившие осуществить
практически весь комплекс прочностных испытаний.
Модернизированная экспериментальная база не только
обеспечила отработку прочности ракеты Р-7, но и яви-
лась своего рода полигоном, на котором была прове-
рена правильность разработанных теоретических основ
прочностных расчетов изделий такого типа.
При отработке прочности ракеты и ее стартового со-
оружения особенно острой была проблема обеспечения
прочности силового узла центрального блока ракеты,
на который приходились огромные сосредоточенные
нагрузки. Новаторские методы расчета и эксперимен-
тальной отработки прочности этого узла, теоретически
обоснованные в работе по исследованию передачи со-
средоточенных сил на оболочки вращения, разработан-
ные в отделе № 14, получили высокую оценку главного
конструктора С.П.Королева. На базе ракеты Р-7 было
создано несколько ее модификаций, в т.ч. трехступен-
238
Глава 4
чатая PH «Восток» (1958 г.), которая позволила осуще-
ствить полет к Луне и запуск человека в космос.
В 1950-е гг. при создании отечественных балли-
стических ракет Р-1 и Р-2 впервые возникла проблема
обеспечения динамической устойчивости полета ракет:
была зафиксирована их неустойчивость в «малом» (не
приводившая к опасным последствиям), которая была
вызвана колебаниями жидкого топлива в баках. Позд-
нее на стратегической ракете Р-5 колебания больших
масс жидкого топлива приобрели уже опасный для
устойчивости полета характер. В ходе ЛКИ межконти-
нентальной баллистической ракеты Р-7 (принципиаль-
но новой конструкции пакетного типа) конструкторы
столкнулись с подобной же неустойчивостью, вызван-
ной продольными и крутильными колебаниями упру-
гого корпуса. Это потребовало развертывания в голов-
ном институте отрасли, вопросами которой занимался
НИИ-88, широкого фронта исследований различных
аспектов проблемы динамической неустойчивости, ха-
рактерной для жидкостных ракет.
Трудность решения проблемы обеспечения динами-
ческой устойчивости ракет, как уже отмечалось, вызва-
на необходимостью учета подвижности больших масс
жидких компонентов топлива в баках ракеты, а также
упругости корпуса и других элементов ее конструкции.
Серьезные затруднения при отработке динамической
устойчивости связаны также с ограниченной возможно-
стью проведения натурных испытаний изделий.
Эти особенности ракетных конструкций обуслови-
ли необходимость тщательного теоретического и экс-
периментального анализа их динамических свойств на
стадии эскизного проектирования с применением фи-
зического моделирования. Учеными и специалистами
института (А.Г.Пилютик, Г.Н.Микишев, Б.И.Рабинович,
В.Г.Степаненко, Л.Р.Дунц, В.И.Сафронов и др.) был
разработан метод физического моделирования ди-
намических свойств ракет с помощью конструктивно
подобных моделей, использование которого в сово-
купности с расчетами обеспечило высокую точность
определения динамических характеристик разрабаты-
ваемых изделий.
Первая в мире конструктивно подобная модель
ракеты-носителя была создана в 1959 г. в ЦНИИмаш
и представляла собой модель PH «Восток» (8К72). По
результатам ее испытаний была обоснована динамиче-
ская схема PH «Восток» как объекта управления. С тех
пор конструктивно подобные модели использовались
при создании почти всех отечественных PH сложной
компоновки как тандемной, так и пакетной схем.
В 1974 г. четверо сотрудников отдела динамки -
Г.Н.Микишев, Н.ДПронин, В.Г.Степаненко, В.П. Шма-
ков - за разработку конструктивно подобных моделей
и их применение при создании и отработке сложных
ракет-носителей были удостоены звания лауреатов Го-
сударственной премии СССР.
Конструктивно подобная модель (1:10)
PH «Восток» в музее ЦНИИмаш. Изготовлена в 1959 г.
Длина -4 м, диаметр у основания -1 м
Исследование аэрогазодинамики
и теплообмена изделий РКТ
Одной из важнейших задач института являлось
проведение экспериментальных и теоретических ис-
следований в области аэрогазодинамики в обеспече-
ние создания изделий РКТ. 25-28 апреля 1947 г. на
первом пленарном заседании научно-технического
совета НИИ-88 министр Д.Ф.Устинов поставил перед
коллективом перспективные задачи вплоть до осу-
ществления полета человека на ракете.
В мае 1947 г. приказом директора института
Л.Р.Гонора была организована газодинамическая ла-
боратория. В 1948 г. она была преобразована в от-
дел «А», а первым начальником отдела был назначен
П.М.Головинов.
239
История развития отечественного ракетостроения
Создание коллектива аэрогазодинамиков совпало
с началом эры сверхзвуковых скоростей полета ЛА. До
1946 г. в СССР существовало два аэродинамических
центра - ЦАГИ и ВВИА им. Н.Е.Жуковского, - имев-
ших научные кадры и экспериментальную базу в виде
достаточно больших дозвуковых установок в обеспе-
чение создания авиационной техники. Трансзвуковые
и сверхзвуковые установки с диапазоном скоростей
Моо = 0,6-3,0 в ЦАГИ только начали строиться.
Такое положение не могло обеспечить новые за-
дачи экспериментальной аэродинамической отработ-
ки создаваемых ракет различных типов. Кроме этого,
параметры имевшихся установок не всегда позволяли
исследовать аэродинамические характеристики ракет,
значительно отличавшиеся от АДХ самолетов.
Изделия РКТ, имеющие, как правило, сложную
форму, функционируют в значительно более широких
диапазонах параметров их полета по скорости (от ма-
лой дозвуковой до гиперзвуковой), высоте и составу
атмосферы Земли и планет. Объекты РКТ состоят, как
правило, из нескольких блоков (ступеней). Конфигура-
ция этих объектов в процессе полета резко меняется в
результате разделения ступеней, отделения ГЧ, различ-
ных обтекателей и КА. Изделия имеют довольно боль-
шие донные области (срезы), где расположены сопла
двигательных установок, что определяет возникновение
значительных донных сил. Отсюда большое влияние
нерасчетных струй ДУ не только на стартовые соору-
жения, но и на саму PH, на различные конструктивные
элементы ракеты в процессе ее движения в плотных и
разреженных слоях атмосферы, разделения ступеней
PH на различных высотах, а также на устойчивость ра-
кет, ГЧ и аппаратов в ходе их орбитального полета.
Это, естественно, обусловило ряд новых проблем
аэрогазодинамики, таких как определение АДХ объек-
тов сложных форм в широком диапазоне параметров
потока, оценка силовых и тепловых нагрузок на из-
делие, в т.ч. при обгаре его поверхности, обеспечение
теплозащиты объекта и потребного запаса его устой-
чивости. Значительной проблемой было и определе-
ние параметров траекторий полета и зон падения от-
деляемых частей ракеты (ступеней, разгонных блоков,
различных обтекателей), что в свою очередь выдвига-
ло новые серьезные требования к экспериментальным
средствам и методам исследований, которые с разви-
тием РКТ усложнялись.
Это привело к существенным изменениям тради-
ционных методов аэродинамического эксперимента, к
созданию новых типов экспериментальных установок и
средств измерений. В указанном смысле развитие экспе-
риментальной базы является своего рода зеркалом раз-
вития отечественного ракетостроения и космонавтики.
За время существования института эксперимен-
тальная аэрогазодинамическая база развивалась по
различным направлениям, характеризуемым как
принципами действия установок, так и задачами, ко-
торые они были призваны решать. Уже в мае 1948 г.
состоялся пуск первенцев - сверхзвуковой трубы
СЗТ-1 (У-1) с закрытой рабочей частью, размером
0,4 х 0,4 м и скоростью создаваемого потока, соответ-
ствующей числам Маха Моо = 1,87-5,0 и прямоточной
сверхзвуковой трубы СЗТ-2 (У-2) с открытой рабочей
частью и скоростью потока, отвечающей числам Маха
Моо= 1,5-3,0. Эти установки были изготовлены на за-
воде № 88.
По тем временам У-1 была самой крупной сверх-
звуковой трубой в СССР. Она проектировалась с до-
вольно смелыми отклонениями от канонов экспери-
ментальной аэродинамики, что впоследствии вполне
оправдалось. Уже в 1950 г. У-1 стала основной про-
мышленной установкой. Установка У-2 была само-
стоятельным детищем института. Пуск и отладка на-
званных установок проводилась под руководством
И.Г.Губанова и А.Н.Ершовой. Также было начато стро-
ительство аэродинамических труб трансзвуковых ско-
ростей (Моо = 0,6-1,78) У-3 и сверхзвуковых скоро-
стей (Моо = 1,5-4,0) У-4 с размерами рабочих частей
0,6 х 0,6 м (аналоги установок Т-112 и Т-113 ЦАГИ),
модернизированных (давление в форкамере повыше-
но вдвое) и приспособленных к задачам и условиям
НИИ-88. В ноябре 1950 г. и в декабре 1951 г. соответ-
ственно указанные установки были сданы в эксплуата-
цию. Их пуск и отладка проводились под руководством
А.И.Тишкова, А.А.Чурилина. Эти работы, обеспечившие
аэродинамическую отработку первых ракет на сверх-
звуковых режимах, в 1951 г. были отмечены Ста-
линской премией I ст. (П.М.Головинов, И.Г.Губанов,
Н.Н.Никитин).
Потребность в экспериментальных исследованиях
по аэродинамике была столь велика, что с первых же
дней установки работали круглосуточно. Однако для
решения задач аэрогазодинамики ракет мощностей
этих труб было недостаточно, и было принято решение
создать гиперзвуковую аэродинамическую трубу с ра-
бочей частью диаметром (по срезу сопла) 300 мм, обе-
спечивающую скорость потока Моо = 6,0-10,0, с подо-
гревом воздуха до 623 К, а затем до 1040 К. Эта первая
гиперзвуковая аэродинамическая труба с подогревом
240
Глава 4
воздуха (У-6) была сдана в эксплуатацию в 1953 г., что
завершило первый этап создания аэродинамической
экспериментальной базы. Отладка и пуск установки
осуществлялись под руководством А.Б.Ляхова.
Параллельно велись работы по совершенствованию
методов и средств измерений интегральных и распре-
деленных нагрузок, исследования картины обтекания
моделей. Созданные экспериментальные средства
обеспечили своевременную отработку аэродинамики
первых отечественных ракет.
В связи с разработкой ракеты Р-5 с дальностью
более 1000 км и межконтинентальной баллистической
ракеты Р-7 в 1952-1954 гг. остро встали проблемы от-
работки не только аэродинамики, но и теплообмена ГЧ
и КА, движущихся в атмосфере Земли с гиперзвуковой
скоростью (с числами Маха Моо до 20-25), и, в част-
ности, создания и отработки их тепловой защиты.
В это время в мировой практике ракетостроения не
были известны какие-либо технические приемы или
способы тепловой защиты ЛА, входящих в атмосферу
Земли со скоростью -7 км/с, от аэродинамического
нагрева.
Активизация работы произошла после прика-
за МОП от 06.07.1954 г. о теоретических и экспери-
ментальных исследованиях физических процессов
и свойств воздуха при обтекании осесимметричного
тела сверхзвуковым потоком воздуха со скоростью
7000 м/с (Моо = 25). В этой работе, кроме ЦНИИмаш,
участвовали НИИ-1 МАП, ЭНИН, ЛФТИ и другие орга-
низации. Работы велись по трем направлениям:
-	теоретические и экспериментальные исследова-
ния теплообмена;
-	теоретические и экспериментальные исследова-
ния теплозащиты ГЧ;
-	исследования свойств воздуха при высоких тем-
пературах.
В1954 г. были начаты первые методические экспери-
менты по исследованию теплообмена на установке У-6
(Моо = 6, температура торможения - 500600 К). В том
же году для нагрева воздуха в форкамере аэродинами-
ческой трубы К.С.Герасимов предложил использовать
электрическую дугу. Под его руководством была раз-
работана электродуговая установка мощностью 16 кВт с
графитовыми электродами. В результате последующих
усовершенствований подогревателей (использования
медных охлаждаемых электродов, магнитной катушки
и т.д.) в 1955 г. была введена в эксплуатацию первая в
мире электродуговая установка У-9 мощностью 500 кВт.
В США первая ЭДУ появилась в 1958 г.
К.С.Герасимов внес значительный вклад в развитие
экспериментальной базы ЦНИИмаш. Им было пред-
ложено большое число оригинальных идей, многие из
которых воплощены в действующие до сих пор уста-
новки. Среди них мощный плазмотрон с электриче-
ской дугой, вращающейся в магнитном поле.
В мае 1954 г. по инициативе Х.А.Рахматулина при
поддержке С.П.Королева и М.В.Келдыша было при-
нято постановление правительства о строительстве в
НИИ-88 лаборатории больших скоростей и высоких
температур, включающей в себя установки адиабати-
ческого сжатия (в дальнейшем модернизированные
и получившие название поршневых газодинамиче-
ских установок - ЛГУ) с диаметром рабочей части
200-300 мм при числах Моо до 20 и температуре
торможения потока до 4000 К, ударную трубу с диа-
метром рабочей части до 500 мм при числах Моо до
25 и температуре торможения до 15000 К и тепло-
вую электродуговую установку У-13 с диаметром ра-
бочей части 500 мм при числах Моо до 10 и темпе-
ратуре торможения до 6000 К. В 1958 г. в институте
уже функционировали три ЭДУ: У-9, У-13 и У-13М,
причем последняя была модернизированным вариан-
том установки У-9, но с более мощным (до 10 МВт)
электродуговым подогревателем. Это позволило на-
чать интенсивные экспериментальные исследования
реальных теплозащитных материалов. Именно ЭДУ
стали основным инструментом исследования ТЗМ и
ТЗП. С помощью электродуговых установок была до-
стигнута возможность испытывать натурные ТЗМ в
реальной атмосфере при полном воспроизведении
энтальпии торможения и давления, а также тепловых
потоков в широком диапазоне траекторных условий.
Эти работы обеспечили выбор и отработку тепловой
защиты первых баллистических ракет и пилотируемых
спускаемых аппаратов «Восток».
Одновременно разрабатывались ударная труба У-8
для воспроизведения ударно-волновых и агрофизи-
ческих процессов и установка адиабатического сжатия
У-7 (идея которой была предложена ХАРахматулиным
в 1953 г.).
Трубы адиабатического сжатия предназначались
для проведения аэрогазодинамических и тепловых
исследований моделей ГЧ и ЛА при гиперзвуковых
скоростях потока и близких к натурным других его
параметрах. В промышленную эксплуатацию установ-
ки У-7 и У-11 были сданы в 1954 и 1956 гг. соответ-
ственно; ежегодно на них проводилось до 800 экспе-
риментов. Эти установки обеспечивали определение
стационарных и нестацио-
нарных аэродинамических
характеристик ГЧ ракет и
КА, тепловых потоков на
их поверхности, а также
эпюр давления с исполь-
зованием моделей разра-
батываемых образцов РКТ
и их элементов. В практику
были внедрены новые ме-
тодики экспериментов и
новые средства измерения, ХАРахматулин
241
История развития отечественного ракетостроения
освоены режимы исследований с применением сме-
сей различных газов в широком диапазоне параметров
(Мео, Re, нерасчетности и др.).
В 1954-1956 гг. под руководством А.В. Потапо-
ва были созданы ударные трубы для изучения вли-
яния физико-химических и термодинамических
свойств газов различного состава, прошедших че-
рез ударную волну, и протекающих в них процес-
сов на аэродинамические характеристики изделий.
Первая ударная труба вступила в строй в 1954 г.
В 1955-1956 гг. были построены еще три ударные
трубы (длиной до 15 м, диаметром 50 мм). В 1958—
1960 гг. вступила в строй крупномасштабная многоди-
афрагменная ударная труба У-12 (диаметр d = 0,5 м,
длина L = 200 м). В настоящее время она оборудова-
на рабочей частью с диаметром d = 3,2 м и длиной
L = 23 м и четырьмя рабочими частями с d = 0,5 м.
Одна часть трубы, отделенная диафрагмой, запол-
няется газами под давлением (до 2-107 Па), в другой
создается разреженная среда (до 1 Па). При разрыве
диафрагмы «толкающий» газ высокого давления, дей-
ствуя подобно поршню, сжимает, нагревает и разгоняет
рабочий газ низкого давления, генерируя высокоско-
ростные потоки в рабочих частях трубы, где прово-
дятся аэродинамические исследования, в ходе которых
моделируется движение объектов РКТ в атмосфере, а
также аэрофизические, оптико-спектроскопические
и радиофизические исследования свойств воздуха и
других газов при больших температурах и давлениях,
которые возникают на поверхности ракет при гиперз-
вуковых скоростях их полета и сильных взрывах.
В ходе работ применяются следующие толкаю-
щие газы: водород, гелий, воздух, взрывчатые смеси
кислорода и водорода; исследуются воздух, аргон,
кислород и другие газы. Установка позволяет моде-
лировать гиперзвуковые потоки (число Ма> до 35) с
температурой торможения до 10000 К, скоростью до
10 км/с и продолжительностью действия от несколь-
ких микросекунд до сотых и десятых долей секунды.
Эти параметры достигаются благодаря ударному сжа-
тию толкающим газом рабочих газов и нестационар-
ному их расширению за диафрагмой или в расширя-
ющихся соплах.
М.В.Савелов
Новые установки по-
зволили обеспечить раз-
работчиков изделий дан-
ными о конвективном и
лучистом теплообмене при
гиперзвуковой скорости
полета, о воздействии на
них ударных волн высокой
интенсивности, о влиянии
физико-химических, газо-
кинетических и электро-
магнитных процессов в
газе на аэродинамические характеристики ГЧ, а также
дали возможность проводить радиофизические ис-
следования.
В 1953-1955 гг. начались теоретические и экспе-
риментальные исследования уноса массы плавящихся
материалов (М.В.Савелов, О.Н.Остапович, Н.А. Та-
расов, В.Г.Фарафонов) и сублимирующих покрытий
(А.В.Потапов, С.С.Семенов, В.В.Волков). Они привели
к углубленному пониманию механизма разрушения
тепловой защиты ГЧ ракет. В 1954 г. М.В.Савеловым
было установлено, что одним из основных показателей
эффективности разрушающегося теплозащитного ма-
териала по весовым показателям является энтальпия
ТЗМ при температуре его разрушения.
Первые шаги аэрогазодинамики делали в обеспе-
чение создания первых отечественных баллистических
( Р-2, Р-3, Р-5, Р-5М, Р-14, Р-16) и геофизических
(Р-5А, Р-5Б, Р-5В) ракет. Были проведены исследо-
вания аэродинамики отделения ГЧ изделия и первой
бесстабилизационной его схемы с использованием га-
зовых рулей и поворотных насадков, за счет чего сни-
жены нагрузки на хвостовую часть изделия (А.Н. Ер-
шова, И.И.Кильдышев, Н.ТДаньков, А.А.Чурилин,
И.А. Паничкин). Широкие исследования проводились
по оптимизации и выбору формы ГЧ, обеспечиваю-
щей аэродинамическую статическую устойчивость при
уменьшении скорости ее подлета к поверхности Земли
(А.А.Яснов).
В это же время велись исследования в обеспечение
создания ракеты ЗРЭ: ее конструкции, двигателей и
системы управления, а также перспективные исследо-
вания аэродинамики схемы «пакет», схемы с отделя-
ющейся крылатой головкой и др. Проводились интен-
сивные исследования, которые значительно изменили
и улучшили первоначальную аэродинамическую ком-
поновку ракеты-прототипа; проверка справедливости
конструкторских изменений осуществлялась в процес-
се летных испытаний и шла с опережением модельных
испытаний в аэродинамических трубах, которые про-
водились в чрезвычайно сжатые сроки. В итоге у Р-5М
уже не было громоздких воздушных стабилизаторов,
стояли аэродинамические (у кормовой части) и газо-
струйные рули (у среза сопла двигателя) оптимальной
формы, а ГЧ отделялась от ракеты, как у Р-2, в конце
активного участка полета ракеты.
Таким образом, был накоплен достаточный опыт
для последующего развития РКТ. С 1954 г. начался
период создания первой блочной межконтиненталь-
ной баллистической ракеты Р-7 (затем Р-7А, Р-9А) и
осуществления первых шагов в исследовании около-
земного космоса. Основной задачей аэрогазодина-
миков в этот период было решение новых вопросов в
области гиперзвуковой аэродинамики и теплообмена:
расширились начатые параметрические исследования
блочных компоновок МБР; изучалось влияние боко-
242
Глава 4
вых разгонных блоков различной геометрии на ха-
рактеристики всей компоновки; проводились расчеты
коэффициента волнового сопротивления составного
баллистического изделия с боковыми блоками. Эти ис-
следования послужили основой для определения аэро-
динамической компоновки ракеты Р-7 (А.Ф.Кулябин,
А.А.Яснов, А.И.Угкин, А.А.Чурилин, Д.В.Писарев).
Широкие экспериментальные исследования прово-
дились с целью выбора формы воздушных рулей. В ре-
зультате была отработана и рекомендована оптималь-
ная форма руля с минимальной «разбежкой» центра
давления в целях уменьшения величины шарнирных
моментов, что отвечало требованиям конструкции и
системы управления. Руль имел в полтора раза мень-
шие шарнирные моменты по сравнению с ранее при-
нятыми рулями РК-1. Кроме того, были предложены
рули на пилонах. Выбранные стабилизаторы и рули
нашли применение на ракетах Р-14 и Р-5.
Первой важной для промышленности работой га-
зодинамиков старта в НИИ-88 было их участие в отра-
ботке стартовой системы ракеты Р-7 и решение на кон-
курсной основе проблемы защиты ракеты от пламени,
поднимающегося вверх по ее корпусу во время рабо-
ты двигателей в режиме «предварительной ступени»:
был предложен метод защиты с помощью струйной
эжекции, создаваемой специальной системой сжатого
воздуха вместо неэффективного душирования водой,
проведены теоретическое обоснование данного мето-
да и его экспериментальная отработка. Предложенное
решение оказалось на редкость эффективным. Эта
система работает и в настоящее время. В отработке
системы эжекции принимали участие Н.Т.Даньков,
А.П.Таланов, В.А.Хотулев.
Для исследования ударно-волновых процессов в
момент запуска ДУ при старте ракеты Р-7 был раз-
работан оригинальный метод моделирования ука-
занных процессов с помощью взрыва кислородо-
водородных смесей, при котором воспроизводятся
натурные параметры рабочих тел ДУ и в измененном
временном масштабе волновые процессы и нагрузки
(С.С.Семенов, Б.Г.Белошенко).
Обширные экспериментальные исследования были
связаны с аэрогазодинамикой компоновок в процессе
разделения их ступеней. Разделение ступеней изделия
осуществляется различными способами: с помощью
маршевых ДУ последующей активной ступени, посред-
ством рулевых двигателей активной ступени, с помо-
щью тормозных двигателей отбрасываемой ступени, с
применением специальных двигателей увода при отде-
лении боковых блоков и стартово-разгонных ступеней
КР, с использованием глухих переходных отсеков. Во
всех этих случаях требуется обеспечение безударного
и с малыми возмущениями отделения ступеней и от-
вода больших масс горячих газов струй двигателей из
межступенного отсека при «горячем» разделении.
В институте проводилось исследование газоди-
намики разделения ступеней всех разрабатываемых
в отрасли ракет и PH (Ю.В.Винтенко, В.В.Воронин).
При отработке газодинамики разделения был обнару-
жен и исследован ряд физических явлений, которые
являлись источниками повышенных силовых, тепло-
вых и нестационарных газодинамических нагрузок на
элементы конструкции ракеты: возникновение низко-
энтропийных зон от струй многосопловой ДУ, при на-
текании которых на отражатель создаются локальные
зоны давления, в несколько раз превышающего давле-
ние торможения за прямым скачком уплотнения, что
может привести к прогару и разрушению отражателя;
появление на внутренней поверхности сопла марше-
вой ДУ и в газоходах рулевых двигателей отрывов
струи, приводящих к возникновению пульсаций дав-
ления в газоходах и увеличению силовых и тепловых
нагрузок на конструкцию. Поэтому были рассмотрены
и изучены течение в межступенном отсеке при «горя-
чем» разделении ступеней ракеты с односопловой и
четырехсопловой ДУ, отрыв потока в соплах при вза-
имодействии струй с преградой (отражателем отбра-
сываемой ступени), влияние соединительных ферм
ступеней на величину нагрузок на отражатель отбра-
сываемой ступени и влияние ее на распределение
давления по донной и боковой поверхности активной
ступени; были определены также аэродинамические
характеристики отбрасываемой ступени с целью опре-
деления зон ее падения (ЮАВинтенко, В.В.Воронин,
О.И. Губанова).
Все это позволило выявить основные факторы,
определяющие величины аэрогазодинамических на-
грузок, действующих на ступени ракеты при их раз-
делении, установить оптимальные параметры меж-
ступенных отсеков с односопловой и многосопловой
ДУ и широко использовать полученные результаты при
разработке новых сложных изделий. Результаты лет-
ных испытаний подтвердили правильность принятых
решений.
Так, при отработке аэрогазодинамики ракеты-но-
сителя 8К75 возникла серьезная проблема отвода га-
зов из ее межступенного отсека. Для этого совместно
с разработчиком было предложено отводить газовые
струи равномерно во все стороны с использованием
многоскатных отражателей и ферменного соединения
ступеней.
Исследования показали отсутствие влияния фер-
мы на аэродинамические характеристики отсеков (по
сравнению с закрытыми отсеками), что позволило
получить прочностные и динамические характеристи-
ки ступеней и данные для расчета динамики их раз-
деления. Ферменные соединения ступеней были от-
работаны и внедрены разработчиком на ряде изделий.
Результаты ЛКИ подтвердили правильность принятых
решений (А.Ф.Кулябин).
243
История развития отечественного ракетостроения
Систематические экспериментальные исследова-
ния этих вопросов позволили выпустить справочные
материалы, в которых приведены аэродинамические
характеристики разделяющихся ступеней в зависимо-
сти от газодинамических параметров струй двигателей,
геометрических параметров межступенных отсеков и
взаимоположения ступеней в процессе их разделения
(А.Ф.Кулябин, Л.Д.Стеценко, ЮАВинтенко). Рекомен-
дации по газодинамическим нагрузкам дали возмож-
ность обеспечить надежное разделение ступеней всех
ракет и носителей.
Начатые в 1952 г. исследования струйных мо-
делей, имитирующих двигатели с холодными стру-
ями, показали существенное их влияние на донное
сопротивление изделия и позволили решить эту
сложную проблему в сжатые сроки. Подобные ис-
следования проводились применительно к Р-7, Р-7А,
Р-9А и в дальнейшем ко всем последующим раке-
там (А.Ф.Кулябин, И.И.Кильдышев, И.П.Тришкин,
Б.С.Кирнасов). Эти работы обеспечили более точные
аэрогазодинамические расчеты одноступенчатых и
многоступенчатых ракет. Так, исследования донного
давления при наличии четырех струй позволили уточ-
нить донное сопротивление ряда ракет и значительно
улучшить их летные характеристики. Например, уточ-
нение донного сопротивления ракеты Р-7 и ее моди-
фикации Р-7А с учетом влияния на них струй ДУ дало
возможность увеличить дальность полета указанных
ракет на 400-500 км.
Для струйных исследований разработаны специ-
альные весы и модели, а в дальнейшем созданы и
использованы стенды-генераторы струй (подогретого
воздуха, керосина, спирта и гибридного топлива на
основе каучука); была отработана весовая модель с
внугримодельным двигателем, работающим на спирте
и др. (А.Ф.Кулябин, ААЧурилин).
В 1950-е гг. были начаты изыскания в области газо-
динамики старта и шахтных сооружений, послужившие
базовой основой для нового и важного направления
газодинамики. Рассматривались проблемы исследо-
вания газодинамики шахтного старта ракеты, особенно
с учетом нагрузок на нее, обеспечения безударного
выхода из шахты и отвода от нее больших масс горяче-
го газа, были разработаны методики и проведены из-
мерения при натурной отработке старта (В.А.Хотулев,
И.В.Кострюков, Н.ТДаньков и др.).
В 1954-1962 гг. проводились широкие системати-
ческие исследования интегральных аэродинамических
характеристик моноблочных ракетных ГЧ, имеющих
форму острых и притупленных конусов, с парабо-
лической и степенной образующей при до-, транс- и
сверхзвуковых скоростях полета, в т.ч. ГЧ с тормоз-
ными щитками различной формы, обтекание которых
сопровождается возникновением передней отрывной
зоны и «жидкого конуса», а также появлением пуль-
саций давления в этой зоне (С.С.Барков, В.И.Штейер,
Ю.А.Фролов, Б.Н.Даньков, ААЯснов, В.С.Трусов).
В институте в 1958-1962 гг. начались работы по
аэродинамике отделения ГЧ практически всех разра-
батываемых одноступенчатых ракет, начиная с ракет
морского базирования на подводных лодках Р-13,
Р-21, и систематические исследования по этой про-
блеме (Б.С.Кирнасов). На основе результатов этих
исследований были выпущены справочные материа-
лы по аэродинамике отделения ГЧ ракет. Испытания
в аэродинамических сверхзвуковых трубах проводи-
лись с использованием специальных механизмов при
непрерывном в процессе работы трубы изменении
взаимоположения ГЧ и корпуса модели. Реализация
рекомендаций специалистов ЦНИИмаш в отношении
твердотопливной ракеты «Темп» по ликвидации или
значительному уменьшению возмущений ее ГЧ под
действием струй, вытекающих из отверстий обнуления
тяги ТРД в начале отделения ГЧ, дала хорошие резуль-
таты (В.И.Штейер, Б.С.Кирнасов).
В 1950-е гг. началась разработка теоретических
методов расчета аэродинамических характеристик ра-
кет и их элементов, в частности, органов управления
ракетой и ее стабилизации. С помощью этих методов
рассчитывались течения газа при сверхзвуковых ско-
ростях, пограничный слой и теплообмен, аэродинами-
ческая интерференция при обтекании блочной компо-
новки и корпуса со стабилизаторами и другие задачи.
Одной из первых фундаментальных работ в об-
ласти отрывных течений были экспериментальные
исследования С.С.Баркова. Полученные им резуль-
таты послужили основой для создания инженерных
методов расчета течений с отрывом (ЮАДемьянов,
В.Н.Шманенков, В.Т.Киреев).
На основании обширных экспериментальных и
расчетных материалов по аэрогазодинамике изделий
РКТ позже были разработаны справочные материалы
для конструкторов по аэрогазодинамике ракет. В этих
материалах приведены аэродинамические характери-
стики, в т.ч. нестационарные, различных изделий РКТ,
характеристики струйно-отрывных течений, данные о
распределенных нагрузках на объекты в широком диа-
пазоне параметров их полета.
Упомянутые материалы, позволяющие проводить
аэродинамические расчеты вновь разрабатываемых и
модернизируемых изделий отрасли и на этой основе
обеспечивать расчеты динамики их движения и проч-
ности, широко используются организациями отрасли.
В 1956 г. М.В.Савеловым была разработана ме-
тодика определения эффективной энтальпии матери-
алов, исключающая расчет теплового потока. Смысл
методики сводился к одновременному, в рамках од-
ного эксперимента, определению и эффективной
энтальпии, и теплового потока. Вместе с этим разра-
батывались методики определения температуры по-
244
Глава 4
верхности (разрушения) ТЗМ. Проведенные в 1953—
1955 гг. исследования позволили составить картину
разрушения ТЗМ ТМП-4 (НАТарасов, В.Г.Фарафонов)
и ТО-2 (А.В.Потапов).
В области теплообмена проводились разработки
методик расчета тепловых потоков по траектории
спуска объекта и экспериментальные исследования
теплообмена на различных участках поверхности
тела (притупление, боковая поверхность, днище).
Первые эксперименты (в 1955-1957 гг.) позволили
определить критериальные зависимости теплообме-
на на боковой и лобовой поверхностях конических
тел, тел с криволинейной образующей и располага-
ющихся под некоторым углом атаки (О.И.Губанова,
М.В.Савелов).
Первые данные были получены и о донном тепло-
обмене (Н.А.Тарасов). Было показано, что тепловые
потоки в области днища конуса примерно в 10 раз
меньше тепловых потоков на боковой поверхности
перед донным срезом.
На аэродинамической установке У-6 с подогревом
воздуха омическим подогревателем были начаты ис-
следования по пористому охлаждению обтекаемого
тела (М.В.Савелов). Впоследствии исследования вдува
различных газов в пограничный слой (Н.Ф.Стерликов,
О.Н.Остапович) на У-6, а также на ЭДУ У-9 позволили
установить зависимости снижения коэффициента те-
плообмена от расхода и свойств вдуваемого газа.
Результаты проведенных в 1953-1957 гг. обширных
теоретических и экспериментальных исследований в
области теплообмена, теплозащиты и свойств возду-
ха были обобщены А.В.Потаповым и Л.Е.Калихманом
в монографии «Определение необходимой толщины
слоя сублимирующего теплозащитного покрытия для
головной части изделия» (1957 г.).
В 1958-1962 гг. получили дальнейшее развитие
экспериментальные и теоретические методы исследо-
вания средств теплозащиты изделий РКТ.
В1959 г. М.В.Савеловым была построена матема-
тическая модель теплопередачи в ТЗМ и был проведен
расчет потребной толщины материала Т0-2Г5 для кон-
кретного изделия, движущегося по траектории спуска.
В1958-1961 гг. был проведен анализ влияния фи-
зико-химических процессов в пограничном слое на
величину тепловых потоков, поступающих к поверх-
ности тела (Г.А.Беда). В качестве таких процессов рас-
сматривались сублимация твердых частиц и горение
газов. Было показано, что вклад в теплообмен данных
процессов в пограничном слое значительно слабее,
чем на поверхности тела. Была разработана методи-
ка расчета уноса массы материалов, содержащих в
своем составе ~ 80 % SiO2 (Г.А.Беда, ЮАЕпишкин).
Унос массы указанных материалов обусловлен обра-
зованием жидкой пленки, испаряющейся на внешней
границе ТЗМ.
В 1958-1962 гг. была отработана методика экспе-
риментального определения эффективной энтальпии
материала в ЭДУ с использованием внешнеобтека-
емых моделей при стационарном режиме уноса их
массы в окрестности передней критической точки.
За эффективную энтальпию принималось отношение
разности конвективного и радиационного тепловых
потоков на поверхности разрушения материала к его
массовой скорости уноса.
В результате многочисленных лабораторных испы-
таний было обнаружено, что эффективная энтальпия
Не( большинства материалов линейно зависит от раз-
ности АН энтальпии торможения и энтальпии внешне-
го газа (воздуха) при температуре разрушения поверх-
ности (Не( = а+b АН, где а, b - константы). По аналогии
с чисто сублимирующими материалами коэффициент
b назвали коэффициентом вдува. Оказалось, что эти
зависимости, полученные в лабораторных услови-
ях при ламинарном режиме, в значительной степени
справедливы и для натурных условий (турбулентный
режим) при уменьшенном в 2 раза коэффициенте
вдува. Впервые это было установлено на основании
анализа летных и лабораторных испытаний в 1961 г.
Ю.Д.Пчелкиным применительно к материалу асботек-
столиту.
С помощью этой методики испытаны сотни рецеп-
тур ТЗМ, отобраны лучшие из них для использования
при создании теплозащитных систем головных частей
иСА.
Путем совместного анализа результатов летных и
лабораторных экспериментов была установлена за-
висимость эффективной энтальпии асботекстолита
от режима течения в пограничном слое, ламинарного
или турбулентного.
Проведенные в 1958-1962 гг. работы по усовер-
шенствованию ЭДУ позволили исследовать не менее
100 рецептур ТЗМ, разработанных рядом предприятий
СССР, выдать рекомендации по тепловой защите всех
изделий РКТ, создаваемых с 1965 г. предприятиями
промышленности.
В это же время были начаты работы по анализу
летных данных о теплообмене и уносе массы ТЗМ на
головных частях ракет (И.Н.Мурзинов, Ю.Д.Пчелкин,
К.Г.Омельченко).
Ввод в строй, помимо У-13, крупномасштабных
установок адиабатического сжатия У-11 и ударной
трубы У-12 позволил при исследовании теплообме-
на увеличить число Рейнольдса и получить развитый
турбулентный пограничный слой на модели, что суще-
ственно улучшило моделирование реальных условий.
В 1958-1961 гг. В.В.Луневым и О.Н.Остаповичем
впервые в СССР был теоретически и эксперименталь-
но установлен эффект снижения тепловых потоков
на боковой поверхности тела, выполненного в виде
притупленного конуса, за счет приращения энтропии
245
История развития отечественного ракетостроения
в скачке уплотнения перед притуплением, исследовано
влияние формы носка притупленных конусов и цилин-
дров на распределение давления вдоль их поверхности
(энтропийный эффект).
В процессе дальнейших исследований были обоб-
щены законы подобия Г.Г.Черного на случай обтекания
притупленных конусов под небольшим углом атаки
(В.В.Лунев, И.Н.Мурзинов, О.Н.Остапович); исследо-
вано влияние шероховатости поверхности тела и вду-
ва газа через пористую поверхность на теплообмен
(О.Н.Остапович, Н.Ф.Стерликов); на основе экспери-
ментальных данных уточнены методы расчета тепло-
обмена; в 1960 г. разработана программа численного
расчета на ЭВМ сверхзвукового обтекания притуплен-
ных конусов с учетом физико-химических процессов
(В.В.Лунев, В.Г.Павлов, С.Г.Синченко).
В 1959-1961 гг. в ЦНИИмаш начаты широкие ис-
следования вопросов радиационной газодинамики и
лучистого теплообмена. Работы в указанной области
велись как в теоретическом, так и в эксперименталь-
ном плане.
Основоположниками этого направления иссле-
дований в ЦНИИмаш являлись А.Н.Румынский (раз-
работка методов расчета лучистого теплообмена) и
Ю.А.Пластинин (разработка методов расчета и созда-
ние базы данных по радиационным характеристикам
высокотемпературных газов и продуктов сгорания
ракетных топлив). В решение отдельных вопросов су-
щественный вклад внесли В.В.Лунев, В.М.Николаев,
Н.В.Черешнева и др.
При разработке изделий РКТ в 1950-е гг. потребо-
валось развитие нового научного направления по аэ-
родинамике и теплообмену-динамики разреженного
газа. Имеющиеся данные о течениях сплошной среды
(высоты ниже 90 км) не могли быть использованы
из-за специфических особенностей газовых потоков
низкой плотности. Работы по исследованию динамики
разреженного газа в ЦНИИмаш (НИИ-88) были начаты
под руководством Л.Е.Калихмана в 1956 г.
Распоряжение Совета Министров СССР № 1620
от 03.06.1960 г. дало путевку в жизнь вакуумной аэро-
динамической установке У-16. Нестандартизированное
оборудование У-16 изготовлено заводом Уралхиммаш
и опытным производством НИИ-88. В1964 г. установ-
ка У-16 была полностью сдана в эксплуатацию, и на
ней были начаты систематические исследования аэро-
динамических характеристик и теплообмена изделий
РКТ в разреженном газе (В.Г.Фарафонов). В то время
У-16 по своим параметрам не имела себе равных (по
крайней мере, в СССР).
В целом усилиями коллектива аэрогазодинамиков
ЦНИИмаш под научным руководством ХАРахматулина
в кооперации с предприятиями отрасли в 1950-е гг.
был создан передовой для своего времени экспери-
ментальный аэрогазодинамический комплекс, на базе
которого были надежно определены аэродинамиче-
ские и тепловые характеристики первых отечественных
баллистических ракет Р-2, Р-3, Р-5, Р-5М, Р-14, Р-16,
геофизических ракет Р-5А, Р-5Б, Р-5В, межконтинен-
тальных ракет Р-7, Р-7А, Р-9А, морских ракет Р-13,
Р-21, космических ракет-носителей 8К75, 8К82, го-
ловных частей баллистических ракет. Была выбраны
схема и размеры газоотводных устройств для старта
ракеты Р-7, что в значительной мере определило об-
лик всего стартового сооружения.
Создание филиалов № 1 и №2 НИИ-88,
решение вопросов подготовки кадров,
жилищного и капитального строительства
В конце 1946 г. началось формирование филиала
№ 1 НИИ-88 для размещения вывозимых из Германии
немецких специалистов. Первая группа немецких спе-
циалистов прибыла в НИИ-88 в конце октября 1946 г,
к июню 1947 г. ее численность достигла 177 чел. Не-
которая их часть была размещена с семьями в районе
Калининграда, остальные - в филиале № 1 института
на о. Городомля на оз. Селигер, вблизи г. Осташков Ка-
лининской (ныне Тверской) области.
В состав группы входили 5 профессоров, 24 док-
тора наук, 17 дипломированных инженеров, 71 инже-
нер-практик и рабочие-производственники. Среди них
были специалисты по БРДД, ЗУР, ЖРД, гироприборам,
измерительной технике, технологии и квалифициро-
ванные рабочие, главным образом сварщики. Среди
ученых были люди, работавшие не только в ракетной,
но и в других областях техники. Как потом выяснилось,
немало прибывших специалистов не имели докумен-
тов, подтверждающих их образование и квалифика-
цию. Встречались специалисты низкой квалификации.
Первоначально немецкие специалисты были объ-
единены в «Коллектив-88». Основной их задачей была
подготовка ракет к экспериментальным пускам. Пер-
вые итоги работы немецких специалистов были под-
ведены на совещании у директора института 4 июня
1947 г., где отмечалось, что они не представляют со-
бой полностью укомплектованного коллектива, спо-
собного комплексно решать вопросы проектирования
и постройки РДД и ЗУР. Оставалась надежда, что нем-
цы будут полезны в работе по изучению и испытаниям
Фау-2, смогут создать на ее основе РДД с более высо-
кими характеристиками.
В августе 1947 г. «Коллектив-88» реорганизуется
в отдел «Г»(руководитель - дипломированный инже-
нер Х.Греттруп). В июне 1948 г. все немецкие специ-
алисты были сосредоточены в филиале № 1.
Единственной самостоятельной работой немецких
специалистов была попытка разработки проекта БРДД
дальностью 600 км с индексом «Г-1» (Р-10). Пред-
246
Глава 4
ставляя собой улучшенный вариант Фау-2, эта ракета
должна была иметь стартовую массу 19 т, сухую массу
1,85 т, относительную конечную массу 0,045, отклоне-
ние по дальности и направлению ±15 км, массу топли-
ва 16,05 т (жидкий кислород -11,7 т, спирт - 4,35 т),
тягу ЖРД - 27000 кгс, удельную тягу - 257 с. Кон-
структивные особенности - отделяемая ГЧ, несущий
спиртовой бак, привод турбины двигателя за счет от-
бора газов из камеры сгорания.
24 сентября 1947 г. проект РДД Г-1 обсуждался на
заседании научно-технического совета института. До-
клад о проекте сделал Х.Грепруп. Он отметил, что ему
известно о работах «полковника Королева» по соз-
данию РДД с дальностью полета 600 км, что следует
разрабатывать оба проекта и предложил в этом деле
соревнование советских и немецких специалистов.
В решении НТО по Г-1 отмечалось, что проект
содержит ряд интересных идей, но по степени своей
разработки он не является даже эскизным, а только
аванпроектом, т.к. не содержит достаточного теорети-
ческого обоснования основных положений; рекомен-
довалось учесть замечания, продолжить работы и до-
вести их до уровня технического проекта.
28 декабря 1948 г. проект Г-1 вновь обсуждался
на НТС. В принятом решении было рекомендовано
форсировать экспериментальную отработку ракеты
и прежде всего испытать в полете систему управле-
ния. Работы над проектом продолжались и в 1949 г.,
но до уровня технического он так и не был доведен.
По идеям, заложенным в проекте, не удалось создать
ни приборов управления, ни двигательной установки.
Руководство Министерства вооружения все боль-
ше убеждалось, что проект РДД Г-1 неосуществим.
К тому же в октябре 1949 г. были проведены летные
испытания ракеты 2РЭ (экспериментальный вариант
РДД Р-2), созданной в НИИ-88 главным конструкто-
ром С.П.Королевым. Испытания показали, что путь,
избранный советскими специалистами, является более
правильным и ведет к быстрой реализации проекта,
тогда как немецкий проект Г-1 с теми же данными, что
и у Р-2, был весьма далек от осуществления. Работы
над Г-1 продолжались до начала 1950 г. и затем были
прекращены. Не привели к практическим результатам и
работы немецких специалистов по зенитным ракетам.
В октябре 1951 г. в филиале № 1 были прекращены все
работы секретного характера, а месяцем раньше было
принято решение об отправке немецких специалистов
в Германию, начатой в декабре 1951 г. и завершенной
в ноябре 1953 г.
Работы немецких специалистов в НИИ-88 рассмо-
трены несколько подробнее в связи с тем, что сведе-
ния о них используются некоторыми авторами для не-
правильного толкования истории развития советской
РКТ. Так, утверждается, что с деятельностью немецких
специалистов связано создание всех одноступенчатых
ракет, разработка искусственного спутника Земли, что
вообще «все великие достижения русских начались с
острова Городомля на озере Селигер».
Безусловно, наши специалисты почерпнули у нем-
цев некоторый опыт. Это относится к методике иссле-
дования отдельных проблем, моделированию процес-
сов, освоению технологических приемов, например
электросварки сплавов алюминия, предстартовой под-
готовки и других частных вопросов. Если же говорить
об общей оценке вклада немецких специалистов, то
следует признать, что выводы совещания в июне 1947 г.
оказались правильными. Это подтверждают и высказы-
вания ведущих специалистов Пенемюнде, работавших
впоследствии в США. Так, главный конструктор Фау-2
В. Фон Браун утверждает: «Все наиболее талантливые
специалисты из Пенемюнде попали в США», «СССР
все же удалось получить главного специалиста по
электронике Хельмута Грепрупа, но он оказался един-
ственным крупным специалистом из Пенемюнде в их
руках» («Советские исследования космического про-
странства». Перевод ГОНТИ-1,1972. Стр. 5,48).
После отправки немецких специалистов в Германию
на территории филиала № 1 велись исследования, свя-
занные с определением гарантийных сроков хранения
ракет и некоторых комплектующих их агрегатов, другие
второстепенные работы. В1958 г. филиал № 1 был пе-
редан в Госкомитет судостроительной промышленности.
В начальный период развития института для решения
возникающих сложных вопросов формировались но-
вые подразделения. Согласно приказу директора № 64
от 4 августа 1948 г. создается отдел «И» (отдел № 12,
испытаний, начальник - П.В.Цыбин) со следующими
задачами: проведение стендовых и летных испытаний
РДД, ЗУР с использованием, в частности, эксперимен-
тальных летающих лабораторий и мишеней, обработ-
ка результатов испытаний, разработка инструкций по
эксплуатации ракет, проектирование стендового обо-
рудования, летающих мишеней и экспериментальных
летающих лабораторий. К концу 1948 г. отдел насчиты-
вал 154 инженерно-технических работника и 222 рабо-
чих. В соответствии с постановлением Совмина СССР
№ 2018/791 от 11 июня 1948 г. отдел вел в Загорском
(ныне Сергиев-Посадском) районе Московской обла-
сти строительство заводской станции огневых испыта-
ний и кислородного завода. Создание первой очереди
этого испытательного комплекса завершилось в 1949 г.
На базе этой станции и отдела «И» в августе 1950 г. был
образован филиал № 2 НИИ-88. В1956 г. Филиал № 2
стал самостоятельной организацией - НИИ-229.
Становление института требовало решения мно-
жества проблем. Одной из центральных стала про-
блема подготовки кадров, требующихся в большом
количестве. Многие работники впервые встречались
с ракетной техникой, нуждались в переквалификации.
Времени на это отводилось немного.
247
История развития отечественного ракетостроения
К 1946 г. отрасль располагала определенным ко-
личеством высококвалифицированных специалистов,
работавших в довоенный период и в годы Великой
Отечественной войны в учреждениях и на предприяти-
ях, связанных с разработкой ракетной техники (ГДЛ,
ГИРД, РНИИ-НИИ-З-НИИ-1, КБ-2 и группа РУ в ОКБ
4-го спецотдела НКВД (с 1944 г. - ОКБ-СД), СКБ заво-
да «Компрессор», КБ института автоматики, кафедры
вузов, опытные и серийные предприятия по производ-
ству ракетного вооружения). Они, имея опыт научно-
исследовательской и опытно-конструкторской работы,
могли опереться на теоретический и эксперименталь-
ный задел, созданный в прежние годы по основным
направлениям ракетной техники, и послужили костя-
ком создававшихся коллективов.
За 1948 г. численность научных, инженерно-тех-
нических работников и конструкторов увеличилась
на 13,5 %, в т.ч. работавших в научных отделах -
на 48 %. Еще быстрее росли коллективы, работающие
на ведущих направлениях. Например, численность от-
дела аэродинамики выросла за 1948 г. в 2,8 раза.
В 1947-1948 гг. в институте сложилась система
подготовки, переподготовки и повышения квалифи-
кации кадров. При НИИ-88 создается консультацион-
ный пункт Всесоюзного заочного политехнического
института, зачислены первые 45 сотрудников. К тому
времени 50 специалистов уже являлись аспирантами
при различных вузах.
В 1946-1948 гг. был выполнен большой объем
работ по производственному и жилищному строитель-
ству, созданию экспериментальной базы.
Строительные работы начались уже в 1946 г.
Первоочередными были реконструкция корпуса для
сборки РДД, переоборудование и строительство по-
мещений для научно-исследовательских лабораторий,
строительство испытательной станции, постройка жи-
лья общей площадью 10000 м2. В первые послевоен-
ные годы строительные организации не могли обе-
спечить необходимый размах работ, поэтому к ним
привлекались подразделения института. В 1947 г.
своими силами выполнено строительных работ на
27 млн 870 тыс. руб., что составило 46 % всего объ-
ема капитальных вложений НИИ-88.
Согласно постановлению Совета Министров СССР
от 7 мая 1947 г. институту передается часть территории
аэродрома Министерства Вооруженных Сил со всеми
службами, производственными и жилыми помещени-
ями. Там стали располагаться научно-исследователь-
ские подразделения и экспериментальные цехи, раз-
мещавшиеся ранее на территории завода №88.
Одновременно со строительством помещений ве-
лись работы по созданию экспериментальной базы на-
учно-исследовательских подразделений.
При отделе «А» создается для изготовления моде-
лей и приборов цех 110. В октябре 1947 г. организуется
КБ для разработки аэродинамических труб, моделей и
испытательной оснастки (начальник - В.МДьяков).
Наиболее крупной работой отдела «А» в этот период
было сооружение сверхзвуковой аэродинамической
трубы СЗТ-1 (в настоящее время У-1).
Стенды для испытания модельных и натурных дви-
гательных установок разрабатывались созданным при
отделе «И» КБ-2 (начальник - Н.М.Виленкин). Одной
из наиболее крупных работ того периода была разра-
ботка для филиала № 2 проекта стенда, предназначав-
шегося для испытаний двигателей БРДД Р-1 и Р-2. Как
всякая новая крупная работа, проектирование его было
связано с решением многих ранее не встречавшихся
вопросов, из которых наиболее сложные - разработка
механизмов установки изделия и устройств для изме-
рения тяги. Стенд был сооружен в 1949 г.
С целью обеспечения единой технической поли-
тики при формировании экспериментальной базы КБ
отдела «А» и КБ-2 отдела «И» объединяются в одно
подразделение - ОКБ НИИ.
При отделе «П» образуется опытный цех для из-
готовления приборов и приспособлений, необходимых
в процессе прочностных испытаний (начальник цеха—
И.И.Судаков).
На базе существовавшей при отделе «М» механиче-
ской мастерской создается опытный цех (начальник -
С.Н.Данилов) для обслуживания материаловедческого
направления.
Первым энергетическим подразделением, специ-
ально предназначенным для обеспечения научно-экс-
периментальных работ, стала компрессорно-баллон-
ная станция (впоследствии цех № 115), на которой
в 1948 г. устанавливаются первые четыре компрессора.
Задача создания исходной производственной
и экспериментальной базы была решена в сжатые
сроки, что позволило уже в 1948 г. вести НИР и ОКР
в плановом порядке.
На пути к выполнению
головной роли в развитии РКТ
Наличие в 1956 г. в составе НИИ-88 двух сфор-
мировавшихся крупных достаточно самостоятельных
звеньев, претендующих на дальнейшее значительное
развитие по своим направлениям деятельности - с
одной стороны, конструкторской организации и силь-
ного производства, а с другой стороны, научного цен-
тра с широкой перспективной тематикой и развитой
экспериментальной базой, выходящими за пределы
потребностей ОКБ-1 С.П.Королева - привело к не-
обходимости реорганизации института. Поэтому со-
гласно решению Совета Министров СССР № 4912 от
13 августа 1956 г. из НИИ-88 в самостоятельную ор-
ганизацию выделилось ОКБ-1 вместе с опытным за-
248
Глава 4
водом. Она стала именоваться ОКБ-1 ГКОТ. Ее дирек-
тором и главным конструктором был назначен Сергей
Павлович Королев. Согласно этому же постановлению
самостоятельной научно-исследовательской организа-
цией становился Загорский филиал № 2 НИИ-88. Он
превратился в научный испытательный центр ракетных
двигателей и ракет - НИИ-229. Его директором был
назначен Глеб Михайлович Табаков.
По разделительному акту на 1 октября 1956 г. в ОКБ-1
переходили 1939 чел., на экспериментальный за-
вод - 10190 чел., в НИИ-229 - 1679 чел. Чис-
ленность сотрудников НИИ-88 уменьшилась и
на 1 января 1957 г. составляла 5891 чел. Но-
вая структура института после выделения ОКБ-1,
опытного завода № 88 и филиала № 2 выглядела сле-
дующим образом:
-	отдел № 11 аэродинамики с экспериментальным
цехом №110;
-	отдел № 13 материаловедения с эксперименталь-
ным цехом № 108;
-	отдел № 14 прочности с экспериментальным це-
хом №109;
-	отдел № 20 измерительной техники с экспери-
ментальным цехом № 112;
-	отдел научно-технической информации с науч-
но-технической библиотекой;
-	ОКБ-2, в состав которого входили отдел № 22
(отдел двигателей), отдел № 23 (турбонасосных агре-
гатов), отдел № 24 (отдел двигательных установок),
отдел № 25 (стендового оборудования), отдел № 26
(серийно-конструкторский), отдел № 27 (технический
отдел), станции холодных испытаний, а также цеха;
механосборочный, турбонасосных агрегатов, метал-
лургический, нестандартного оборудования, инстру-
ментальный;
-	ОКБ-3, включавшее в себя отдел № 30 (конструк-
торский), отдел № 31 (огневых испытаний), отдел № 32
(рабочих процессов), отдел № 33 (технологический),
отдел № 34 (гидравлических испытаний), станцию ог-
невых испытаний;
-	Осташковский филиал № 1 НИИ-88;
-	конструкторское бюро технологического обору-
дования, специализировавшееся на разработке нестан-
дартного оборудования (в 1959 г. КБТО переименовы-
вается в особое конструкторское бюро НИИ-88);
-	базовое бюро стандартизации и взаимозаменя-
емости, на которое были возложены техническое и
организационно-методическое руководство, планиро-
вание и координация работ по стандартизации и нор-
мализации в отрасли;
-	небольшое опытное производство, управленческий
аппарат, энергетическая и обеспечивающие службы.
В составе института остались научно-техниче-
ский и ученый советы. В 1956 г. в институте создается
служба главного энергетика и механика, ей придаются
цеха № 115 (компрессорный), № 116 (сантехнический),
№117 (электроцех), № 118 (монтажно-такелажный);
образуется автохозяйство - цех № 100, ремонтно-стро-
ительный цех № 114, складское хозяйство, типография.
Приказом министра № 64 от 10 февраля 1957 г.
в НИИ-88 организуется вычислительный центр, а так-
же отдел № 10 (отдел динамики полета, начальник -
А.Г.Пилютик). Задачами отдела были перспективные
исследования и выдача рекомендаций по баллистике,
автоматическому управлению движением ракет и обе-
спечению их устойчивости. В состав отдела входили
секторы баллистики, устойчивости движения, авто-
матического управления, лаборатории моделирующих
аналоговых и цифровых установок. Вычислительная
база отдела включала в себя электромоделирующую
машину МПТ-9, электромоделирующую нелинейную
установку МН-8, электромоделирующую установку
«Электрон», универсальную цифровую вычислитель-
ную машину «Урал» и электронно-вычислительную
машину ЭВ-80-3.
С выделением из состава НИИ-88 ОКБ-1 С.П. Ко-
ролева с опытным заводом и Загорского филиа-
ла № 2 существенно меняется характер деятельности
института. Полностью прекращались проектно-кон-
структорские и производственные работы по созданию
ракетных комплексов и огневые испытания двигателей
и ракет. В связи с этим руководство Совета Министров
и Государственного комитета оборонной техники по-
ставило перед институтом новую и сложную задачу -
проведение исследований по обоснованию перспектив
развития ракетной и космической техники и разработ-
ке рациональной технической политики в области соз-
дания стратегического ракетного вооружения и кос-
мических систем оборонного, народнохозяйственного
и научного назначения. НИИ-88 становился головной
научно-исследовательской организацией отрасли,
и ему предписывалась выдача официальных заклю-
чений на все предложения и проекты главных кон-
структоров по разработке новых ракет и космических
объектов или усовершенствованию существующих.
Заключения должны были содержать оценку техни-
ческого совершенства этих проектов и рекомендации
о целесообразности их реализации на фоне всей со-
вокупности ОКР, проводимых ракетно-космической
отраслью, с учетом финансовых и производственных
возможностей.
Поручение головной роли институту определялось
несколькими обстоятельствами. Прежде всего много-
образием возможных вариантов развития ракетного
вооружения и космических систем и большим коли-
чеством предложений главных конструкторов о новых
разработках, превышающих финансовый и производ-
ственный потенциал отрасли. Поэтому требовались
обстоятельные системные исследования данной про-
блемы и разработка обоснованных рекомендаций
249
История развития отечественного ракетостроения
о рациональных путях развития ракетной и космиче-
ской техники с учетом всех факторов. Кроме того, по-
ручение такой задачи научно-исследовательской орга-
низации, свободной от разработки конкретных ракет и
космических объектов, обуславливало объективность
оценки предложений и проектов КБ и НИИ.
Второй задачей НИИ-88 было проведение теорети-
ческих и научно-экспериментальных исследований в
области аэрогазодинамики, теплообмена, динамики,
прочности, создания и изыскания новых конструкци-
онных материалов и теплозащитных покрытий, разра-
ботки измерительных средств для стендовых и поли-
гонных испытаний в обеспечение разработок всех КБ и
НИИ отрасли. При этом указывалось на необходимость
расширения и углубления проводимых исследований
для создания научного и методического задела, рас-
считанного на перспективу развития объектов РКТ.
За институтом сохранялись и даже расширялись
задачи по выполнению силами ОКБ-2 и ОКБ-3 опыт-
но-конструкторских работ по созданию ЖРД на высо-
кокипящих компонентах топлива для ЗУР и перспек-
тивных двигателей подобного типа для баллистических
ракет дальнего действия наземного и морского бази-
рования. Конечно, следуя указанной логике формиро-
вания головной роли института и освобождения его от
разработки конкретных изделий, конструкторские под-
разделения НИИ-88 - ОКБ-2, ОКБ-3 и отдел № 20 спе-
циальных измерительных систем - развивались в на-
правлении укрепления их самостоятельности с целью
возможности выделения из института в ближайшем
будущем. Это осуществлялось за счет развития струк-
туры подразделений, строительства необходимых зда-
ний, лабораторий, стендов и подкрепления их новыми
филиалами. Так, согласно приказу министра ГКОТ
№ 484 от 19 ноября 1956 г. образуется филиал ОКБ-2
НИИ-88 при СКБ-385. В соответствии с приказом на-
чальника 7-го главка ГКОТ № 14 от 25 апреля 1957 г.
создается филиал ОКБ-3 НИИ-88 на Днепропетров-
ском заводе № 586, а по приказу № 347 от 28 июля
1960 г, выпущенному на основе совместного решения
ГКОТ и пензенского Совнархоза, - филиал НИИ-88 в
составе завода № 50 пензенского Совнархоза по про-
изводству измерительной аппаратуры для оснащения
ракетной техники.
Вскоре выделение указанных ОКБ-2, ОКБ-3 и
Осташковского филиала № 1 из НИИ-88 стало свер-
шившимся фактом. Осташковский филиал № 1 после
выезда из него немецких специалистов имел неболь-
шое производство некоторых приборов системы ав-
тономного управления и нестандартной аппаратуры
для стендов. Поэтому постановлением Совмина СССР
№ 723-345 от 2 июля 1958 г. он был передан НИИ-994
Госкомитета по судостроению. Приказом министра Го-
сударственного комитета по оборонной технике в дека-
бре 1958 г. ОКБ-2 и ОКБ-3 НИИ-88 были объединены
в одно подразделение - ОКБ-2 - под руководством
А.М.Исаева, которое в 1959 г. выделилось в самостоя-
тельную организацию - ОКБ-2 ГКОТ. Ее директором и
главным конструктором назначается А.М.Исаев.
Правительство придавало большое значение науч-
но-исследовательской и экспериментальной деятель-
ности НИИ-88. В связи с этим было принято решение
о создании дублера института с хорошей эксперимен-
тальной базой по прочности и аэродинамике: на Юж-
ном Урале в г. Миасс на площадке СКБ-385 началось
строительство необходимых корпусов и объектов. Этот
дублер предназначался для перебазирования всего
НИИ-88 и обеспечения его непрерывной работы на
случай войны. Тогда считалось, что удаление в глу-
бину территории Советского Союза такого важного
научного объекта должно обеспечить его полную без-
опасность и работоспособность. С появлением МБР
изначальное назначение дублера потеряло смысл, и
создание объекта в 1963 г. было отменено, а постро-
енные корпуса (прочности, аэродинамики и лабора-
торный) были переданы в распоряжение СКБ-385
В.П.Макеева. В аэродинамическом корпусе были раз-
мещены гидродинамические установки для обеспече-
ния работ СКБ-385.
В начальный период времени после выделения
ОКБ-1 работы НИИ-88 по исследованию перспектив
развития ракетной и космической техники проходили
достаточно вяло. Руководство ГКОТ выразило неудов-
летворенность деятельностью института как головной
организации отрасли. И, как было принято в те време-
на, провело расширенное собрание партхозактива по
рассмотрению итогов работы института за два года с
приглашением руководящих работников промышлен-
ности и партии.
Партхозактив НИИ-88 собрался в мае 1958 г.
На нем присутствовали министр ГКОТ К.Н.Руднев, на-
чальники главков Л АГришин, Г.Г.Гоцеридзе, заместите-
ли начальника 7-го главка Е.Н.Рабинович, САБойцов,
от Совмина - СССР Г.Н.Пашков, от оборонного от-
дела ЦК КПСС - МАСуббочев, секретари обкома и
горкома партии, от ОКБ-1 - С.П.Королев, В.П.Мишин,
С.О.Охапкин, Б.ЕЧерток и др. Как видно по составу при-
глашенных, этому партхозактиву придавалось принци-
пиальное значение в деле активизации работы институ-
та и сосредоточения его внимания на главных задачах.
Критики была в избытке. Особо отмечалась недостаточ-
ная работа института по превращению его в головную ор-
ганизацию отрасли. Указывалось на то, что если задачей
ОКБ-1 является создание образцов ракетной техники,
то целью работы института должны быть исследование
и обоснование перспектив развития баллистических
ракет, а также расширение и углубление исследований
по аэродинамике, теплообмену, прочности, динамике,
материаловедению в обеспечение создания новых ракет
в рамках Госкомитета по оборонной технике. Институту
250
Глава 4
было предложено разработать план практических меро-
приятий по превращению его в головную организацию
отрасли и устранению отмеченных недостатков.
С целью интенсификации деятельности НИИ-88 в
июле 1959 г. вместо перешедшего на другую работу
А.С.Спиридонова директором - научным руководи-
телем института был назначен ГАТюлин. С1946 г. он
занимал ответственные посты в Управлении ракетного
вооружения Министерства обороны; перед назначени-
ем в НИИ-88 был заместителем начальника НИИ-4 МО
по научной части и хорошо знал возможности ракетно-
космической техники. Это было, по-видимому, лучшее
решение для утверждения головной роли НИИ-88.
Так как Георгий Александрович до этого времени
представлял интересы Министерства обороны, это
было, по-видимому, лучшее решение для утверждения
головной роли НИИ-88.
Свою практическую работу в институте новый ди-
ректор начал с определения четких перспектив раз-
вития НИИ-88 и его научной тематики, укрепления
экспериментальной базы и проведения серьезных
организационных улучшений. На базе отдела № 10
(отдел динамики полета) создается комплекс № 1
(баллистических ракет и динамики полета) под задачи
системных исследований перспектив развития ракет-
ного вооружения. Начальником нового комплекса был
назначен А.Г.Пилютик. В состав комплекса № 1 были
включены отделы: № 10 (отдел динамики, начальник-
А.Г.Пилютик), № 15 (систем управления полетом, воз-
главляемый молодым и уже известным специалистом
из ОКБ Ленинградского политехнического института
А.Т.Горяченковым), № 18 (баллистических ракет, руко-
водителем которого был видный военный специалист
из НИИ-4 МО инженер-подполковник, кандидат техни-
ческих наук С.Г.Гриншпун), № 19 (стартовых систем,
возглавляемый В.В.Казанским).
Большой отдел аэродинамики № 11 ИАПаничкина
разукрупняется и превращается в комплекс № 2 (аэро-
газодинамики, гиперзвукового теплообмена и ударно-
волновой механики). Руководителем комплекса № 2
назначается молодой ученый института ЮАДемьянов.
В состав комплекса входят три отдела: № 20 (аэро-
газодинамики, руководимый ААЧурилиным), № 21
(гиперзвукового теплообмена и средств теплозащиты,
ГАТюлин (1914-1990 гг.). Герой Социали-
стического Труда. Генерал-лейтенант-инже-
нер. С 1959 г. - директор НИИ-88 (ФГУП
ЦНИИмаш). С 1961 г. - заместитель Предсе-
дателя Госкомитета СССР по оборонной тех-
нике. С1963 г. - первый заместитель предсе-
дателя ГКО. С 1965 г. - первый заместитель
министра общего машиностроения. Лауреат
Ленинской премии.
начальник - М.В.Савелов), № 24 (аэрофизики и удар-
но-волновой механики, начальник - В.В.Третьяков).
Перед комплексом № 2 ставится задача проведения
теоретических и экспериментальных исследований в
области аэродинамики, теплообмена, аэрофизики, га-
зодинамики старта, ударно-волновой механики ракет и
космических объектов.
ГАТюлин объединяет два больших отдела: № 13
(материаловедения) и № 14 (прочности) в единый
комплекс № 3 (материаловедения и прочности ра-
кетных систем). Начальником комплекса назначается
Г.Г.Конради. В состав комплекса входят четыре отдела:
№ 31 (прочности, начальник - А.В.Кармишин), № 32
(металлических материалов и сварки, начальник -
Н.В.Шиганов), № 33 (разработки теплозащитных по-
крытий и неметаллических материалов, начальник -
И.С.Белевич), № 34 (исследования механических
свойств материалов, начальник - В.П.Дегтярев) и
лаборатория № 30 (разработки тензоизмерительной
аппаратуры, начальник - В.Г.Шолухов).
На базе отдела № 20 (специальной измерительной
аппаратуры) ГАТюлин создает комплекс № 5 (поли-
гонных и стендовых средств измерений). Руководи-
телем комплекса был назначен главный конструктор
к.т.н. И.И.Уткин. Комплекс № 5 состоял из четырех от-
делов: № 50 (датчиков, усилителей, преобразователей
и коммутирующих устройств, начальник - В.И.Дюков),
№ 51 (разработки новых регистрирующих и радиоте-
леметрических систем, начальник - О.Д.Комиссаров),
№ 52 (автоматизации измерений и предстартовой
подготовки, начальник - А.В.Милицин), № 53 (кон-
структорский, бортовой и наземной аппаратуры, на-
чальник - А.Н.Лапшин). Задачами комплекса № 5
являлись разработка и производство нестандартных
измерительных средств для полигонных и стендовых
испытаний ракет и космических объектов.
В рамках института создается комплекс № 4 (элек-
троракетных двигателей и физики газов высоких раз-
режений). Его руководителем назначается опытный
специалист института С.Д.Гришин. В комплекс № 4
входят два отдела: № 40 (электроракетных двигателей,
начальник - В.П.Беляков) и № 41 (газодинамики раз-
реженного газа и магнитной газовой динамики, на-
чальник - В.Г.Фарафонов).
Г.А.Тюлин развивает также вычисли-
тельный центр. По инициативе директора
в практику вводятся четкое планирование
научно-исследовательских работ в инсти-
туте и оценка научной значимости завер-
шенных исследований. Георгием Алексан-
дровичем были сформулированы задачи
и направления деятельности НИИ-88 на
ближайшую пятилетку, которые в сентябре
1960 г. были утверждены решением Совета
Министров СССР.
ГЛАВА 5
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ УР-200, УР-500
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ С МБР ЛЕГКОГО КЛАССА УР-100 УР-100М
ПРОЕКТЫ «ТАРАН» И Д-8
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ Р-14 Р-16 И ИХ МОДИФИКАЦИЙ
ПРОЕКТЫ Р-15, Р-26
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТНОГО КОМПЛЕКСА Р-36 И МОДИФИКАЦИЙ
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫХ РАКЕТ С ДВИГАТЕЛЯМИ НА ТВЕРДОМ
ТОПЛИВЕ РТ-1, РТ-2, РТ-2П, РТ-15
ПОДВИЖНЫЙ СТРАТЕГИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС РТ-20П
МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА «ГНОМ»
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО МОРСКИХ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ Р-27, Р-29 И ИХ МОДИФИКАЦИЙ
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО КОСМИЧЕСКИХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ «СПУТНИК», «ВОСТОК»,
«ВОСХОД», «МОЛНИЯ», «ПОЛЕТ», «СОЮЗ» И ИХ МОДИФИКАЦИЙ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС Н1-ЛЗ
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО КОСМИЧЕСКИХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ УР-500К «ПРОТОН»
РАЗРАБОТКА РАКЕТЫ УР-700
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ «КОСМОС»
ПРОЕКТЫ РК-100, Р-56
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО КОСМИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ЦИКЛОН-2»
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «КОСМОС-ЗМ»
РАЗГОННЫЕ БЛОКИ «Е», «И», «Л»
ВКЛАД ЦНИИмаш В РАЗВИТИЕ ТЕЧЕСТВЕННОЙ РАКЕТН ;-К ИЖЧЕСКЙЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ
1960-е годы
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
1$£JiejCfnepc£
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
УНИВЕРСАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА
УР-200
Первой работой ОКБ-52 в области ракетных ком-
плексов с БР и ракет-носителей стала разработка уни-
версальной баллистической ракеты УР-200, начавшаяся
в соответствии с постановлениями ЦК КПСС и СМ СССР
от 16 марта 1961 г. и от 1 августа 1961 г. Постановлением
ЦК КПСС и СМ СССР от 16 апреля 1962 г. «О важней-
ших разработках межконтинентальных баллистических
и глобальных ракет и носителей космических объектов»
было принято решение о сосредоточении сил и ресурсов
КБ, НИИ и промышленности на создании в числе дру-
гих образцов ракетной техники универсальной ракеты
УР-200, предусмотренной к разработке в ОКБ-52 Госу-
дарственного комитета СМ СССР по авиационной тех-
нике постановлениями ЦК КПСС и СМ СССР 1 августа
1961 г. и 2 марта 1962 г. в варианте межконтиненталь-
ной ракеты с баллистической траекторией для транс-
портировки спецзаряда и глобальном варианте для до-
ставки к цели спецзаряда с началом летных испытаний
в IV квартале 1963 г.
В соответствии с вышеупомянутыми постановлени-
ями ракета УР-200 создавалась в следующих вариантах:
-	УР-200 - ракета-носитель космических аппара-
тов и межконтинентальная баллистическая ракета;
-	УР-200А - орбитальная межконтинентальная
(глобальная) ракета с неманеврирующей или маневри-
рующей в атмосфере головной частью.
В разработке как перспектива развития УР-200 так-
же находились:
-	УР-200Б - универсальная ракета с повышенной,
по сравнению с УР-200, энергетикой;
-	УР-200В - вариант УР-200 для размещения в ШПУ;
-	УР-200УВ - вариант УР-200 для размещения в
ШПУ повышенной защищенности.
Для оснащения ракеты УР-200 разрабатывался
комплекс средств противодействия ПРО. Также про-
рабатывались на базе УР-200 комплекс с ракетой УБ,
предназначенной для поражения военно-морских объ-
ектов противника самонаводящейся ГЧ. Ракеты УР-200
и УР-200А должны были обеспечивать:
-	выведение КА ИС (истребитель спутников для
системы противокосмической обороны) со стартовой
массой до 1,6 т на орбиту 250-300 км;
-	выведение КА УС (управляемый спутник для си-
стемы морской космической разведки и целеуказания)
со стартовой массой до 2,5 т на эллиптическую орбиту
с апогеем 264 км;
-	доставку неуправляемых боевых блоков мас-
сой до 2,5 т на максимальную прицельную дальность
12000 км и массой до 2 т на 14000 км с точностью не
хуже ±4 км по дальности и ±3 км по направлению;
252
Глава 5
-	выведение ГЧ с маневрирующей авиационной
баллистической головкой АБ-200 на орбиту высотой
порядка 150 км.
В качестве разработчиков составных частей ком-
плексов и ракеты УР-200 были определены:
-	по системе управления - НИИ-885 ГКРЭ под ру-
ководством Главного конструктора Н.А.Пилюгина;
-	по двигательным установкам первой и второй
ступени - ОКБ-154 ГКАТ под руководством Главного
конструктора С.А.Косберга;
-	по наземному комплексу - ГСКБ Спецмаш под
руководством Главного конструктора В.П.Бармина.
Система управления разрабатывалась в двух вари-
антах - полностью автономная инерциальная и инер-
циальная с использованием радиокоррекции.
Ракетные двигатели для всех ступеней выполнялись
по замкнутой схеме с дожиганием газогенераторного
газа, за исключением рулевого ЖРД второй ступени
РД-0207, выполненного по открытой схеме.
Автоматизированный стартовый комплекс разра-
батывался в вариантах наземного и шахтного бази-
рования. Для летных испытаний ракеты УР-200 был
адаптирован наземный стартовый комплекс ракеты
разработки ОКБ М.К.Янгеля Р-16 типа «Шексна».
Наземное технологическое оборудование для экс-
плуатации ракеты УР-200 было разработано филиа-
лом № 2 ОКБ-52 (затем ОКБ «Вымпел») под руковод-
ством заместителя Генерального конструктора ОКБ-52
В.М.Барышева. Комплекс наземного оборудования и
стартовый комплекс в сочетании с другими системами
253
История развития отечественного ракетостроения
обеспечивали для всех вариантов ра-
кеты УР-200 высокую боеготовность
ракетного комплекса. Было обеспе-
чено время пуска 8-15 мин, в зависи-
мости от степени готовности. Основ-
ным координирующим органом работ
кооперации по созданию УР-200 яв-
лялся Совет Главных конструкторов,
возглавляемый В.Н.Челомеем.
Универсальная ракета УР-200 -
жидкостная двухступенчатая двухка-
либерная, выполнена по тандемной
схеме. ДУ всех ступеней на высоко-
кипящих компонентах топлива. Баки
горючего и окислителя являлись не-
сущими элементами конструкции.
Для демпфирования колебаний
жидкости при движении ракеты в
баках были предусмотрены специ-
альные перегородки. Межбаковые
отсеки первой и второй ступени ис-
пользовались для размещения бло-
ков системы управления. Все блоки
Ракета УР-200 оборудования группировались по
функциональному назначению, что
улучшало условия эксплуатации изделия.
Головные части стыковались к носителю через спе-
циальные переходные отсеки по унифицированным
стыковочным местам. Для уменьшения возмущений
ГЧ при отделении был применен метод отделения с по-
мощью специальных пороховых двигателей, устанавли-
ваемых в хвостовой части ускорителя второй ступени и
осуществлявших его торможение после подрыва пиро-
болтов крепления полезной нагрузки к PH. Помимо это-
го, полученный ускорителем второй ступени тормозной
импульс изменял его траекторию относительно траекто-
рии ГЧ, что позволяло использовать корпус ускорителя
в качестве ложной цели для ПРО противника.
Конструкция головных частей УР-200 в вариантах
межконтинентальной баллистической и глобальной
ракет обладала высокой степенью новизны, в частно-
сти, конструкция корпуса неуправляемого ББ впервые
в стране была выполнена из стеклопластика, защищае-
мого полимеризованным теплозащитным материалом.
Такое решение обеспечивало существенное повышение
конструктивно-эксплуатационных свойств корпуса ББ.
Другой особенностью ракеты УР-200 стало приме-
нение в качестве оснащения баллистической ракеты ГЧ
с возможностью маневра за счет использования аэро-
динамического качества. Разработка такой ГЧ в каче-
стве боевого оснащения баллистической ракеты была
задана впервые в мире. Маневрирующая ГЧ получила
название АБ-200—авиационная баллистическая голов-
ная часть ракеты УР-200. АБ-200 должна была после
отделения от носителя совершать полет по низкой ор-
бите (примерно 150-160 км) и после одного-двух вит-
ков осуществлять вход в атмосферу, реализуя при дви-
жении к цели маневр в вертикальной и горизонтальной
плоскостях за счет аэродинамического качества. Воз-
можность маневрирования в атмосфере обеспечивала
повышение точности и эффективности преодоления
ПРО противника. Повышению эффективности преодо-
ления ПРО должны были также способствовать ряд
мероприятий по снижению радиолокационной замет-
ности ГЧ и использование средств радиотехнической
защиты. Разработка маневрирующей ГЧ, способной к
осуществлению маневра в атмосфере на столь высо-
ких скоростях, осуществлялась впервые в мире.
Благодаря размещению трубопроводов заправки
на борту ракеты обеспечивался дистанционный слив
компонентов топлива при несостоявшемся старте.
Это обстоятельство играло важную роль с точки зрения
обеспечения безопасности обслуживающего персонала
при работе с ракетой на старте.
Обеспечение высокого технологического уровня
ракеты было реализовано за счет максимально пол-
ного использования многолетнего технологического
опыта и наиболее совершенного технологического
оборудования авиационной промышленности. Кон-
струкция деталей, узлов и изделия в целом предусма-
тривала возможность использования оборудования,
уже имеющегося на авиационных заводах, что резко
сократило цикл и затраты при переходе этих заводов
на изготовление ракет. Возможность длительного хра-
нения ракет в заправленном состоянии обеспечивалась
применением в конструкции материалов и средств за-
щиты (покрытий), проверенных и рекомендованных
специализированными научно-исследовательскими
институтами, как, например, ВИАМ, ГИПХ и др.
Конструкция ракеты разрабатывалась с учетом тех-
нологических особенностей, обусловленных требова-
ниями крупносерийного производства (отработанного
для изделий авиационной техники) по обеспечению
автоматизации и механизации производственных про-
цессов, их упрощению и удешевлению, взаимозаменя-
емости агрегатов, специализации работ и др. Высоко-
му уровню технологичности ракеты способствовало
также очень тесное взаимодействие конструкторов и
технологов филиала № 1 ОКБ-52 со специалистами
завода № 23, где решено было организовать серийное
производство ракет УР-200.
6 февраля 1960 г. решением правительства стра-
ны гигантский авиационный завод № 23 в Филях был
передан Мосгорсовнархозу с задачей организации про-
изводства... вертолетов. При этом выпуск серийных
самолетов В.М.Мясищева было приказано постепенно
свернуть. Восемь месяцев спустя, 3 октября 1960 г.,
в соответствии с новым решением правительства, Фи-
левское ОКБ-23 вошло в состав реутовского ОКБ-52
как Филиал № 1. Руководителем филиала по рекомен-
254
Глава 5
Транспортировка ракеты У Р-200 на стартовую позицию
Старт и первые секунды полета ракеты УР-200
Краткие технические
характеристики
стратегической ракеты
УР-200
МБР первого поколения.
Разработана под руководством
В.Н.Челомея. На вооружение
не принималась.
Дальность стрельбы -
12000-14000 км
Боевое оснащение:
- число боевых блоков -1
- мощность заряда
блока-5-15 Мт
Стартовая масса -138т
Масса полезного
груза-до 3,9 т
Длина-26,4 м
Диаметр-Зм
Компоненты ракетного
топлива - АТ и НДМГ
Способ базирования
-нпушпу
Начало разработки-
16 марта 1961 г.
Летно-конструкторские
испытания - ноябрь
1963-октябрь 1964 г.
дации министра Дементьева Челомей назначил своего
первого заместителя Виктора Никифоровича Бугайско-
го. Административные решения не сказались на рабо-
тоспособности коллектива Мясищева. Лишь несколько
человек ушли к Сухому и Туполеву. Остальные остались
в филиале и вскоре занялись тематикой Челомея.
У>ке в период учебы в Московском авиационном
институте Бугайский поступил в ОКБ С.В.Илыошина, где
проработал 24 года. С годами Ильюшин отходил от дел
и Бугайскому пришлось брать на себя решение многих
вопросов деятельности конструкторского коллекти-
ва. Делал это он весьма успешно. Однако отношения
Ильюшина и Бугайского испортились, и летом 1958 г.
министр Дементьев предложил ему перейти к Челомею.
В то время, когда Бугайский появился в ОКБ-52,
челомеевское предприятие имело всего один корпус, в
нем размещалось небольшое КБ и слабое опытное про-
изводство. Челомей занимал крошечный кабинет, все
его заместители ютились в одной комнате. Вот с такого
трамплина он и совершил огромный прыжок в ракет-
но-космическую технику. Бугайский получил должности
руководителя Филиала № 1 и первого заместителя гене-
рального конструктора. Об этом времени он писал так:
«Наши отношения с Челомеем были очень хорошими.
Мы хорошо дополняли друг друга, он решал стратеги-
ческие вопросы, а я руководил разработками, произ-
водством и испытаниями новой техники. Как стратег, к
тому же пользовавшийся мощной поддержкой Хрущева
и умевший пробить любое нужное нам задание, он был
незаменим. Коллектив Филиала № 1 ОКБ-52 был хоро-
шо организованным и технически сильным, способным
выполнить самые сложные разработки, в нем работали
специалисты высокого класса.
Перед филиалом поставили задачу разработать
жидкостную баллистическую ракету, способную дли-
тельное время находиться в пусковой установке с вы-
сокой степенью боеготовности. Коллектив Филевского
ОКБ располагал огромным опытом разработки авиаци-
онных систем. Но вот опыта
разработки баллистических
ракет не имел совершенно!
Мы понимали, чтобы сде-
лать шаг вперед в ракетной
технике, нужно освоить все
то, что сделано до нас в
этой области. Так начался
период учебы и освоения
отечественного опыта».
Освоение ракетной тех-
ники потребовало осуще-
В.Н.Бугайский
255
История развития отечественного ракетостроения
ствить техническое перевооружение завода, включая
строительство новых производственных корпусов и
сооружений, реконструкцию многих цехов, развитие
технических служб. На все это потребовалось несколь-
ко лет. Работа по созданию и освоению УР-200 стала
школой переквалификации специалистов ОКБ-23 и за-
вода № 23. Были построены новые производственные
корпуса, осуществлена реконструкция цехов и служб,
освоены новые технологические процессы, внедрено
новое технологическое оборудование.
После смерти М.В.Хруничева в 1961 г. завод № 23
получил новое наименование - Машиностроительный
завод имени М.В.Хруничева. Он по-прежнему нахо-
дился в ведении Мосгорсовнархоза. Некоторое время
заводом руководил Д.Н.Осипов. После его перевода в
ГВФ директором был назначен заместитель главного
инженера по новой технике Михаил Иванович Рыжих.
Главным инженером остался Петр Васильевич Волков.
Реконструкция и техническое перевооружение за-
водских цехов были проведены в кратчайшие сроки
под руководством М.И. Рыжих, П.В.Волкова, замести-
теля директора по производству Е.М. Купрякова, за-
местителей главного инженера С.В. Перевозчикова,
И.Н. Волошина, заместителей директора по капиталь-
ному строительству А.Ф. Клементьева, по материаль-
но-техническому снабжению В.А. Бельчикова, по ка-
драм А.П.Горбунова, главного технолога А.А. Тимма,
главного конструктора Б.Г.Бриткова, главного архитек-
тора В.П. Котеткова, главного энергетика С.Ф.Данюко-
ва, главного механика А.В.Байкова, начальников про-
изводств ПАШлокова, Ю.Б. Бронфмана, М.И.Левина,
Е.И. Терентьева, П.М.Котика.
Летные испытания ракеты УР-200 проводились на
полигоне Тюратам с ноября 1963 г. по октябрь 1964 г.
Всего было выполнено 9 пусков ракеты. Реализуе-
мость заданных характеристик была подтверждена.
Первый, к сожалению, неудачный, пуск УР-200 состо-
ялся 4 ноября 1963 г.
Хотя летные испытания проводились вполне успеш-
но и реализуемость заданных ТТХ ракеты была под-
тверждена, Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от
7 июля 1965 г. разработка ракеты УР-200 и всех ее ва-
риантов была прекращена. Мотивировкой прекращения
работ стало то, что ракета
по своим ТТХ ненамного
превышает уже стоящую
на вооружении ракету Р-16
и уступает находящейся
в разработке ракете Р-36
ОКБ М.К.Янгеля, а в ка-
честве PH обладает недо-
статочной энергетикой для
выведения на орбиту пер-
спективных КА необходи-
М.И.Рыжих мой массы.
УНИВЕРСАЛЬНАЯ
БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА УР-500
К разработке ракеты УР-500 В.Н.Челомей присту-
пил весной 1961 г. в инициативном порядке. Стар-
товая масса ракеты должна была превысить 500 т,
потому и назвали ракету УР-500. Общая концепция
тяжелого универсального носителя была сформули-
рована к концу 1961 г. Весной 1962 г. был определен
облик и основные характеристики. Разработка ракеты
УР-500 (8К82) осуществлялась в соответствии с по-
становлением ЦК КПСС и СМ СССР № 346-160 от
16.04.1962 г.
По первоначальному замыслу УР-500 должна быть:
- космической ракетой для вывода на орбиту бое-
вых ракетопланов;
-	боевой ракетой с круговой дальностью стрельбы
(глобальной);
-	боевой межконтинентальной баллистической
ракетой.
Вспоминает ветеран КБ «Салют», ведущий по теме
УР-500 В.М.Волохин:
«Во время проектирования УР-500 Челомей пору-
чил мне поехать в ВПК и познакомиться с одним важ-
ным документом. Приезжаю в ВПК, мне дают проект
Постановления Правительства СССР о прекращении ра-
бот по УР-500. Я понял, что у Владимира Николаевича
есть очень серьезные покровители в высших эшелонах
власти, т.к. проект был подготовлен С.П.Королевым
и просто так в руки его никому не давали. Читаю, и
настроение мое падает, ведь там визирующие под-
писи Л.В.Смирнова; Д.Ф.Устинова, СААфанасьева,
С.П.Королева и АЛ.Кириленко. Мне сказали, что дан-
ный документ инициирован С.П.Королевым для мак-
симального привлечения средств к ракете Н1, которая
готовилась для полета на Луну, т.к. создание 8К82 не-
избежно «оттянет» на себя очень большие средства.
Мне казалось, что дело проиграно. Но жизнь рас-
порядилась иначе. Ключевой фигурой в последующих
событиях стал президент АН СССР М.В.Келдыш. Его
авторитет был необычайно высок. После анализа вы-
шеупомянутого Постановления В.Н.Челомей отправил
меня к Келдышу. Мстислав Всеволодович назначил
мне встречу в Академии наук. Он подсказал, кого из
членов ЦК КПСС и СМ СССР нужно включить в со-
став Государственной комиссии, которая должна была
состояться у нас на Филях, в Филиале № 1 ОКБ-52.
Эти 4 человека и сыграли важнейшую роль в после-
дующих событиях. Именно эти голоса нужны были
М.В.Келдышу, чтобы добиться решения в пользу
В.Н.Челомея. Когда я спросил, как назвать самого
Келдыша, то услышал от него удивившие меня слова
о том, что он председатель Межведомственной комис-
сии по освоению космического пространства.
256
Глава 5
Завершением работы ГК стал Совет главных
конструкторов, где мне довелось быть секретарем.
Именно на нем было принято решение о разработке
УР-500, которая предназначалась для ряда задач. Сре-
ди них приоритетной определялась лунная программа,
а конкретно - облет Луны космическим кораблем с
космонавтами».
24 апреля 1962 г. Совет Министров СССР принял
постановление о создании трехступенчатой ракеты-
носителя тяжелого класса УР-500К. Головным раз-
работчиком правительство определило Филиал № 1,
а изготовителем - завод имени Хруничева. 3 августа
1964 г. ЦК КПСС и Совет Министров СССР приняли
совместное Постановление «О работах по исследо-
ванию Луны и космического пространства». Однако
вскоре Н.С.Хрущев был отправлен в отставку и многие
решили, что проект Челомея будет закрыт. Но вышло
иначе. 2 марта 1965 г. было образовано Министерство
общего машиностроения СССР, которое возглавил
СААфанасьев. Завод имени М.В.Хруничева и ОКБ-52
перешли из Госкомитета по авиационной техники в
это министерство. Министр Афанасьев был высокого
мнения о работах Челомея и хорошо к нему относился.
В связи с отставанием работ по трехступенчатой ракете
была продолжена разработка двухступенчатой УР-500.
Выбранная в результате долгих поисков компоно-
вочная схема первой ступени с шестью баками горюче-
го, размещаемыми вокруг бака окислителя, удовлет-
ворила всем предъявляемыем к ракете требованиям.
В состав боковых блоков помимо баков горючего
включены ракетные двигатели, что делает эти блоки
вполне законченным элементом, не требующим при
сборке ракеты сложных и трудоемких работ. Централь-
ный бак окислителя имеет предельно допустимый диа-
метр 4,1 м из условий железнодорожных габаритов.
Вторая ступень УР-500 имела диаметр 4,1 м, в ее
составе было много заимствований от баллистической
ракеты УР-200. При выборе схемы двигательной уста-
новки первой ступени были рассмотрены варианты с
применением как воронежских двигателей первой сту-
пени, использовавшихся для УР-200, так и 150-тонно-
го двигателя, созданного в ОКБ В.П.Глушко. Двигатель
В.П.Глушко был разработан в 1961-1964 гг. для раке-
ты Н1, но главные конструкторы ракеты и двигателя
не сошлись во мнениях относительно применяемых
компонентов топлива. С.П.Королев настоял на приме-
нении компонентов кислород-керосин, а В.П.Глушко
отстаивал самовоспламеняющиеся высококипящие
компоненты. Двигатель с этими компонентами и был
использован для УР-500.
Эскизный проект двухступенчатой УР-500 был
выполнен в 1963 г. Началось изготовление ракеты на
заводе имени М.В.Хруничева. Летом 1965 г. вышло
новое постановление, где уточнялось назначение ра-
кеты-носителя. Ракета становилась космической, за-
дача создания сверхмощной баллистической ракеты
снималась. Проект и, соответственно, рабочую доку-
ментацию трехступенчатого варианта пришлось дора-
батывать. Эти изменения потребовали существенных
изменений третьей ступени, включая изменение фор-
мы топливных баков, что предусматривало изменение
производственной оснастки.
В этот же период создалось крайне напряженное
положение в производстве баков диаметра 4,1 м, для
которых в первоначальном проекте предусматривалось
применение нового конструкционного материала АЦМ.
В зоне сварки со шпангоутами стали проявляться тре-
щины. В этой ситуации было принято решение о перехо-
де на менее прочный, но проверенный материал АМГ-
6. И в эксплуатации ракеты появились температурные
ограничения, из-за которых и по сей день невозможна
длительная стоянка ракеты с заправленными баками
при крайних плюсовых значениях температуры.
Тем временем ударными темпами завершалось
строительство стартового комплекса. Для обслужива-
ния ракет на Байконуре были построены технический
комплекс с двумя рабочими «местами» (площад-
ка 92-1) и стартовый комплекс (площадка 82) с двумя
пусковыми установками. Доработка трехступенчатой
ракеты УР-500К чрезмерно затянулась. Было принято
решение начинать летные испытания ракеты под ин-
дексом УР-500 без третьей ступени. В качестве полез-
ной нагрузки использовался тяжелый научный спутник
«Протон» массой 12 т, предназначенный для изучения
космических частиц сверхвысоких энергий.
По названию спутника двухступенчатая ракета в вари-
анте космической ракеты-носите-
ля получила открытое название
«Протон». Позже это открытое я \
название было также присвоено
трехступенчатой ракете-носителю
УР-500К. Неофициально двух-
ступенчатую космическую ракету
УР-500 называли «Протон»,
трехступенчатую УР-500К -
«Протон-К». Однако в офици-
альных документах фигуриро-	И
вало единое название «Протон»
как для двухступенчатого, так и	S
для трехступенчатого вариантов	
ракеты-носителя.
Тяжелую ракету решено было
доставлять на космодром по
железной дороге поблочно. С за-
вода имени Хруничева до техни-
ческого комплекса на полигоне
состав с расстыкованным носи-
телем ехал девять суток. Цикл
работ на технической и стартовой
позициях составил для УР-500 РакепУР-500
257
История развития отечественного ракетостроения
Ракета УР-500 на стартовой позиции
в среднем 21 день. Важным было то обстоятельство,
что КБ общего машиностроения В.П.Бармина создало
удобный в эксплуатации старт,
16 июля 1965 г. состоялся первый пуск прототипа
УР-500 - двухступенчатой ракеты с заводским номером
207. Первый пуск «Протона» проходил в исключитель-
но сложных условиях: в результате отстыковки одного
из наполнительных соединений стартового сооружения
от горловины ракеты в момент заправки окислителя им
же был облит один из боковых блоков первой ступе-
ни. Первым делом стали выяснять, что там находится
и насколько это опасно. На хвостовом отсеке вскрыли
люк, куда поочередно подводили одетых в противогазы
главных конструкторов агрегатов, находящихся внутри,
и требовали заключений о возможности пуска. Пуск ре-
шили проводить не откладывая. Вскоре на месте паде-
ния первой ступени удалось осмотреть хвостовой отсек,
облитый окислителем перед стартом. От теплоизоляции
внутри отсека почти ничего не осталось, изоляция с
электрических проводов осыпалась при легком прикос-
новении. Задержись руководитель полета со временем
пуска после начала разрушительного действия окисли-
теля, и результаты могли бы стать совсем иными.
Чуть позже двухступенчатая УР-500 вывела на ор-
биту еще две станции «Протон». Всего пусков ракеты
УР-500 в двухступенчатом варианте было четыре. Раз-
работка УР-500 в варианте межконтинентальной бал-
листической ракеты была прекращена. Далее велась
разработка мощной трехступенчатой космической ра-
кеты-носителя УР-500К «Протон».
Старт ракеты УР-500
Краткие технические
характеристики двухступенчатой
стратегической ракеты УР-500
Дальность стрельбы - неограниченная
Число боевых блоков -1
Мощность ядерного
боезаряда-до 150 Мт
Стартовая масса -450 т
Длина-42 м
Наибольший поперечный размер - 7,4 м
Компоненты ракетного
топлива -АТ и НДМГ
Способ базирования - НПУ, ШПУ
Начало разработки -16 апреля,
1962 г., 24 апреля 1962 г.
258
Глава 5
Ki4.'HoMi‘i£HJca) Л!Ъ.Слшри\г^!Скли1
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
К&Яестера&
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
МБР ЛЕГКОГО КЛАССА УР-100
К середине 1960-х гг. США располагали более чем
900 пусковыми установками МБР «Атлас», «Титан-1»,
«Титан-2» и «Минитмен-1». Советский Союз имел
около 200 пусковых установок с МБР Р-7 (Р-7А), Р-16
(Р-16У) и Р-9А. Эти ракеты, обладая возможностью
нанесения ядерного удара по США с территории СССР,
не могли обеспечить качественного и количественного
паритета со стратегическими силами США, не соответ-
ствовали требованиям времени по ряду параметров:
-	имели низкую степень живучести из-за компакт-
ного размещения 3-4 ракет в ШПУ вблизи хранилища
компонентов ракетного топлива. При нанесении пре-
вентивного удара вероятным противником существо-
вала возможность поражения одним боевым блоком
нескольких ракет. Ракета Р-7 вообще не была защище-
на, т.к. стартовала с открытой пусковой установки;
-	имели большую продолжительность подготовки к
пуску в связи с заправкой компонентами жидкого ра-
кетного топлива;
-	время нахождения ракет в ШПУ в заправленном
состоянии было невелико, что не соответствовало тре-
бованиям Заказчика,
-сравнительно невысокой была боевая эффектив-
ность ракет из-за низкой точности стрельбы.
Для обеспечения в возможно короткие сроки
стратегического паритета с США требовалось созда-
ние ракетных комплексов нового
поколения, обладающих такими
качествами, как высокие защищен-
ность и боеготовность, пригод-
ность к массовому развертыва-
нию, способность к длительному
(не менее 5-10 лет) нахождению в
боеготовом состоянии на боевом
дежурстве. ОКБ-52, возглавляв-
шимся генеральным конструк-
тором В.Н.Челомеем, был пред-
ложен к разработке ракетный
комплекс стратегического на-
значения с межконтинентальной
баллистической ракетой УР-100.
В основе предложений ОКБ-52 ле-
жали следующие решения;
- построение ракетного ком-
плекса, обеспечивающее повы-
шенную боевую живучесть путем
использования для размещения
ракет отдельно стоящих шахтных
пусковых установок, разнесенных
на расстояния, исключающие по-
ражение двух пусковых установок
одним боевым блоком атакующих
Ракета УР-100
ракет;
- повышение боеготовности комплекса путем мак-
симальной автоматизации процессов предстартовой
подготовки и пуска, а также использования в составе
комплекса ракет с минимальным временем необходи-
мой предстартовой подготовки;
- использование в составе комплекса ракеты лег-
кого класса (наиболее легкой из находившихся на тот
период в разработке МБР), оснащаемой на всех ступе-
нях двигательной установкой на жидких долгохранимых
компонентах ракетного топлива, что обеспечило энер-
УР-100 в сборочном цехе
гомассовое совершенство ракеты;
- обеспечение длительного хране-
ния и удобства эксплуатации ракеты
в заправленном и боеготовом состо-
янии в ШПУ путем принятия специ-
альных технических решений по «ам-
пулизации» ракеты и размещения ее
в герметизированном транспортно-
пусковом контейнере;
- снижение затрат на создание
и развертывание комплекса путем
оптимизации структуры комплекса,
минимизации массогабаритных ха-
рактеристик ракеты, минимизации
ресурсоемкости строительства ШПУ и
возможности универсализации раке-
ты для различных вариантов боевого
применения.
259
История развития отечественного ракетостроения
Предложения о создании ракетного комплекса с
ракетой УР-100 были доложены руководству страны и
Вооруженных Сил на заседании Совета обороны, про-
ходившем в Филиале № 1 ОКБ-52 11 февраля 1963 г.
По результатам заседания было издано Постановление
ЦК КПСС и СМ СССР от 30 марта 1963 г. о принятии
к разработке ракетных комплексов с ракетой УР-100 и
с ракетой Р-36. РК с МБР УР-100, развернуть которые
планировалось в большом количестве, должны были
обеспечить выживаемость группировки РВСН и на-
несение гарантированного ответного удара. На РК с
МБР Р-36, оснащенные более мощной ГЧ, возлагалась
задача нанесения упреждающих и ответно-встречных
ударов. С развертыванием этих комплексов сложился
облик группировки РВСН, существующий по настоящее
время: значительное количество ракет легкого класса
(40-100 т стартовой массы) и ограниченное количе-
ство тяжелых ракет (200 т стартовой массы).
Разработка ракетного комплекса и ракеты осуществля-
лась головным разработчиком - Филиалом № 1ЦКБМ и
смежными организациями. В выпуске конструкторской
документации на ракету активное участие принимали
работники завода им. М.В.Хруничева. Основными соис-
полнителями при создании ракетного комплекса были:
НИИ-885 ГКРЭ, О1/5-154 ГКАТ, завод им. В.Я.Климова
ГКАТ, ГСКБ Спецмаш, завод № 279 ГКАТ, завод № 118
ГКАТ, завод № 81 ГКАТ, Филиал № 2 ЦКБМ и др.
Ракетный комплекс с МБР УР-100 включал в себя
несколько боевых ракетных комплексов (БРК) в составе:
-	ШПУ с ракетами УР-100;
-	командные пункты БРК;
-	технический комплекс;
-	командные пункты РК.
Такое построение комплекса было принципиально
новым для отечественных РК. Реализация управления
пусковыми установками и ракетами в них в рамках од-
ного БРК с одного КП (без необходимости присутствия
в ШПУ боевого расчета) обеспечивало существенное
снижение потребного для эксплуатации и боевой рабо-
ты комплекса количества личного состава и повышало
боеготовность комплекса. Расстояния между ШПУ вы-
бирались из условия непоражения двух пусковых уста-
новок одним боевым блоком с учетом достижимых
с приемлемыми показателями стоимости и времени
создания (на тот период), значений стойкости строи-
тельных сооружений комплекса (ШПУ и КП). Исполь-
зование единого технического комплекса для всех БРК
позиционного района комплекса также существенно
упрощало и удешевляло эксплуатацию РК.
Переход на новую схему построения боевых ракет-
ных соединений стал возможным благодаря принци-
пиально новым решениям по конструкции ракеты и
составляющим элементам комплекса, в т.ч. принятию
новых принципов информационного обмена между
ШПУ с ракетой и КП всех уровней.
Ракета УР-100 - двухступенчатая однокалиберная
ракета тандемной схемы в транспортно-пусковом
контейнере. Двигательные установки всех ступеней - с
ЖРД на высококипящих компонентах топлива (горю-
чее - НДМГ, окислитель - АТ).
Первая ступень оснащалась маршевыми двига-
телями, разработанными ОКБ-154 (ОАО «КБХА»)
под руководством С.А.Косберга (после его смерти -
А.Д.Конопатова) РД-0216 (3 шт.) и РД-0217 (1 шт.) с
поворотными камерами сгорания. Двигатели РД-0216
и РД-0217 выполнены по замкнутой схеме с дожига-
нием генераторного газа в камере сгорания. Скорость
вращения турбины турбонасосного агрегата достига-
ла 31000 об./мин, а ее мощность составляла 3,5 МВт.
Конструктивная схема и параметры двигателей первой
ступени были одинаковы, но на одном из них были
дополнительно установлены агрегаты для бортового
наддува баков ракеты. Суммарная тяга четырех ЖРД
первой ступени на земле достигала 80 тс и 87 тс в ва-
кууме (или 784 кН у Земли и 876 кН в вакууме). Дав-
ление в камерах сгорания достигало 15 МПа, а удель-
ный импульс каждого двигателя - 2744 м/с у Земли
и 3067 м/с в вакууме. Серийное производство этих
двигателей было развернуто на Воронежском механи-
ческом заводе.
Управление первой ступенью ракеты в полете
осуществлялось отклонением двигателей с помощью
четырех гидравлических приводов разработки заво-
да № 279 ГКАТ (главный конструктор - Н.И.Зверев).
Рабочим телом рулевых приводов служило горючее,
отбираемое из магистрали высокого давления за
турбонасосным агрегатом. Автоматика двигательной
установки обеспечивала регулирование величины тяги
в пределах +7 % от ее номинального значения путем
изменения расхода горючего, поступающего в газоге-
нератор. Это приводило к изменению мощности тур-
бины, что, в свою очередь, влияло на расход горючего
и окислителя в камере сгорания.
Маршевая двигательная установка второй ступе-
ни состояла из неподвижно установленного основ-
ного однокамерного и четырехкамерного рулевого
двигателей. Однокамерный маршевый неподвижно
установленный ЖРД 15Д13 второй ступени и рулевой
четырехкамерный ЖРД 15Д14 были созданы под ру-
ководством главного конструктора ленинградского
ОКБ-117 С.П.Изотова (ОАО «Климов»),
Оба двигателя имели турбонасосную систему по-
дачи компонентов топлива и были выполнены по от-
крытой, менее прогрессивной схеме. Тяга основного
и рулевого двигателей составляла соответственно
134 кН и 15 кН в вакууме. При давлениях в камерах
сгорания 12 и 4,7 МПа удельные импульсы достига-
ли величин соответственно 3200 и 2980 м/с в вакууме.
Для управления рулевыми двигателями второй ступе-
ни использовались электрические рулевые приводы
260
Глава 5
разработки завода № 118 ГКАТ (главный конструк-
тор - О.В.Успенский), обеспечивавшие отклонение на
угол до 45°. Запуск маршевого и рулевого двигателей
(раскрутка роторов ТНА и прорыв мембран пусковых
клапанов) производился пиростартерами. Для обе-
спечения управляемости ракеты в момент разделения
ступеней рулевой двигатель начинал работать еще до
их разделения.
На обеих ступенях бортовой наддув бака горючего
осуществлялся от специального газогенератора надду-
ва, а бака окислителя - генераторным газом, который
вырабатывался в основном газогенераторе двигателя,
а затем охлаждался в смесителе. Система предстарто-
вого наддува баков на ракете отсутствовала. Для раз-
деления ступеней и отделения головной части на пер-
вой и второй ступенях ракеты размещались тормозные
пороховые ракетные двигатели, разработанные под ру-
ководством главного конструктора КБ-2 Московского
завода № 81 И.И.Картукова (ОАО «МКБ «Искра»),
Для обеспечения длительного хранения в заправ-
ленном состоянии впервые в практике боевого ра-
кетостроения была применена ампулизация ракеты.
Идея ампулизации заключалась в том, что все основ-
ные элементы и магистрали ракеты, такие как двига-
тельные установки, пневмогидросистемы, системы
заправки и наддува, были изолированы от вредных
воздействующих факторов (агрессивные компоненты
топлива, их пары и т.п.). Для реализации этого подхода
был выполнен комплекс конструктивно-технологиче-
ских мероприятий, предусматривающих:
-	полную герметизацию топливных емкостей ра-
кеты за счет применения только сварных соединений,
что обеспечивалось в т.ч. и использованием специаль-
но разработанных биметаллических переходников;
-	изоляция элементов ракеты от агрессивных компо-
нентов топлива и их паров путем применения мембран;
-	изготовление агрегатов и узлов ракеты из матери-
алов, обладающих высокой коррозионной стойкостью;
-	применение дистанционного автоматического
контроля за состоянием газовой среды в контейнере и
ШПУ с установленной ракетой;
-	транспортировку и хранение ракеты в контейне-
ре, заполненном инертным газом, с наддувом баков
сухим азотом.
При хранении ракеты в заправленном состоянии
агрегаты двигателя отделялись от полости баков раз-
делительными мембранными клапанами - важнейши-
ми элементами системы внутренней ампулизации ра-
кеты. Это позволяло обеспечить длительное хранение
ракеты и надежную работу двигателей. Открытие мем-
бран клапанов пуска, раскрутка роторов турбонасосно-
го агрегата, закрытие отсечных клапанов проводились
пиротехническими средствами.
Принятые решения обеспечили возможность на-
значения для ракеты гарантийного срока хранения в
заправленном состоянии 5 лет (впоследствии срок был
продлен до 7-10 лет). Следует отметить, что решения,
обеспечившие возможность столь длительного нахож-
дения жидкостной ракеты в боеготовом состоянии,
были разработаны ОКБ-52 впервые в мире и являлись
совершенно оригинальными. Впоследствии эти реше-
ния были использованы при модернизации и создании
новых ракет ОКБ-52 и ОКБ-586.
Система управления ракеты разработана в НИИ
автоматики и приборостроения под руководством
Н.А.Пилюгина, командные приборы - в НИИ-944 под
руководством В.И.Кузнецова. Первые пять испыта-
тельных пусков с наземных стартов были проведены
с использованием радиокомандной системы управ-
ления, разработанной в НИИ-885 под руководством
М.С.Рязанского, но позже от нее отказались по при-
чине недостаточной на тот период боевой устойчиво-
сти. Последующие испытательные пуски ракет УР-100
происходили с использованием только автономной
системы управления.
Приборный отсек, в котором размещались все
приборы системы управления, был выполнен в виде
единого блока. Это создавало благоприятные условия
для его автономной отработки и повышало общую на-
дежность всего изделия. Для удобства эксплуатации
ракеты все электроразъемы для стыковки с наземной
инфраструктурой также были сосредоточены на кор-
пусе приборного отсека.
Ракета могла оснащаться двумя вариантами го-
ловных частей: легкой с обеспечением межконтинен-
тальной дальности и тяжелой с обеспечением средней
дальности стрельбы. Ядерное оснащение ГЧ ракеты
впервые создавалось НИИ-1011 (ФГУП «РФЯЦ-
ВНИИТФ им. академика Е.И.Забабахина»), Научные
руководители работы - Е.И.Забабахин, Б.В.Литвинов,
А.Д.Захаренков, О.Н.Тиханэ. Ракета УР-100 стала
одной из первых отечественных ракет, оснащенных
комплексом средств противодействия ПРО. Этот
комплекс под названием «Пальма» был разработан
в НИИ-108 (ФГУП «ЦНИРТИ») под руководством
В.М Герасименко.
Транспортно-пусковой контейнер стал важнейшим
элементом, обеспечивающим эксплуатацию ракеты на
всех этапах ее жизненного цикла. ТПК представлял со-
бой герметизированную металлическую конструкцию
цилиндрической формы. Корпус контейнера состоял
из отдельных секций, сваренных между собой. Мате-
риал контейнера - сплав АМГ-6. Для предохранения
контейнера от теплового воздействия на его наружную
поверхность наносилось теплозащитное покрытие.
По верхнему и нижнему торцам контейнер закрывал-
ся герметизирующими диафрагмами из специальной
пленки. В верхней части контейнера имелись четыре
опорных узла, с помощью которых он вывешивал-
ся на опорные кронштейны ствола шахтной пусковой
261
История развития отечественного ракетостроения
МБР УР-100 в шахтной пусковой установке
установки. В нижней части - четыре горизонтальные
опоры с пружинными подкосами, исключавшие воз-
можность горизонтальных перемещений.
Одной из характерных особенностей конструктив-
но-компоновочной схемы размещения ракеты УР-100
в транспортно-пусковом контейнере явилось наличие
системы амортизации, обеспечивающей сохранность
ракеты при воздействии на нее нагру-
зок, возникающих в результате ядерно-
го взрыва. При этом контейнер жестко
закреплялся в пусковой установке, и
возникающие нагрузки передавались на
ракету через амортизационные связи
между контейнером и ракетой. Верхний
пояс амортизации уменьшал горизон-
тальные, а нижний - горизонтальные
и вертикальные нагрузки на ракету.
В системе амортизации использова-
лись амортизаторы пружинного типа.
Внутри контейнера по всей его длине
устанавливались две направляющие, по
которым скользили бугели ракеты, обе-
спечивавшие ее выход из ТПК при пуске.
Шахтная пусковая установка раз-
рабатывалась ГСКБ Спецмаш (КБОМ)
под руководством В.П.Бармина и представляла собой
сооружение, состоящее из шахтного ствола и оголов-
ка, закрытое сверху защитным устройством с крышей
откатывающегося типа. В ШПУ размещались техноло-
гическое оборудование и системы, обеспечивающие
длительное содержание, подготовку к пуску и пуск
ракеты. В стволе шахты были размещены: устройства
для подвески ТПК с ракетой, элементы стыковки ка-
бельных и газовых коммуникаций с ракетой, элементы
газоотводящей системы, средства откачки грунтовых
вод и другое оборудование. В оголовке ПУ была раз-
мещена аппаратура для подготовки ракеты к пуску и
ее пуска, элементы системы дистанционного контроля
и управления, аппаратура электроснабжения спецто-
ками, средства снабжения ракеты сжатыми газами и
другое оборудование.
Командный пункт котлованного типа разработан в
ЦКБ-34 под руководством Е.Г.Рудяка. В1964 г. москов-
ский Машиностроительный завод имени М.В.Хруничева
приступил к производству ракет УР-100.
Председателем Государственной комиссии по лет-
ным испытаниям был назначен начальник НИИ-4 МО
генерал-лейтенант А.И.Соколов, затем - заместитель
начальника Главного управления ракетного вооружения
РВСН генерал-майор В.П.Морозов. Техническим руково-
дителем испытаний был назначен Генеральный конструк-
тор В.Н.Челомей. Летные испытания РК с МБР УР-100
были начаты на космодроме Байконур в апреле 1965 г.
До конца июля 1965 г. было выполнено еще 5 пусков.
В состав стартовой позиции входили два старта и
командный пункт. Каждый старт представлял собой
заглубленное почти на 4 м сооружение, имитирующее
нижнюю часть ШПУ. Между двумя стартами по желез-
нодорожным рельсам перемещалась ферма обслужи-
вания высотой 30 метров, на которой были располо-
жены технологические площадки для обслуживания
ракеты и трубопроводы заправки ее баков.
Защитное устройство ШПУ ракеты УР-1 ОО в позиционном районе
262
Глава 5
На этапе ЛИ было проведено 15 пусков, по резуль-
татам которых было принято решение о начале серий-
ного производства ракет и постановке комплекса на
боевое дежурство. Для дальнейших испытаний ракеты
и отработки эксплуатации комплекса на полигоне в
период 1966-1967 гг. были построены десять шахт-
ных пусковых установок и командные пункты, что со-
ответствовало составу одного боевого ракетного ком-
плекса (БРК). В ходе отработки комплекса впервые в
истории РВСН19 октября 1965 г. был выполнен двух-
ракетный залп.
Основная трасса пусков на промежуточную даль-
ность на боевое поле «Кура» на Камчатке была вы-
брана с учетом обеспечения максимально возможной
дальности полета и безопасности над территорией
СССР. Пуски на дальности, приближенные к предель-
ным, проводились в район «Акватория» в северной
части Тихого океана.
Серийное производство было развернуто на
Московском машиностроительном заводе имени
М.В.Хруничева (ГКНПЦ им. М.В.Хруничева), Омском
авиазаводе (ПО «Полет») и Оренбургском авиаза-
воде (ПО «Стрела»). Серийно-конструкторский от-
дел Оренбургского завода с 1971 г. стал филиалом
ЦКБМ (ОАО «ВПК «НПО машиностроения»), а с
1986 г. - КБ «Орион». Изготовление на Оренбург-
ском авиазаводе ракет УР-100 и ее модификаций
стало новым этапом в развитии производства. На
долгие годы работы по тематике В.Н.Челомея ста-
ли для завода основными. Специалисты СКО во
главе с Б.В.Нестеровым проводили отработку до-
кументации и постановку на серийное производство
всех вариантов УР-100 и ее модификаций. Боль-
шой вклад в эту работу внесли Н.П.Полковников,
М.Д.Дусь (заместители Б.В.Нестерова), ведущие
конструкторы А.В.Белов, А.С.Елизаров, началь-
ники подразделений Л.З.Толстов, А.Ф.Ивашин,
А.М.Маркман, С.Д.Вертузаев, ГАКуликов и др. По
заданию В.Н.Челомея специалистами КБ «Орион»
в 1970-1980-е гг. была разработана и запущена на
заводе документация по стендовым комплектациям
блоков, ступеней и составных частей комплексов
УР-100Н. По некоторым комплектациям боевого
оснащения комплексов УР-100Н и УР-100Н УТТХ КБ
«Орион» было головным исполнителем.
В1965 г. началось массовое строительство боевых
стартовых комплексов в позиционных районах РВСН.
О громадных объемах работ, материальных затратах
только за два первых года строительства ракетных
комплексов УР-100 и Р-36 свидетельствуют следу-
ющие данные: по состоянию на июль 1967 г. произ-
ведено около 120 млн кубометров земляных работ
(на Красноярской ГЭС - 5 млн, Днепрострое - около
3 млн кубометров). Стоимость строительства старто-
вых позиций для ракет УР-100 и Р-36 составила около
МБР УР-100 в полете
1 млрд руб., что соизмеримо со стоимостью строи-
тельства Куйбышевской и Красноярской ГЭС. В рабо-
тах по строительству, доставке, монтажу оборудования
и вводу в эксплуатацию ракетных комплексов УР-100
и Р-36 участвовало более 650 тыс. рабочих, конструк-
торов, ученых, военнослужащих. Полная программа
развертывания этих ракетных комплексов была вы-
полнена только к 1973 г.
В июне 1966 г. первые УР-100 получила ракетная
дивизия, дислоцированная в районе небольшой при-
стани Дровяная, в 80 км южнее Читы, вверх по течению
реки Ингоды. Дивизией командовал генерал Иван Гри-
горьевич Тюрин, а главным инженером был полков-
ник Виталий Николаевич Кубатько. С 24 ноября 1966 г.
началось развертывание полков УР-100 в Читинской,
Пермской, Саратовской областях, Красноярском крае.
21 июля 1967 г. ракетный комплекс с ракетой УР-100
был принят на вооружение.
Необходимо отметить, что опережающие сроки на-
чала постановки РКСН с МБР УР-100 и ее последующих
модификаций на боевое дежурство до выхода постанов-
лений государственных органов власти о принятии РКСН
на вооружение были вызваны сложной военно-политиче-
ской обстановкой в мире в те годы, когда необходимым
условием было достижение и дальнейшее сохранения
паритета с США в ядерном противостоянии, а также уве-
ренностью командования РВСН в техническом совершен-
стве и эксплуатационных достоинствах нового ракетного
комплекса. В дальнейшем добавились позиционные
районы в Амурской, Псковской, Калужской и Ивановской
областях. Постановка ракет на боевое дежурство шла на-
растающим темпом по 160-200 ракет в год и к 1970 г. до-
стигла 770 ед.
263
История развития отечественного ракетостроения
МБРУР-ЮОМ
В 1969-1971 гг. ЦКБМ проводились работы по
модернизации ракеты и ракетного комплекса в целом.
Модернизированная ракета получила наименование
УР-100М. Основные направления совершенствования:
-	оснащение ракеты облегченной ГЧ с увеличени-
ем дальности стрельбы;
-	повышение эффективности преодоления ПРО за
счет внедрения комплекса средств противодействия
ПРО;
-	продление срока эксплуатации РК до 10 лет;
модернизация системы управления с расширени-
ем возможностей по переприцеливанию;
-	уменьшение времени предстартовых операций;
-	улучшение характеристик проверочно-пускового
оборудования, автономной системы электроснабже-
ния и технических систем.
Новых ШПУ для модернизированных ракет не
разрабатывалось, они размещались в ШПУ, разрабо-
танных для МБР УР-100, а доработки установленных
ракет УР-100 проводились непосредственно в ШПУ.
С июля 1969 г. по март 1971 г. проводились летные
испытания модернизированной МБР УР-100М. Было
выполнено 29 пусков, подтвердивших заданные харак-
теристики. Было проведено еще 4 пуска по программе
СЛИ, 31 контрольно-серийный пуск и 1 учебно-боевой
пуск. Полный объем летных испытаний завершился в
марте 1971 г.
ТПК с ракетой УР-100М
Решение о начале постановки ракет УР-100М на
боевое дежурство было принято до завершения ЛИ
по положительным результатам пусков, проведенных
в 1969 г. Первый ракетный полк модернизированного
ракетного комплекса УР-100М был поставлен на бо-
евое дежурство 1 марта 1970 г. в ракетной дивизии в
районе г. Хмельницкий Украинской ССР. Зачетные лет-
ные испытания проводились на космодроме Байконур
со 2 февраля по 24 ноября 1971 г. Проведено 12 пу-
сков. 3 октября 1972 г. комплекс с ракетой УР-100М
был принят на вооружение.
МБР УР-100 и ее модификация УР-100М ста-
ли самой массовой отечественной МБР (количество
МБР УР-100 и УР-100М, одновременно находив-
Краткие технические характеристики
ракет УР-100 и УР-100М
Ампулизированная МБР шахтного базирования для БРК типа ОС
Впервые использован ТПК. Первая отечественная массовая МБР
Начало разработки - 30 марта 1963 г.
Летно-конструкторские испытания -
апрель 1965 г. - октябрь 1966 г.
Принята на вооружение:
-УР-100-21 июля 1967 г.
-	УР-ЮОМ-З октября 1972 г.
Снята с вооружения в 1974 г.
Максимальная дальность стрельбы:
-	с легкой ГЧ -10600 км
-	с тяжелой ГЧ - 5000 км
Число боевых блоков -1
Мощность ядерного боезаряда -1,1 Мт
Максимальная стартовая масса - 42,3 т
Масса головной части:
легкая ГЧ-0,8 т
тяжелая ГЧ -1,5 т
Длина ракеты-16,8м
Диаметр корпуса -2 м
Длина ТПК-19,5м
Наружный диаметр ТПК -2,9м
Точность стрельбы - 4,2 км
Компоненты топлива-АТи НДМГ
Ракета УР-100М в цехе
264
Глава 5
шихся в эксплуатации в 1971 г., составляло 950 ед.).
К 1972 г. против 1000 американских «Минитменов»
СССР имел 1400 МБР, в т.ч. около 1000 «соток»
В.Н.Челомея. Таким образом, большим напряжением
сил Генерального конструктора, благодаря поддерж-
ке руководства страны, а также таланту и усилиям
многих тысяч ученых, инженеров и производствен-
ников кооперации предприятий во главе с ОКБ-52 (с
1966 г. - ЦКБМ) была решена грандиозная по своему
результату задача - достижение стратегического па-
ритета СССР и США.
Работы по созданию РК с МБР УР-100 были
отмечены Ленинской и тремя Государственными
премиями. Ленинской премии были удостоены
ФААзлин, Ю.В.Дьяченко, И.Н.Ионов, В.К.Карраск,
Н.М. Корнеев, Н.Н.Смирницкий. Государственной
премии были удостоены В.П.Бармин, В.Н.Бугайский,
Н.М.Лакузо, С.С.Марков, В.И.Меньшиков, Б.А. Ни-
колаевский, Н.А.Пилюгин, Д.А.Полухин, А.С. Ти-
хонов, А.Т. Туманов, В.Н.Челомей, М.А.Брежнев,
П.Д. Гавра, Е.П. Иванов, А.А.Кобзарев, В.П. Ко-
тельников, В.П. Лысов, Д.Ф.Орочко, А.И.Соколов,
В.А. Хотулев, Н.Н. Шереметьевский, К.Ю.Эндека,
И.П. Борисов, Н.И. Егоров, Л.Ф.Клопов, С.М. Мар-
кман, Л.И.Надпорожский, В.Д.Потеряев, Л.А. Пету-
хов, Ю.Е.Седаков, А.С.Стоцкий, А.Т.Тарасов, О.Н.Ти-
ханэ, Н.З.Тремасов.
В конструкцию ракеты и облик ракетного ком-
плекса были заложены значительные потенциальные
возможности для ее модернизации и создания на ее
базе новых боевых ракет, что было подтверждено соз-
данием семейства ракет УР-100: УР-100М, УР-100К,
УР-100У, УР-100Н и УР-100Н УТТХ.
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
ПРОЕКТЫ РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ
С УНИВЕРСАЛЬНОЙ РАКЕТОЙ УР-100. «ТАРАН»
Одним из принципиальных подходов, реализо-
ванных при создании ракеты УР-100, являлась воз-
можность создания на ее базе, помимо ракетных
комплексов стратегического назначения наземного
базирования, комплексов ракетного оружия для под-
водных лодок и надводных кораблей, а также ком-
плекса стратегической противоракетной и низкоорби-
тальной противокосмической обороны. Предложения
о создании таких систем были доложены В.Н.Челомеем
руководству государства и Вооруженных Сил на засе-
дании Совета обороны в феврале 1963 г. Противора-
СИСТЕМА ПРОТИВОРАКЕТНОЙ ОБОРОНЫ «ТАРАН»
Схема функционирования системы ПРО «Таран»
265
История развития отечественного ракетостроения
кетная система получила название «Таран». Создание
системы предлагалось проводить с использованием
в качестве противоракеты МБР УР-100 с незначитель-
ными доработками.
По результатам решения Совета Обороны 4 мая
1963 г. было выпущено Постановление ЦК КПСС
и СМ СССР о разработке системы ПРО «Таран». По-
становлением предписывалось в четвертом кварта-
ле 1963 г. выпустить аванпроект системы «Таран»,
а в первом квартале 1964 г. выпустить комплексный
аванпроект системы ПРО страны на основе системы
«Таран» и других средств ПРО.
Головным исполнителем работ по системе «Таран»
в целом и противоракете УР-100 определялось ОКБ-52.
Головным исполнителем работ по системе дальнего об-
наружения и целеуказания определялся Радиотехниче-
ский институт под руководством академика АЛ.Минца.
В состав кооперации помимо кооперации разработчиков
РК с МБР УР-100 также входили НИИ-944, НИИ-885,
НИИ-2 МО, ОКБ-ЗО, НИИ-5, ЦНИИС МО, ИПМ и ВТ, ОКБ-
19, ОКБ-154, ГСКБ Спецмаш, НИИ ГПК СМ, Ждановский
завод тяжелого машиностроения Донецкого СНХ и др.
В составе системы «Таран» предусматривались:
- огневые средства, включающие в качестве проти-
воракет универсальные баллистические ракеты УР-100
с ядерными боезарядами большой мощности;
-	радиолокационные средства, предназначенные
для обнаружения, сопровождения целей и выдачи це-
леуказания огневым средствам;
-	комплекс средств управления, предназначен-
ный для обеспечения непрерывной боевой готовности
и управления боевыми действиями системы.
Аванпроект был разработан в июле 1964 г, однако
после отставки Н.С.Хрущева работы по системе «Таран»
были свернуты, дальнейшие работы по созданию систе-
мы стратегической ПРО были полностью сосредоточе-
ны на создании системы А-35 (главный конструктор -
Г.В.Кисунько) и ее последующих модификаций.
Другим вариантом использования МБР УР-100
являлось создание на ее базе МБР для комплексов
ракетного оружия, размещаемых на ПЛ и НК. Пред-
эскизный проект такой системы был разработан ОКБ-
52 в 1963 г. в соответствии с решением ВПК ВСНХ от
3 июля 1963 г. Разработка КРО, получившего индекс
Д-8, осуществлялась в условиях конкурса с проектом
КРО Д-9 СКБ-385 (начальник и главный конструктор -
В.П.Макеев). КРО Д-8 размещался на ПЛ вновь разра-
батываемого проекта 702 (ПЛ пр. 702 разрабатывалась
ЦКБ-18 в двух вариантах - с дизель-электрической и
атомной силовой установкой) либо на НК проекта 550
разработки ЦКБ-17.
По результатам разработки предэскизного проекта
для оснащения КРО ПЛ и НК была предложена МБР
УР-100МР, создаваемая на базе МБР УР-100. От базо-
вой ракеты УР-ЮОМР отличалась меньшей длиной (за
счет перекомпоновки и уменьшения запасов топлива
второй ступени) и конструкцией ГЧ, обеспечивающей
размещение различных вариантов системы управле-
ния. Двигательные установки обеих ступеней по сво-
ему составу были полностью аналогичны ДУ УР-100.
Старт ракеты предполагалось осуществлять из подво-
дного и надводного положения на двигателях первой
ступени. Ракета УР-ЮОМР имела несколько большие,
по сравнению с БРПЛ Р-29 корабельного ракетного
комплекса Д-9, размеры при аналогичных забрасы-
ваемом весе, дальности и точности. Преимуществом
УР-ЮОМР являлась более низкая стоимость в силу
существенно большей серийности основных составля-
ющих ракеты.
Наиболее интересным вариантом КРО, предло-
женным к созданию ОКБ-52, являлся вариант его раз-
мещения на т.н. подвижной погружаемой стартовой
платформе (проект «Скат»), ППСП с КРО с ракетами
УР-100 должна была находиться на боевом дежурстве
в подводном или надводном положении в собственной
прибрежной зоне (на удалении от берега примерно
250-300 км) под прикрытием противокорабельных и
противолодочных средств. Старт ракет УР-100 осу-
ществлялся из надводного положения. Ракета УР-100
для оснащения КРО ППСП полностью соответствовала
по конструкции базовой МБР, за исключением допол-
нительного усиления корпуса ракеты в зоне установ-
ки дополнительных опорных поясов. Для повышения
точности наведения на цель вводилась радиокоррек-
ция системы управления ракеты на активном участке
траектории от береговых средств. В этом варианте
обеспечивалась существенно большая, по сравнению с
ракетами УР-ЮОМР и Р-29, дальность полета и в 2-3
раза лучшая точность.
Обладая, по сравнению с традиционными атомны-
ми подводными лодками с баллистическими ракета-
ми, существенно меньшей автономностью, ППСП была
существенно проще по конструкции и, соответственно,
намного дешевле. Осуществление боевого дежурства в
прикрытой противокорабельными и противолодочны-
ми средствами прибрежной зоне обеспечивало ППСП
более высокую боевую устойчивость по сравнению с
ПЛАРБ, что в сочетании с более высокими (на тот пе-
риод) точностью, дальностью и забрасываемым весом
обеспечивало более высокую боевую эффективность
при меньшей стоимости системы.
На базе ППСП с ракетами УР-100 предлагалось так-
же создание комплексов ракетного оружия для пораже-
ния на дальностях в несколько тысяч километров точеч-
ных наземных, подвижных особо важных надводных и
подводных целей специальными ГЧ с самонаведением.
Несмотря на все положительные стороны предло-
жений ОКБ-52, приняты они не были. К дальнейшей
реализации Военно-морским флотом был принят ко-
рабельный ракетный комплекс Д-9 с БРПЛ Р-29.
266
Глава 5
АЛ.Марюиал
ПРОИЗВОДСТВО БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ
В ПО «СТРЕЛА»
В 1957-1960 гг. на заводе в Оренбурге выпуска-
лись баллистические ракеты 8К11 главного конструк-
тора С.П.Королева (завод в это время возглавлял
Л.А.Гуськов). В 1960-1963 гг. основным направлени-
ем производственной деятельности завода становит-
ся изготовление стратегических ракет средней даль-
ности 8К63, 8К63У, 8К63П, 8К63Д конструкции КБ
М.К.Янгеля. Большое влияние на формирование не-
задачи в освоении новейших видов техники. По всей
вероятности, это обстоятельство послужило основа-
нием для поручения заводу стать головным на стадии
проектирования и опытного производства при созда-
нии принципиально нового комплекса. Завод вместе
с главным конструктором филиала Центрального кон-
структорского бюро машиностроения В.Н.Бугайским
участвовал в подготовке постановления ЦК КПСС и
СМ СССР, принятого 30 марта 1963 г. Для ускорения
освоения изделия на заводе под председательством
заместителя Председателя ВПК В.Г.Пашкова с участи-
ем заместителей председателей ГКАТ, ГКОТ, дирек-
торов отраслевых институтов, разработчиков систем
вого производства и внедрение
передовых технологий оказали
освоение и выпуск баллисти-
ческих одноступенчатых ракет
средней дальности 8К63. По
меркам тех лет это изделие яви-
лось крупным шагом вперед в
отечественном ракетостроении.
В 1964 г. предприятие пере-
шло на выпуск межконтинен-
тальных баллистических ракет
8К84. Положительные результа-
ты в освоении и организации вы-
пуска изделий в 1960-1964 гг.
закрепили за предприятием ре-
путацию творческого коллекти-
ва, способного решать сложные
Первая ступень МБР УР-100 (8К84)
257
История развития отечественного ракетостроения
Ракета У Р-100К(15А20)
заводов-смежников было
проведено большое коор-
динационное совещание.
По воспоминаниям
В.В. Венцеля, закрывая
совещание, В.Г.Пашков об-
ратился к его участникам
со следующими словами:
«Если хоть на неделю
будет сорван график соз-
дания комплекса, вы все
будете отданы под суд».
График был выполнен.
За успешное выполнение
плана и организацию про-
изводства новой техники,
в частности изделий 8К84,
4К85, указом Президиума
Верховного Совета СССР
от 18 января 1971 г. завод
был награжден орденом
Ленина.
Освоение стратеги-
ческих межконтинен-
тальных баллистических
ракет 8К84 дало толчок
исключительно глубо-
ким преобразованиям в
структуре производства. Для производства этих уни-
кальных изделий были созданы специальные станки и
сварочные аппараты, разработаны новые технологии и
композиционные материалы. Ракета состояла из двух
ступеней и моноблочной ГЧ. Важной конструктивной
особенностью ракеты являлось то, что она на заво-
де-изготовителе помещалась в транспортно-пусковой
контейнер. Ракета заправлялась компонентами топли-
ва, ампулизировалась и находилась в таком положении
в течение боевого дежурства. На боевом дежурстве ра-
кетные комплексы с МБР 8К84 находились в самые на-
пряженные годы холодной войны и составляли основу
ракетно-ядерного щита страны вплоть до 1974 г.
В январе 1976 г. генеральным директором завода
был назначен ДАТараков. Под его руководством были
изготовлены ракеты 8К84М, 15А20,15А20У, агрегат-
но-приборные блоки для УР-1 ООН (15А30), УР-1 ООН
УПХ (15А35) и др. На изделии 15А30 была впервые
применены бортовая трехканальная цифровая вычис-
лительная машина, позволявшая автономно управлять
положением ракеты в полете по осям вращения, тан-
гажа и рыскания. 1979-1984 гг. наряду с изготовле-
нием МБР семейства УР-100 заводом выпускались
блоки 15Б99 для командных ракет 15А11 разработки
КБ «Южное».
Производство ракет стратегического назначения
оказало огромное влияние на развитие завода, на
создание современных технологий, рост профес-
сионализма специалистов. В те годы делом чести
было отличное владение квалификацией, знание
требований конструкторской и технологической до-
кументации. Поскольку в отработке ракет широко
применялись стандарты отрасли и постоянно разра-
батывались стандарты предприятия, в цехах и отделах
повсеместно проводилось их изучение. Работники
завода соревновались между собой в лучшем знании
стандартов и документации.
Производственное объединение
«Полет» - филиал ГКНПЦ им. М.В.Хруничева
ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТЫ УР-100
Транспортно-пусковой контейнер
В 1965 г. началось перевооружение Советской Ар-
мии новым поколением ракет - с повышенной степе-
нью боеготовности. Одним из таких изделий являлась
8К84 (УР-100). Газодинамический старт этой шахтной
ракеты производился непосредственно из ТПК, кото-
рый защищал ракету от высокой температуры струй
работавших двигателей. Внутри контейнера имелись
датчики, контролировавшие наличие паров окислителя
и горючего, а также управлявшие системой вентиляции
ШПУ. К моменту окончания разработки ТПК, в нача-
ле 1965 г., 8К84 серийно выпускались на Московском
заводе им. М.В.Хруничева и на Оренбургском маши-
ностроительном заводе. Сооружались стартовые по-
зиции.
5 октября 1965 г. приказом министерства за № 264
Омскому авиационному заводу № 166 поручается
изготовление транспортно-пусковых контейнеров
(индекс - 15Я15, впоследствии - 15Я54) для раке-
ты 8К84. Начать их серийное производство предпи-
сывалось с апреля 1966 г. главный инженер завода
Т.Ш.Хабибуллин, главный конструктор филиала № 1
ОКБ-586 ОАМартынов и другие главные специалисты
завода обеспечили получение технической документа-
ции. Выпуск контейнеров потребовал серьезной реор-
ганизации завода. Под новое изделие было выделено
18276 м2 производственных площадей, 13600 м2 под-
лежали реконструкции.
По существу были организованы два новых цеха:
№ 28 (начальник - М.Д.Гаврилов), где производились
работы на профилегибочных станках для придания
панелям требуемой формы, их обрезка и проведение
сварки продольных и кольцевых швов промежуточных
подсборок контейнеров, а также сварка бобышек и гар-
268
Глава 5
гротов на изготовленных подсборках.
Здесь производилась и сварка баков
первой и второй ступеней ракет. Под
ТПК был создан и цех № 68 (началь-
ник - П.М.Ушаков), где проходила
окончательная сварка всех подсборок
в единый корпус контейнера, без при-
борной «начинки» - т.н. «стакан».
Реконструировался цех № 66 (началь-
ник-Л.М.Тарасов), предназначенный
для окончательной сборки 15Я15. Но-
вое оборудование устанавливалось и
в других цехах, где изготавливалось
3000 наименований деталей для ТПК.
К четвертому кварталу 1965 г. в
основном было закончено оснаще-
ние завода недостающими станками
и прочим. Как указывалось в отчете
директора завода в министерство, «в
связи с поздним поступлением техдокументации от
главного конструктора контейнеров, разработка тех-
нологических процессов, проектирование оснащения
(всего 10000 наименований) было завершено в марте-
апреле 1966 г.». Несмотря на то, что заводу не была
оказана помощь другими предприятиями Министер-
ства общего машиностроения, к 1 октября на 166-м
заводе изготовили 9600 наименований оснастки, в т.ч.
5220 наименований мерительного и режущего инстру-
мента, что обеспечивало серийный выпуск изделий.
Одновременно пришлось решать ряд острейших
проблем, связанных с проведением сварочных работ.
Из воспоминаний А.Н.Кудашова (главного сварщика,
впоследствии заместителя директора):
«Заводу поручили довести выпуск контейнеров
до 25 штук в месяц с июля по октябрь 1966 г. 15Я15
был полностью сварным, а автоматическая сварка из-
за больших толщин велась в несколько подходов, что
чрезвычайно замедляло ее процесс. Не менее слож-
ной оказалась проблема 100 %-ного рентген-контро-
ля сварных швов контейнера. Он занимал слишком
большое время (длина одного кольцевого шва дости-
гала Юм, а длина одной рентгенпленки - всего около
30 см, так что приходилось делать огромное количе-
ство снимков). Выявленные дефекты подваривались
вручную иногда по нескольку раз, в результате сборка
браковалась. Вся наша работа забуксовала...
Тогда я предложил снять рентген-контроль, заме-
нив его механическими испытаниями образцов, сва-
ренных одновременно кольцевым швом контейнера.
От контейнера прежде всего требовалась прочность,
мы ее достигли на проверяемых образцах. В то же
время я доказал, что образец, не имеющий дефекта
по рентген-контролю, может не выдержать главного,
наиболее объективного, механического испытания.
Мне пришлось выехать в Москву с результатами ме-
Ракета УР-100 в ТПК15Я15
ханических испытаний образцов ТПК и там доказывать
свою правоту главному конструктору Барышеву, на-
чальнику теоретического отдела ЦКБМ Качалову и на-
чальнику главной инспекции котлонадзора МО СССР
полковнику Морозову. Примерно через неделю я при-
вез извещение о снятии рентген-контроля, и на третий
месяц от начала производства мы вышли на установ-
ленную программу. Но и после этого работы не убави-
лось. Сварщики цеха № 68, технологи отдела главного
сварщика сутками не уходили с завода, порой спали по
4-5 часов, сидя на стульях...».
В разные годы серийно на заводе № 166 изготав-
ливались следующие ТПК: 15Я15 (для МБР УР-100),
15Я42 (для МБР УР-100К), 15Я54 (для МБР УР-100Н)
и ЗФ17 (для МБР морского базирования).
Производство УР-100 в Омске
Производство изделия 8К84 на Омском авиаци-
онном заводе № 166 было развернуто в 1967 г. Вне-
дрение нового изделия было сопряжено с немалыми
трудностями и огромной подготовительной работой.
Освоение ракеты стало еще одной ступенью в техниче-
ском прогрессе производства завода. В отчете дирек-
тора завода Я.В.Колупаева для Министерства общего
машиностроения за 1967 г. говорится: «Для обеспе-
чения программы по изделию 8К84 было изготовле-
но 10747 наименований спецоснастки и инструмента.
Организован инструментальный корпус, куда переба-
зированы цеха инструментальный, приспособлений и
пресс-форм. В результате площадь цехов увеличилась
на 2077 м2. Получено 17 ед. металлообрабатывающего
оборудования. Увеличилась площадь цехов подготовки
производства. Внедрялась новая техника, усиливалась
связь с наукой, проводились совместные исследо-
269
История развития отечественного ракетостроения
МБР УР-100 (8К84)
вания с НИИ АТ-5 и кафедрой
технологии давления Омского
политехнического института. Ос-
нащались новой техникой цеха
сборочного цикла (№№ 67. 66,
26). Возросли требования к куль-
туре производства, соблюдению
чистоты. Внедрен директивный
техпроцесс по обеспечению чи-
стоты внутренних поверхностей
емкостей пневмо-гидросистем,
что потребовало создания во
многих местах камер чистоты
(с минимальным количеством
пыли). В механических цехах
(№№ 8,21,30) заменены полы,
выкрашено оборудование. В це-
хах, изготавливающих узлы ав-
томатики (№№ 14,21,8), прове-
дена реконструкция сборочных
участков так, чтобы они отвечали
требованиям главного конструк-
тора изделия 8К84. Было увели-
чено количество работников ОГТ
и ОТК».
О работе службы главного
сварщика и сварщиков в сбороч-
ных цехах рассказал А.Н. Кудашов:
«На ракете разработки
В.Н. Челомея не имелось ни
одного стыка, соединяемого
болтами, а только сварные. Это
позволяло содержать изделие в
дежурном (заправленном) состоянии двадцать и бо-
лее лет. Основной проблемой при сварке 8К84 явля-
лось наличие многочисленных неповоротных стыков.
Здесь нам очень пригодился опыт сварки аналогичных
стыков трубопроводов. При сборке ракеты сложным
оказался также стык для приварки двигателя (постав-
щик - завод № 29 им. Баранова). Решая эту проблему,
нам удалось освоить сварку биметаллов, найти наи-
более оптимальную конструкцию стыков, исключить
дефекты. Мне, как главному сварщику, даже предла-
гали обобщить опыт работы в виде диссертации, но
началось освоение отсеков космических аппаратов, и
времени на «науку» не осталось...»
О сложности работ, связанных с производством ра-
кеты 8К84, говорит и другой факт: около 20000 разъ-
емных соединений различных типов должны были вы-
держивать влияние крайне агрессивных компонентов
топлива в течение 20 и более лет.
Первые ракеты 8К84 на заводе собрали в начале
осени 1967 г. Приказ директора вышел 17 сентября, в
нем отмечалось, что КИС цеха № 66 и участком авто-
номных испытаний отдела № 32 «проделан большой
объем подготовительных работ по вводу в эксплуа-
тацию КИА, освоению новых техпроцессов и подго-
товке кадров испытателей, что позволило провести
в короткий срок отработку первого изделия заказа
«07» (8К84)». Благодарность объявлялась 16 испыта-
телям во главе с начальником КИС С.Г.Караваевым.
Первый пуск МБР 8К84 омского производства со-
стоялся 20 октября 1968 г. с шахтной пусковой установ-
ки 95 космодрома Байконур. Пуск и работа бортовых
приборов прошли без замечаний. И в последующем
к межконтинентальной баллистической ракете 8К84
производства завода № 166 замечаний не было.
В 1967 г. на заводе изготовили шестнадцать ра-
кет 8К84 и два учебных макета. С 1968 г. в отчетных
документах завода выпуск ракет всех модификаций
приводился, в связи с высокой степенью секретности,
в процентах или денежном выражении, поэтому
указать точное количество выпущенных ракет 8К84
сложно, точных данных в заводском архиве найти не
удалось. По некоторым данным, МБР 8К84 выпущено
в Омске около 85 шт. Решением Правительства нала-
женное производство новых МБР в Омске было пре-
кращено в 1969 г., после чего завод приступил к ос-
воению производства ракеты-носителя легкого класса
11К65М и космических аппаратов.
Ъ.'Б.Зуе^., A.C.KoyomJcoS,
АЮМммченка
m «кбю»
ГП «ПО «Южмаш»
ТРИУМФЫ И ТРАГЕДИЯ. РАКЕТЫ Р-16 И Р-14
В начале 1956 г. ОКБ-586 выступило еще с двумя
крупными предложениями. Первое касалось разра-
ботки ракеты Р-14 средней дальности, но вдвое боль-
шей, чем у Р-12, в противовес к американским БРОД
«Юпитер» и «Тор», имеющим дальность стрельбы со-
ответственно 3200 и 2800 км. Ракета Р-14 могла бы
поражать стратегические цели в любых точках Европы,
Азии, части Северной Америки и Африки.
Предэскизный проект ракеты Р-14 с дальностью
4500 км был выпущен в третьем квартале 1956 г. В нем
рассматривались одноступенчатая и двухступенчатая
схемы ракеты на той же топливной паре, что и у ра-
кеты Р-12. Предпочтение отдавалось одноступенчатой
схеме как более простой и надежной. Стартовая масса
ракеты была определена в 95 т.
Второе предложение ОКБ было неизмеримо
сложнее: молодые проектанты замахнулись на раке-
ту с межконтинентальной дальностью. Предэскизный
270
Глава 5
проект МБР Р-16 был выпущен в феврале 1957 г.
Ракета проектировалась двухступенчатой. В качестве
топливной пары для Р-14 и Р-16 были выбраны азот-
ная кислота АК-27И и новое, более эффективное то-
пливо - диметилгидразин несимметричный. Система
управления ракет Р-14 и Р-16 предполагалась, как и
на ракете Р-12, автономной инерциальной. Испытывая
острую необходимость в создании МБР длительно-
го хранения, правительство в конце 1956 г. поручило
ОКБ-586 провести разработку эскизного проекта раке-
ты Р-16 с подключением широкого круга смежных ор-
ганизаций. 17 декабря 1956 г. вышло соответствующее
постановление правительства.
Ракета Р-16
В ноябре 1957 г. был разработан эскизный проект
МБР Р-16. Для улучшения технологичности форма
ступеней ракеты была приведена к цилиндрической,
но с разными диаметрами ступеней: первая - диаме-
тром 3 м, вторая - 2,4 м. Стартовая масса ракеты была
увеличена до 150 т.
В январе 1958 г. экспертная комиссия под предсе-
дательством академика М.В.Келдыша рассмотрела и
оценила принципиальную возможность создания МБР
на высококипящих компонентах топлива. Экспертная
комиссия доложила правительству о возможности
создания МБР Р-16 с заявленными характеристиками,
отметив при этом ряд недостатков проекта. Это было
большой победой молодого ОКБ-586, отстоявшего
право на собственное направление в боевом ракето-
строении.
Руководство ОКБ-586 предложило поручить раз-
работку маршевых двигателей ОКБ-456 В.П.Глушко,
предварительное согласие которого было получено.
ОКБ-456 не только энергично приступило к разработке
двигателей, но и повело эту работу самым рациональ-
ным образом, создав вскоре на базе двухкамерного
ЖРД 8Д513 с одним ТНА три мощных двигателя: четы-
рехкамерный 8Д514, шестикамерный 8Д712 и двухка-
мерный 8Д713 для обеих ракет. Этот принцип оказался
весьма плодотворным и использовался в дальнейшем
во всех совместных разработках ОКБ-456 и ОКБ-586.
Двигатели 8Д712 и 8Д713 вошли в окончательный об-
лик МБР Р-16, а 8Д514 - ракеты Р-14.
Одной из особенностей ракеты Р-16 было при-
менение в качестве органов управления специальных
рулевых ЖРД на обеих ступенях вместо графитовых
рулей, доставлявших много хлопот в производстве. К
тому же применение рулевых ЖРД позволяло снизить
конечную массу ракеты за счет меньших остатков то-
плива и повысить точность стрельбы.
М.К.Янгель принял решение создать специализи-
рованное конструкторское бюро двигателей в структу-
ре ОКБ-586 и поручить ему разработку рулевых двига-
телей для МБР. Приказом председателя ГКОТ при СМ
СССР № КС-269 от 22 июня 1958 г. в ОКБ создается
КБ-4 по двигателям. На КБ-4 возлагается разработка
рулевых ЖРД для Р-16, а также инженерное обслу-
живание производства двигателей на заводе № 586.
Главным конструктором КБ-4 - заместителем главно-
го конструктора ОКБ назначается И.И.Иванов, его за-
местителем - М.Д.Назаров.
Создание собственного двигательного КБ в составе
ОКБ-586 имело большое принципиальное значение.
Помимо сосредоточения в одном месте всего цикла
изготовления «ракета + двигатель», работа проектан-
тов-двигателистов в тесном контакте с проектанта-
ми-ракетчиками позволила глубоко вникать в нужды
разработчиков ракет и откликаться на их пожелания
зачастую нестандартными схемными и конструктив-
ными решениями, отрабатываемыми на собственной
испытательной базе. Такое взаимодействие, в свою
очередь, стимулировало создание ЖРД с высокими
энергомассовыми характеристиками, превосходящи-
ми лучшие отечественные и зарубежные образцы по-
добного класса.
Сложной была также проблема создания авто-
номной системы управления для МБР, которая долж-
на была обеспечить высокую точность стрельбы.
В НИИ-885, руководимом М.С.Рязанским, главным
разработчиком систем управления для ракет, имелось
направление автономных систем управления под ру-
ководством НАПилюгина, которым были разработа-
ны автономные системы управления для ракет Р-12 и
Р-14. М.К.Янгель попытался привлечь его к сотрудни-
честву и в отношении автономной СУ для ракеты Р-16
и получил предварительное согласие. Однако позднее
НАПилюгин отказался от этой разработки.
М.К.Янгель ведет переговоры с директором Мо-
сковского НИИ прикладной механики В.И.Кузнецовым,
главным гироскопистом страны, предлагая ему воз-
главить проектирование автономной СУ для МБР. Он
видит в нем авторитетного и признанного специалиста
в области систем наведения, в то же время понимает,
что Кузнецов, как главный конструктор темы, столкнет-
ся с трудностями при создании всей СУ в комплексе.
Поэтому, получив согласие Кузнецова, Янгель выходит
в правительство с предложением организовать на базе
лаборатории Кузнецова в Харькове самостоятельное
ОКБ по разработке автономных систем управления
для ракет. 11 апреля 1959 г. вышло постановление
правительства № 390-182 об организации Особо-
го конструкторского бюро № 692 под руководством
Б.М.Коноплева, которому и была поручена разработка
автономной СУ для ракеты Р-16 под формальным тех-
ническим руководством В.И.Кузнецова.
В августе 1958 г. правительство поручило ОКБ-586
в кратчайшие сроки создать МБР Р-16. Постановле-
271
История развития отечественного ракетостроения
нием правительства № 1003-476 от 28 августа 1958 г.
определялись основные этапы отработки МБР:
-	июнь 1961 г. - начало летно-конструкторских ис-
пытаний;
-	четвертый квартал 1962 г. - начало пристрелоч-
ных испытаний.
На ракету Р-16 были выданы уточненные тактико-
технические требования МО СССР, ей был присвоен
индекс 8К64. Ведущим конструктором темы был на-
значен В.В.Грачев, его помощниками - ААПолысаев,
ВАТимофеев, ЕАЕрофеев. Разработке ракеты Р-16
открывалась «зеленая улица».
Что касается ракеты Р-14, то после выпуска пред-
эскизного проекта в третьем квартале 1956 г. все даль-
нейшие работы по ней были временно приостановлены.
Это было связано, главным образом, с разработкой
сложнейшей межконтинентальной баллистической
ракеты Р-16. Кроме того, руководство ОКБ сомнева-
лось в возможностях ОКБ и завода одновременно раз-
рабатывать две новые ракеты. Однако благоприятное
решение о создании маршевых двигателей ОКБ-456
для обеих ракет, а также настойчивые просьбы началь-
ника реактивного вооружения страны генерал-майора
А.И.Семенова «посмотреть» ракету на среднюю даль-
ность подвинули дело.
Постановление правительства о разработке ракеты
Р-14 вышло 2 июля 1958 г. Уже в декабре 1958 г. был
разработан эскизный проект. Новое постановление
правительства № 514-232 от 13 мая 1959 г. предус-
матривало резкое ускорение отработки обеих ракет -
Р-14 и Р-16 - с выходом на ЛКИ соответственно во
втором и четвертом кварталах 1960 г., организацией
серийного производства ракет Р-14 в 1961 г., ра-
кет Р-16 - в 1962 г. с подключением заводов № 166
(г. Омск) и № 1001 (г. Красноярск). Для высвобожде-
ния мощностей ОКБ и завод полностью освобожда-
лись от работ по морской тематике с передачей всех
материалов в набиравшее силу СКБ-385 В.П.Макеева
и от всех работ по тематике ОКБ-1 С.П.Королева.
О том, какое большое значение правительство при-
давало созданию МБР, свидетельствует и тот факт, что
одновременно с постановлением об ускорении отра-
ботки ракеты Р-16 в этот же день -13 мая 1959 г. -
подписывается постановление о создании МБР Р-9
ОКБ-1 С.П.Королева. Между ведущими главными
конструкторами впервые обозначилось открытое со-
ревнование за создание лучшей межконтинентальной
ракеты.
В интересах мобилизации производственных ре-
сурсов и ускорения начала серийного производства
ракет главный конструктор ОКБ М.К.Янгель и дирек-
тор завода Л.В.Смирнов принимают неординарное
решение: передать заводу с января 1960 г. экспери-
ментальное производство ОКБ-586. Одновременно с
изготовлением и заводскими испытаниями элементов
ракеты Р-16 велась интенсивная подготовка к летным
испытаниям ракеты на полигоне Тюратам (НИИП-
5 МО). Для руководства и проведения испытаний ра-
кеты Р-16 и всего комплекса было сформировано 2-е
испытательное управление полигона из подготовлен-
ных офицеров-инженеров, имеющих знания ракетной
техники, опыт работы на полигоне Капустин Яр и в 1-м
испытательном управлении полигона (королевском).
В июне-июле 1960 г. в КБ были проведены горячие
проливки, в августе в НИИ-229 (г. Загорск) начались
огневые стендовые испытания ступеней ракеты Р-16.
8 августа 1960 г. успешно прошло первое стендовое
испытание первой ступени МБР. 28 августа успешно
прошли первые испытания второй ступени. Отдельные
замечания и рекомендации по работе систем были
оперативно реализованы, и после еще двух успешных
пусков ракета Р-16 была допущена к летным испыта-
ниям. В сентябре 1960 г. первая летная ракета 8К64
ЛД1-ЗТ была отправлена на полигон Тюратам.
В этом же месяце решением СМ СССР был ут-
вержден состав Госкомиссии по проведению летных
испытаний МБР Р-16. Ее председателем был назна-
чен заместитель министра обороны СССР Главком
РВСН главный маршал артиллерии М.И.Неделин,
заместителем председателя - техническим руково-
дителем испытаний - главный конструктор ОКБ-586
М.К.Янгель, заместителями председателя - Л.А. Гри-
шин и К.В.Герчик. В состав комиссии также вошли
В.П.Глушко, В.И.Кузнецов, Б.М.Коноплев, В.А. Конце-
вой, Е.А.Негин, С.Г.Кочарянц, А.И.Соколов, В.В.Грачев
и др. Ход подготовки ракеты 8К64 к пуску находился в
поле пристального внимания ЦК партии, ВПК и выс-
шего руководства страны. Москва торопила. На поли-
гон неоднократно звонили Н.С.Хрущев и Л.И.Брежнев.
Межконтинентальная ракета Советскому Союзу нужна
была как воздух.
Утром 21 октября ракета была вывезена на старто-
вую позицию. Начинался последний подготовительный
этап перед пуском. 21 и 22 октября проходила предус-
мотренная технической документацией предстартовая
подготовка ракеты, включавшая в себя стыковку ГЧ,
подъем и установку ракеты на пусковой стол, под-
ключение коммуникаций, автономные и комплексные
испытания всех систем. Существенных замечаний не
было.
23 октября ракета была заправлена компонентами
топлива и сжатыми газами. Начался заключительный
этап подготовки к первому пуску, который решением
Госкомиссии был назначен на 19 ч. Ближе к вечеру,
во время проведения очередной операции прорыва
пиромембран окислителя второй ступени, произошел
неадресный прорыв пиромембран горючего первой
ступени и самопроизвольный подрыв пиропатронов от-
сечных клапанов газогенератора одного из трех блоков
маршевого двигателя первой ступени, что свидетель-
272
Глава 5
ствовало о выходе из строя главного токораспредели-
теля бортовой системы управления. Пуск был отложен.
Госкомиссия принимает решение о замене отсечных
пироклапанов газогенератора и главного токораспре-
делителя. Ограниченное допустимое время нахождения
заправленной ракеты с прорванными мембранами -
не более 24 ч по техническим условиям на резиновые
уплотнения, манжеты и прокладки, - огромное жела-
ние спасти ракету для пуска вынуждали форсировать
завершение работ с нею на старте. В случае отмены
пуска необходимо сливать компоненты топлива, что
было рискованной операцией, т.к. у испытателей на тот
период не было ни опыта, ни отработанной технической
документации по сливу топлива. Затем ракету необходи-
мо возвращать на завод для проведения нейтрализации
баков и магистралей, переборки двигателей, установки
новых уплотнений. Замена первой летной машины Р-16
на вторую, имеющуюся в МИК, сдвигала сроки первого
пуска в лучшем случае на месяц.
По свидетельству одного из участников тех собы-
тий, М.К.Янгель был склонен слить топливо и начать
подготовку второй ракеты, однако М.И.Неделин воз-
разил:
- Что я буду говорить Никите?
Было принято решение продолжить работы по под-
готовке ракеты на старте и произвести пуск на следую-
щий день. Председатель Госкомиссии подытожил:
- Ракету доработать на старте! Страна ждет нас!
24 октября в первой половине дня устранялись об-
наруженные накануне дефекты. После обеда состоялось
заседание Госкомиссии, на котором обсуждался вопрос
о допуске ракеты к пуску. Было заслушано сообщение об
обстоятельствах, инициировавших несанкционированные
команды системы управления, в котором отчетливо про-
звучало, что нарушение последовательности выдачи ко-
манд, приведшее к самопроизвольному срабатыванию
пиропатронов, явилось следствием ошибки, допущенной
при проектировании пульта, разработанного ОКБ-692, и
производственных дефектов при его изготовлении. Была
однозначно установлена недостаточная помехозащищен-
ность блока усилителей программированных импульсов.
Недостатки были серьезные, и для их устранения тре-
бовалось длительное время. Это вынудило Госкомиссию
после выяснения мнения специалистов согласиться с
предложением разработчика системы управления раке-
ты - главного конструктора ОКБ-692 Б.М.Коноплева -
пойти на пуск без доработок блока усилителей програм-
мированных импульсов. Для исключения возможности
возникновения ложных команд комиссия согласилась с
предложением по объявлении 30-минутной готовности к
пуску произвести переустановку в исходное (нулевое) по-
ложение шаговых двигателей системы управления.
При обсуждении вопроса о возможности пуска
против выступил заместитель главного конструктора
ОКБ-456 Г.Ф.Фирсов. Однако абсолютное большинство
присутствовавших высказалось за допуск ракеты к заклю-
чительным испытаниям. Начался заключительный этап
электроиспытаний ракеты.
Примерно в 18 ч 45 мин (в различных источниках
приводится разное время) в результате команды, вы-
данной программным токораспределителем, внезапно
произошел запуск маршевого двигателя второй ступе-
ни ракеты. Мощная огненная струя мгновенно разру-
шила днище бака окислителя первой ступени, а затем и
бака горючего, и более 120 т самовоспламеняющихся
компонентов топлива в считанные секунды превратили
стартовую площадку в огненный смерч. Концентриче-
ские волны огня, расходившиеся от пускового стола
с большой скоростью, поглощали все на своем пути.
Из этого ада выскакивали и бежали во все стороны
горящие люди. Лавинообразное горение продолжа-
лось секунд двадцать, после этого еще в течение двух
часов происходило догорание агрегатов, сооружений,
кабельных коммуникаций - всего, что могло гореть.
Только тогда появилась возможность приступить к
работе аварийно-спасательной команде. Практически
все, находящиеся вблизи стартового стола, погибли.
Спастись удалось очень немногим.
В этой катастрофе погибли Главком РВСН М.И.Не-
делин, заместители главного конструктора ОКБ-586
ЛАБерлин и ВАКонцевой, заместитель главного кон-
структора ОКБ-456 Г.Ф.Фирсов, главный конструктор
ОКБ-692 Б.М.Коноплев, заместитель начальника поли-
гона инженер-полковник АИ.Носов, начальники 1-го и
2-го испытательных управлений полигона инженер-пол-
ковники ЕИ.Осташев и Р.М.Григорьянц. Среди погибших
испытателей ОКБ-586 оказались также В.В.Орлинский,
В.Г.Карайченцев, Е.И.Аля-Брудзинский, и Л.П.Ерченко.
В ночь на 25 октября на полигон вылетела прави-
тельственная комиссия во главе с председателем Пре-
зидиума Верховного Совета СССР Л.И.Брежневым.
В ее состав вошли первый заместитель министра
обороны СССР ААГречко, заместитель председа-
теля СМ СССР Д.Ф.Устинов, председатель ГКОТ при
СМ СССР К.Н.Руднев, председатель ГК по радиоэлек-
тронике В.Д.Калмыков, заведующий Отделом оборон-
ной промышленности ЦК КПСС И.Д.Сербин, началь-
ник 3 Главного управления КГБ А.Н.Гуськов, директор
НИИ-229 Г.М.Табаков, директор НИИ-88 ГА.Тюлин.
26 октября в конференц-зале МИК состоялось за-
седание комиссии ЦК КПСС. Открывая заседание,
Л.И.Брежнев от имени ЦК партии, правительства и лично
Н.С.Хрущева выразил соболезнование по случаю гибели
испытателей полигона и представителей промышлен-
ности, официально сообщил, что будут приняты все не-
обходимые меры по оказанию помощи пострадавшим
и членам их семей. Далее он сказал, что поскольку за
допущенные ошибки и просчеты спросить не у кого, т.к.
руководители, ответственные за техническую сторону
и безопасность работ, погибли почти все, руководство
273
История развития отечественного ракетостроения
страны приняло решение специального расследования
не проводить, а всем участникам, оставшимся в живых,
сделать соответствующие выводы.
Техническое заключение комиссии по выяснению
причинкатастрофысракетой8К64ЛД1-ЗТ, происшедшей
при подготовке ее к пуску в в/ч 11284 24 октября 1960 г.,
подписали М.К.Янгель, В.С.Будник, В.П.Глушко,
Г.М.Табаков, И.И.Иванов, А.Ю.Ишлинский (академик
АН СССР, заместитель В.И.Кузнецова), В.Н.Третьяков
(заместитель председателя Госкомитета СССР по су-
достроению), В.И.Кузнецов, ГАТюлин, АТ.Иосифьян,
Н.С.Медведев (заместитель главного инженера
4 Управления Госкомитета СССР по радиоэлектро-
нике), З.И.Цециор (заместитель В.И.Кузнецова),
ИАДорошенко (начальник лаборатории ОКБ-692,
главный разработчик комплексной электросхемы ра-
кеты Р-16), ВАБоков (начальник отдела полигона),
(1920-1960 гг.). Старший
инженер, начальник
отдела, зам. главного
конструктора завода № 586
(1951-1954 гг.). Заместитель
главного конструктора
ОКБ-586 (1954-1960 гг).
Лауреат Ленинской премии.
ВАКонцевой
(1924-1960 гг). Инженер,
заместитель начальника
цеха завода №586
(1951-1954 гг). Начальник
лаборатории, начальник
отдела, заместитель
главного конструктора
ОКБ-586 (1954-1960 гг).
А.С.Матренин, Ю.И.Воробьев (заместитель начальника
1 Управления ГУРВО), В.В.Фаворский (начальник от-
дела 1 Управления ГУРВО). Под решением правитель-
ственной комиссии поставили подписи Л.И.Брежнев и
все члены правительственной комиссии.
В ноябре 1960 г. при непосредственном участии
руководителей министерств и ведомств, ответственных
работников ВПК и ЦК КПСС, главных конструкторов
в Харькове, Москве и Днепропетровске был проведен
целый комплекс организационно-технических меро-
приятий по определению объема необходимых дора-
боток бортовых приборов и наземного испытательного
комплекса, системы управления ракетой и определены
сроки их выполнения.
После шока, связанного с катастрофой на поли-
гоне, похоронами погибших сотрудников, ОКБ по-
степенно возвращалось к прежней жизни. Престижу
конструкторского бюро был нанесен тяжелейший удар.
Все надо было не только восстанавливать вновь, но и
доказывать свое право на существование доведени-
ем ракеты Р-16 до кондиции, главный конструктор,
оставшись практически без руководителей испытаний
и одного из ведущих смежников, должен был не только
взвалить на себя всю огромную тяжесть ответственно-
сти за случившееся, но и найти силы для организации
работ по доработке и подготовке к пуску новой ракеты.
28 декабря 1960 г. на полигон была отправлена вто-
рая летная ракета ЗЛ, доработанная на заводе по резуль-
татам работы комиссии. Решением правительства был
уточнен состав Государственной комиссии. Председате-
лем был назначен генерал-лейтенант А.И.Соколов, на-
чальник головного института ракетных войск НИИ-4 МО,
заместителями - САЗверев, заместитель председателя
ГКОТ, и ГАГлазков, заместитель председателя Госкоми-
тета по радиоэлектронике. В состав комиссии были вве-
дены главный конструктор ОКБ-692 В.Г.Сергеев (назна-
ченный вместо погибшего Б.М.Коноплева), заместитель
В.Г.Карайченцев
(1923-1960 гг).
Работал на заводе № 586
и в ОКБ-586 инженером,
старшим инженером,
начальником группы
(1951-1960 гг).
В.В.Орлинский
(1930—1960гг). Работал
в ОКБ-586 инженером,
старшим инженером,
начальником группы,
заместителем начальника
отдела (1954—1960гг).
Е.И.Аля-Брудзинский
(1932-1960 гг).
Работал в ОКБ-586
инженером, старшим
инженером,
начальником группы
(1955-1960 гг).
Л.П.Ерченко
(1936-1960 гг).
С1959по 1960 г.
работал
в ОКБ-586.
274
Глава 5
начальника ГУРВО Н.Н.Смирницкий, начальник НИИП-5
МО А.Г.Захаров и главный конструктор ЦКБ-34 Е.ГРудяк.
После проведения всех работ на технической пози-
ции в последней декаде января ракета была вывезена
на старт и установлена на пусковой стол. Пуск был на-
значен на один из последних дней января. Результаты
электроиспытаний подтвердили нормальное функ-
ционирование всех систем, за исключением системы
телеизмерений «Рубин-1». После некоторой задержки,
связанной с отказом передатчика системы «Рубин-1»
и со срочной его доработкой на заводе-изготовителе в
Казани, пуск был назначен на 2 февраля, несмотря на
сильный мороз-36 °C.
Пуск состоялся в назначенное время со второй пу-
сковой установки площадки 41. Не обошлось и без не-
приятностей. За несколько минут до пуска обнаружи-
лось отсутствие питания системы аварийного подрыва
ракеты в полете и на телеметрическую систему «Трал».
Это означало, что никакой информации о работе узлов
и агрегатов ракеты на активном участке испытателям
не поступит. Янгель принимает решение идти на пуск
без телеметрии, несмотря на бурные возражения, в
первую очередь, телеметристов. После катастрофы с
первой Р-16 сейчас все было поставлено на карту. Пуск
ждут на полигоне, в Днепропетровске, многочислен-
ные смежники, а самое главное - в Москве, связь с
которой поддерживается непрерывно. Основная цель
пуска - показать работоспособность конструкции и,
прежде всего, правильность заложенных при проекти-
ровании идей.
Пуск состоялся в назначенное время и, учитывая
поставленную задачу и предельно сложную психоло-
гическую атмосферу, прошел нормально. В процес-
се первого пуска ракета значительно отклонилась от
расчетной траектории, и ГЧ вместо Камчатки упала в
районе Красноярского края, что определили по внеш-
нетраекторным измерениям.
При следующем пуске 3 марта 1961 г. опять произо-
шло отклонение и потеря устойчивости второй ступени.
Телеметрия дала информацию о ненормальной работе.
Анализ двух пусков привел к выводу о том, что возму-
щения во время полета от перемещений топлива в баках
второй ступени слишком велики и не могут полностью
парироваться системой управления. Поэтому в топлив-
ные отсеки второй ступени были введены перегородки,
гасящие возникающие колебания КТ во время полета
ракеты. Позднее такие успокоители-перегородки были
введены и в баках первой ступени.
С августа 1961 г. ракета Р-16, наконец, начала ле-
тать нормально. До февраля 1962 г. по программе
ЛКИ было запущено шестнадцать ракет, из них только
две с аварийным исходом. Учитывая успешные резуль-
таты летных испытаний МБР Р-16, правительством
было принято решение об изготовлении первой серий-
ной партии ракет на заводе № 586 и о строительстве
наземных боевых стартовых комплексов «Шексна-Н»
для ракет Р-16, не дожидаясь окончания ЛКИ и при-
нятия комплекса на вооружение. Межконтинентальная
баллистическая ракета Р-16 (8К64) наземного базиро-
вания была принята на вооружение постановлением
правительства от 20 октября 1962 г. К 1965 г. было
развернуто 186 пусковых установок для ракеты Р-16
и ее модификаций.
Ракета Р-14
За драматической историей разработки и испы-
таний первой МБР как-то совсем незаметно и, каза-
лось бы, без особых сложностей прошла разработка
БРСД Р-14, которая не имела никаких конкурентов.
После выхода постановления правительства от 13 мая
1959 г. по ускорению отработки ракет Р-14 и Р-16, ра-
боты над Р-14 пошли более быстрым темпом парал-
лельно с разработкой Р-16. Выпуск конструкторской
документации на ракету Р-14 был поручен отделу 10
(В.Ф.Угкин), ведущим конструктором был назначен
М.И.Галась, его помощником - БАКовтунов.
В первом квартале 1960 г. были проведены горячие
проливки, в марте-мае 1960 г. - четыре огневых стен-
довых испытания ракеты в НИИ-229, особых замечаний
не было. Во втором квартале 1960 г. экспериментальная
отработка БРСД Р-14 была практически завершена и
началась подготовка к ЛКИ. Летно-конструкторские ис-
пытания ракеты проводились на ГЦП-4. Председателем
Госкомиссии был назначен генерал-майор АГ.Мрыкин,
техническим руководителем - В.С.Будник, первый за-
меститель главного конструктора ОКБ.
Первый пуск ракеты Р-14 состоялся в июне 1960 г.
По результатам двадцати двух пусков, завершенных
15 февраля 1961 г., Госкомиссия подписала отчет с
рекомендацией о принятии ракеты на вооружение. Ра-
кета Р-14 (8К65) была принята на вооружение поста-
новлением правительства от 24 апреля 1961 г. Первый
дивизион с четырьмя стартовыми позициями встал на
боевое дежурство 31 декабря 1961 г. К 1965 г. было
развернуто 97 пусковых установок.
За создание ракетного комплекса с ракетой Р-14 Ука-
зом Президиума Верховного Совета СССР от 17 июня
1961 г. ОКБ-586 было награждено вторым орденом Ле-
нина, завод № 586 - орденом Трудового Красного Зна-
мени, главный конструктор ОКБ М.К.Янгель награжден
второй золотой медалью «Серп и Молот». Звание Героя
Социалистического Труда также присвоено директору
завода АММакарову, главному инженеру Н.Д.Хохлову,
ведущим специалистам ОКБ и завода В.М. Ковтуненко,
Н.Ф.Герасюте, И.И.Иванову, В.В.Грачеву, Л.Л.Ягджие-
ву, слесарю-сборщику Д.Т.Смиюхе, токарю-новатору
М.Н. Лапшину. Большая группа конструкторов и завод-
чан также была удостоена правительственных наград.
275
История развития отечественного ракетостроения
А.М.Макаров (1906—1999 гг.).
Дважды Герой Социалистиче-
ского Труда. Начальник про-
изводства. главный инженер
Государственного союзного за-
вода № 586 (1951-1961 гг.),
директор Южного машино-
строительного завода, затем -
генеральный директор ПО «Юж-
маш» (1961-1986 гг.).
НДХохлов (1918-1999 гг.).
Герой Социалистического Тру-
да. В 1961—1965 гг. - главный
инженер завода № 586 (ЮМЗ).
В1965 г. назначен заместителем
министра общего машиностро-
ения. С 1984 по 1996 г. работал
ведущим инженером по отрасли
в НИИ технологии машинострое-
ния. Лауреат Ленинской премии.
ЛЛЯгджиев (1910—1993 гг.).
Герой Социалистического Труда.
Начальник производства - за-
меститель главного инженера
(1954—1965 гг.), главный ин-
женер (1965—1977 гг.) Южного
машиностроительного завода.
Лауреат Ленинской премии.
Н.Ф.Герасюта (1919-1987 гг.).
Герой Социалистического Тру-
да. Член-корреспондент АН
УССР. Инженер, научный сотруд-
ник ОКБ-1 НИИ-88 (с 1947 по
1951 г.). Начальник сектора бал-
листики КБ завода №586 (1951—
1954 гг.), заместитель главного
конструктора (1962—1987гг.).
В.В.Грачев (1923-1996 гг.). Ге-
рой Социалистического Труда.
Инженер-конструктор КБ за-
вода № 586 (1951-1954 гг.).
Инженер-конструктор, ведущий
конструктор ракеты Р-12 в ОКБ-
586 (1954—1959гг.). Заместитель
главного конструктора по испы-
таниям (1959—1992гг.).
И.И.Иванов (1918-1999 гг.). Ге-
рой Социалистического Труда.
Член-корреспондент АН УССР.
Заместитель начальника отдела
КБ завода №586(1951-1954 гг.).
Заместитель главного конструк-
тора ОКБ-586 (затем КБ «Юж-
ное») (1954-1987 гг.).
Создание шахтных комплексов
ракет Р-12, Р-14, Р-16
Созданные в конце 1950-х- начале 1960-х гг. бое-
вые ракетные комплексы, разработанные ОКБ-586 -
Р-12, Р-14, Р-16,-снабженные термоядерными ГЧ,
представляли собой оружие огромной разрушитель-
ной силы. При хранении их защита обеспечивалась
специальными железобетонными сооружениями,
где они размещались в горизонтальном положении.
Но эти ракеты были созданы в расчете на использо-
вание открытого наземного старта. При боевом де-
журстве установленные на стартовом столе ракеты
«ростом» в десятки метров оказывались абсолютно
незащищенными от ядерного воздействия против-
ника. Из расчетов следовало, что ядерный взрыв
мощностью в 1 Мт на расстоянии 5 км уничтожал
ракету, стоящую на наземном пусковом устрой-
стве. Самое современное оружие само нуждалось
в защите.
В ГСКБ Спецмаш занимались разработкой раз-
личных способов защиты наземных боевых стартовых
комплексов. Среди прочих были отработаны и различ-
ные варианты шахтных боевых стартовых комплексов.
В сентябре 1958 г. Главным маршалом артиллерии
М.И.Неделиным, заместителем министра обороны
СССР по специальному вооружению и реактивной тех-
нике, перед учеными и конструкторами была поставле-
на задача размещения стратегических баллистических
ракет, находящихся на вооружении Советской Армии,
в шахтные пусковые установки. С самого начала пред-
полагалось не только хранить ракеты под землей, но и
обеспечить возможность их подземного старта.
В ноябре 1958 г. маршал М.И.Неделин принял реше-
ние о строительстве на ГЦП-4 двух опытных шахт для на-
турного эксперимента с пуском ракеты Р-12. В течение
месяца специалистами НИИ-88, НИИ-4 МО, ЦПИ-31М0,
ОКБ-586 и ГСКБ Спецмаш произведена рекогносцировка
и выбрано место для строительства опытных ШПУ. Пред-
стояло впервые решить множество технических проблем:
276
Глава 5
по разработке конструкции шахты, обеспечению газо-
динамического старта ракеты из ШПУ (на собственных
двигателях), устройстве защитной крыши ШПУ и др., а
также по необходимым изменениям конструкции раке-
ты. В сжатые сроки была построена экспериментальная
шахта «Маяк» с подземным бункером для проверочно-
пусковой аппаратуры, удаленным от шахты на расстояние
около 150 м.
При создании первой ШПУ военные строители
столкнулись на глубине около 20 м с плывуном. Так
как в то время еще не были разработаны методы про-
хождения плывунов, было принято решение нарастить
шахту вверх, насыпав грунт в виде холма высотой око-
ло 7 м. На равнинной местности он был виден за IQ-
15 км и стал своеобразным ориентиром, «маяком»
при движении по полигону.
В сентябре 1959 г. состоялся первый пуск опыт-
ной ракеты 63Ш из ШПУ. Ракета вышла из шахты, но
через 58 с потеряла устойчивость и упала на расстоя-
нии около 100 км от места старта. При осмотре ШПУ
была обнаружена деформация защитного стакана во-
внутрь шахты, неподалеку от шахты найден срезанный
стабилизатор ракеты. Очевидно, газы, истекающие из
двигателя ракеты, запущенного в шахте, при взаимо-
действии с инжектируемым воздухом выдавили внутрь
стакана часть обечайки, которая срезала один из стаби-
лизаторов ракеты вместе с рулевой машинкой.
Несмотря на неудовлетворительный исход испыта-
ния, подтвердилась возможность пуска ракеты из шахты
на собственных двигателях. После доработки шахты и
ракеты был выполнен ряд успешных пусков ракеты 63Ш.
В результате 30 мая 1960 г. вышло постановление прави-
тельства, задававшее разработку ШПУ для боевых страте-
гических ракетных комплексов.
14 июня 1960 г. подписан Приказ ГКОТ «О соз-
дании ШПУ ракет Р-12, Р-14, Р-16 (главный кон-
структор - МКЯнгель) и Р-9А (главный конструктор
- С.П.Королев) «Двина», «Чусовая», «Шексна» и
«Десна». Шахтный способ размещения МБР и БРСД в
дальнейшем стал основным для стратегических ракет
наземного базирования в СССР, так же, как и в США.
В ГСКБ Спецмаш под руководством В.П.Бармина
были разработаны эскизные проекты шахтных боевых
комплексов для ракет Р-12, Р-14, Р-16 и Р-9А. Шахт-
ный стартовый комплекс представлял собой сложное
инженерно-техническое сооружение. На дне бетони-
рованного ствола шахты глубиной 30 м и диаметром
7 м (для ракеты Р-12) размещался стартовый стол, на
который устанавливалась ракета. При запуске двигате-
лей ракеты горячие газы выходили в газоотвод между
стволом шахты и специальным металлическим стака-
ном диаметром 5 м и толщиной 16 мм, защищавшим
ракету. Вверху шахты газоотвод имел расширение и на-
правляющие лопатки для отвода горячих газов в сторо-
ну с целью снижения теплового воздействия на ракету.
Сверху шахта защищалась многотонной «крышей»,
сдвигавшейся по рельсам перед пуском ракеты. Анало-
гичное устройство, отличающееся по размерам, имели
шахты для ракет Р-14, Р-9А.
В дальнейшем разработкой ШПУ для ракет Р-12,
Р-14 и Р-9А занималось ГСКБ Спецмаш под руковод-
ством В.П.Бармина. ШПУ для ракеты Р-16 была раз-
работана ЦКБ-34 (главный конструктор - Е.Г.Рудяк) и
имела некоторые особенности, связанные с увеличив-
шимися габаритами ракеты. Выход ракеты из шахтного
ПУ производился по направляющим, закрепленным
внутри стакана шахты. Специальные бугеля, установ-
ленные на ракете, не только обеспечивали выход ра-
кеты из шахты, но и амортизировали ее при внешнем
воздействии, а после старта отстреливались.
В июне 1960 г. правительством была задана раз-
работка унифицированной ракеты Р-12У (8К63У) для
наземных стартов и ШПУ. Первый испытательный пуск
ракеты Р-12У был произведен 30 декабря 1961 г. Ра-
кетные комплексы Р-12У, Р-14У и Р-16У были при-
няты на вооружение 15 июля 1963 г. С 1960 г. нача-
лось строительство шахтных пусковых установок для
янгелевских ракет первого поколения и ракеты Р-9А
С.П.Королева по всей стране.
Идеи, ставшие востребованными.
Проекты Р-15, Р-26
Конец 1950-х - начало 1960-х гг. для ОКБ-586 -
один из самых плодотворных периодов деятельности.
Окрыленное горячей поддержкой своей первой раз-
работки - ракеты Р-12 - со стороны правительства
и военного ведомства, а также успешной отработкой
этого проекта в производстве, энергичное молодое
ОКБ пробует свои силы в других областях ракетной
техники, естественно, в рамках принятого направле-
ния, т.е. на высококипящих компонентах топлива и с
автономной системой управления.
Первоначально обратились к созданию ракеты,
стартующей из ПЛ, находящейся в надводном положе-
нии. Это была совершенно новая работа, опыта прак-
тически не было не только в ОКБ-586, но и в стране.
Предложение ОКБ о создании малогабаритной ракеты
для ПЛ было поддержано командованием ВМФ. По-
становлением правительства № 1601-892 от 25 августа
1955 г. ОКБ-586 поручалась разработка предэскизного
проекта морской ракеты Р-15.
Молодые проектанты с увлечением решали по-
ставленную задачу. В1956 г. был выпущен предэскиз-
ный проект морской ракеты, которая представляла
собой уменьшенный вариант ракеты Р-12 на тех же
компонентах топлива. Одноступенчатая ракета Р-15
диаметром 1550 мм, длиной 16 м, начальной мас-
сой 23,8 т была рассчитана на дальность 1235 км,
277
История развития отечественного ракетостроения
со стартом на собственном двигателе из пусковой
шахты ПЛ. Постановление правительства от 17 ав-
густа 1956 г. обязывало ОКБ разработать эскизный
проект ракеты, который был выполнен в необычайно
короткий срок - в сентябре того же года. В эскизном
проекте был принят вариант старта ракеты с помощью
связки ПРД, закрепленной на ГЧ. На ГЦП-4 была по-
строена специальная установка, имитирующая пуско-
вую шахту ПЛ, для отработки старта ракеты.
Постановлением правительства от 4 мая 1957 г.
ОКБ предписывалась разработка ракеты Р-15. Одна-
ко в последующем рассмотрении материалов проекта
в НИИ-88 и институтах Заказчика было признано, что
дальнейшая разработка ракет для старта из надводного
положения ПЛ нецелесообразна. Постановлением пра-
вительства от 3 декабря 1958 г. разработка ракеты Р-15
прекращалась, и перед ОКБ-586 ставилась новая зада-
ча - разработка ракеты Р-21, стартующей из подво-
дного положения ПЛ. В процессе совместной работы с
ленинградскими КБ Н.Н.Исанина, проектирующим ПЛ,
и Е.Г.Рудяка (шахтные ПУ) рождался эскизный проект
новой морской ракеты.
Но поскольку к указанному периоду первоочеред-
ной задачей для ОКБ-586 становится создание меж-
континентальной ракеты Р-16, М.К.Янгель, понимая,
что невозможно одновременно успешно работать еще
и по морской тематике, принимает решение передать
весь задел по Р-21 и подводному старту в Миасс,
в СКБ-385 главного конструктора В.П.Макеева.
Накопив в создании боевых баллистических ракет
некоторый опыт, ОКБ-586 еще в процессе серийного
производства созданных ракет видит дальнейшие воз-
можности их модернизации. В проектном отделе ОКБ
разрабатываются проекты усовершенствования всех
находящихся в производстве ракет под новыми индек-
сами: Р-22, Р-24, Р-26.
Р-26 должна была заменить МБР Р-16. 23 мая
1960 г. вышло постановление правительства о разра-
ботке ракеты Р-26 с выходом на ЛКИ уже в декабре
1961 г. Главным отличием ракеты Р-26, по сравнению
с Р-16, было доведение возможности нахождения ее в
заправленном состоянии до одного года, т.е. в 12 раз
дольше, чем ракеты Р-16. Это потребовало проведе-
ния целого ряда новых поисковых работ.
В марте 1961 г. на ракету Р-26, получившую индекс
8К66, был выпущен эскизный проект. Компоновка раке-
ты была выполнена по обычной для ОКБ-586 тандем-
ной схеме и содержала ряд прогрессивных решений.
Это был первый в ОКБ-586 проект МБР с ампулизи-
рованными топливными баками. В конструкции ракеты
использовались прессованные панели из алюминиевого
сплава с продольным силовым набором и специальные
пустотелые прессованные профили для распорных
шпангоутов топливных баков. Были применены «го-
рячий» наддув баков и мембраны на топливных маги-
стралях со свободным и принудительным прорывом
при пуске, «горячее» разделение ступеней (двигатель
второй ступени запускается до разрыва межступенных
связей) с защитой второй ступени специальным экра-
ном, отделение ГЧ с помощью ПРД, установленных на
второй ступени. Двигательные установки аналогичны
двигателям ракеты Р-16, модифицированные. В каче-
стве управляющих органов на первой ступени примене-
ны газоструйные рули, на второй ступени - поворотные
сопла выхлопа ТНА маршевого двигателя.
Ракета Р-26 изначально разрабатывалась для
шахтного старта по типу ракеты Р-16. Ракета несла за-
ряд 1,6 Мт на дальность 11600 км, при этом система
управления, разработанная ОКБ-692 (главный кон-
структор - В.Г.Сергеев), обеспечивала более высокую
(примерно на 20 %) точность стрельбы, а время пуска
из полной боевой готовности составляло 10 мин, что
почти вдвое меньше, чем у ракеты Р-16. В доверше-
ние ко всему, при соизмеримых характеристиках ракет
Р-16 и Р-26 стартовая масса последней была в полтора
раза меньше - 85 т.
Ведущим конструктором изделия 8К66 был назна-
чен М.И.Галась, его помощником - ЮЛАндрианов.
Началась отработка ракеты. С марта по июнь 1962 г. в
НИИ-229 были проведены огневые стендовые испыта-
ния обеих ступеней ракеты. На заводе № 586 было из-
готовлено пять ракет для ЛКИ, одна из них отправлена
на НИИП-5, где были построены две эксперименталь-
ные шахтные ПУ. Однако до летных испытаний ракеты
дело не дошло. Работы по созданию ракеты Р-26 были
прекращены постановлением правительства от 9 июля
1962 г., несмотря на полностью законченную назем-
ную отработку и готовность к летным испытаниям.
Основными причинами прекращения разработки
ракеты Р-26 были недостаточность годичного срока ее
хранения в заправленном состоянии и необходимость
разработки более мощной ракеты под новые виды бое-
вого оснащения. Изготовленные образцы ракеты Р-26
демонстрировались на парадах в Москве. Западные
источники долгое время ошибочно отождествляли ее
с МБР Р-9А, обозначавшейся в США как SS-8 Sasin.
Но не только этим определялась польза от разработки
МБР Р-26. Целый ряд новых конструктивных решений,
принятых для ракеты Р-26 и отработанных на земле, в
дальнейшем вошел в новые разработки ОКБ-586, пре-
жде всего в следующую ракету Р-36.
Этапная Р-36
В начале 1960-х гг. в США была разработана и приня-
та на вооружение тяжелая МБР «Титан-2», размещаемая
в шахтной пусковой установке с защищенностью 20-70
кг/см2. Для поражения каждой из американских тяжелых
ракет, по расчетам советских военных специалистов, тре-
278
Глава 5
бовалось от 4 до 14 ракет. У СССР имеется сверхмощный
термоядерный заряд. Первостепенной задачей станови-
лось создание тяжелого носителя, способного доставить
этот заряд в нужное место. При этом требовался новый
качественный скачок: во-первых, резкое увеличение вре-
мени хранения ракеты в заправленном состоянии для
повышения боеготовности, во-вторых, существенное по-
вышение живучести создаваемых ракетных комплексов,
в-третьих, способность ракет преодолевать американ-
скую систему ПРО.
В связи с этим в основных ракетных ОКБ страны на-
чинаются проектные разработки боевых ракет тяжелого
класса. В ОКБ-1 С.П.Королева начались работы по соз-
данию глобальной ракеты ГР-1. ОКБ-586 М.К.Янгеля
выступило с проектом тяжелой МБР Р-36 со стартовой
массой порядка 180 т в двух вариантах: баллистическом
и орбитальном. Еще раньше с крупными предложения-
ми выходит в правительство ОКБ-52 В.Н.Челомея.
Правительством было дано разрешение на разра-
ботку всех предлагавшихся ракетных комплексов, чтобы
впоследствии иметь возможность выбора наилучших об-
разцов для принятия на вооружение. Это было сделано
впервые. Основные ракетные КБ страны вступили в откры-
тое соревнование на разработку лучшей МБР. Ведущим
конструктором ракеты Р-36 был назначен М.И.Галась, его
помощниками - ЮЛАндрианов и Л.В.Орлинская.
Эскизный проект ракеты Р-36 был выпущен в пер-
вом квартале 1962 г. и предусматривал использование
головных частей 8Ф671 для стрельбы на основную
дальность, а 8Ф672 - для стрельбы на повышенную
дальность.
Основными разработчиками являлись:
-	ОКБ-586 - головное по ракетному комплексу
в целом, конструкции ракеты и рулевым двигателям
первой и второй ступеней;
-	завод № 586 - по изготовлению ракет для экс-
периментальной отработки, летных испытаний и по-
становки на вооружение;
-	ОКБ-456 - по маршевым двигателям обеих сту-
пеней ракеты;
-	ОКБ-692 - по системе управления и наземной
проверочно-пусковой аппаратуре;
-	НИИ-944 - по командным гироприборам систе-
мы управления;
ФЛ.Санин (1928-2011 гг.). На-
чальник группы, начальник ла-
боратории, начальник отдела
КБ«Южное» (1959-1988 гг.).
Старший научный сотрудник На-
ционального института стратегиче-
ских исследований (1992-2011 гг.).
Д.т.н. Заслуженный деятель науки
и техники Украины. Лауреат Госу-
дарственной премии СССР.
М.И.Галась (1929-2006 гг). Герой
Социалистического Труда. Член-
корреспондент Национальной АН
Украины. Заместитель главного
конструктора - начальник и главный
конструктор КБ-2 (1972-1985 гг),
заместитель генерального конструк-
тора по конструированию (1985—
2001 гг). главный научный сотруд-
ник КБ «Южное» (2001-2006гг).
МААхметшин (1915-1990 гг.).
Начальник производства, глав-
ный инженер СКБ-385 (1950—
1957 гг). Начальник отдела, на-
чальник комплекса новых ма-
териалов и перспективных
технологий КБ «Южное» (1957-
1983 гг). Д.т.н. Заслуженный де-
ятель науки УССР. Лауреат Ле-
нинской премии.
В.Ф.Уткин (1923-2000гг). Дваж-
ды Герой Социалистического
Труда. Академик АН УССР, акаде-
мик АН СССР. Первый замести-
тель главного конструктора КБ
«Южное» (1967-1971 гг). глав-
ный, генеральный конструктор
КБ «Южное» (1971-1990 гг).
Директор ЦНИИмаш (1990—
2000 гг).
П.И.Никитин (1915-1996 гг).
Член-корреспондент АН УССР.
Начальник сектора, начальник
комплекса ОКБ-586 (1954—
1991 гг). Советник генерально-
го конструктора КБ «Южное»
(1991-1994гг.).Д.т.н.
Н.И.Урьев (род. в 1926 г). Инже-
нер, старший инженер СКБ-385
(1949—1952 гг). Старший ин-
женер филиала № 1 НИИ-88
(1952-1955 гг). Начальник груп-
пы, начальник отдела, началь-
ник лаборатории КБ «Южное»
(1955-1991 гг.).Д.т.н.
279
История развития отечественного ракетостроения
-	КБ-11 - по специальным зарядам и автоматике ГЧ;
-	ЦКБ-34 - по шахтной пусковой установке и ко-
мандному пункту БРК;
-	НИИ АП - по системе боевого управления.
Конструктивно ракета Р-36 была выполнена по
двухступенчатой схеме с продольным делением сту-
пеней. Первая ступень Р-36 была по компоновке ана-
логична первой ступени ракеты Р-16. В конструкции
второй ступени впервые было применено совмещенное
днище топливного бака, что позволило уменьшить сво-
бодный внутренний объем ступени.
Двигательная установка первой ступени РД-251
(8Д723) состояла из трех двухкамерных двигателей
и рулевого двигателя РД-68М (8Д68) с четырьмя по-
воротными камерами. ДУ второй ступени состояла из
двухкамерного ЖРД РД-252 (8Д724), аналогичного по
конструкции блокам ДУ первой ступени, четырехка-
мерного рулевого ЖРД РД-69М (8Д69). Все двигатели
были выполнены по открытой схеме. Горячий наддув
топливных баков производился с помощью специаль-
ных газогенераторов, работающих на основных КРТ,
отбираемых из системы питания рулевых двигателей
ступеней. Это обеспечивало существенное уменьшение
расхода сжатых газов от системы газоснабжения ШПУ.
На обеих ступенях устанавливалась система одновре-
менного опорожнения баков, позволявшая уменьшить
гарантийные запасы топлива. Разделение ступеней
производилось по «холодной» схеме с торможением
отделяемой ступени специальными твердотопливны-
ми двигателями.
Первоначально планировалось, что СУ будет ком-
бинированной с использованием радиоуправления для
повышения точности попадания. Однако в ходе лет-
ных испытаний выяснилось, что автономная система
управления обеспечивает заданную точность (5 км), и
система радиоуправления была исключена.
Ракета размещалась в ШПУ, имеющей глубину
41,5 м, с диаметром ствола 8,3 м и диаметром пуско-
вого стакана 4,64 м. После установки ракеты в ШПУ
и ее заправки внутренние полости топливных баков
изолировались от атмосферы гидравлической систе-
мой предохранения топливных баков, выполненной на
уровне изобретения. Ампулизированная ракета должна
была храниться в заправленном и боеготовом состоя-
нии в течение всего гарантийного срока эксплуатации.
В тактико-технических требованиях Министерства
обороны на разработку ракеты Р-36 одним из ос-
новных было требование о нахождении ракеты в за-
правленном состоянии на боевом дежурстве в течение
не менее 5 лет. Приступая к работам по выполнению
этого требования, никто в ОКБ не предполагал, что их
результатом станут такие изменения в конструкции,
технологии, металлургическом производстве, методах
контроля, которые по масштабности не имели преце-
дентов и вылились в подлинный научно-технический
прорыв, определивший направление последующего
развития жидкостной ракетной техники в области тех-
нологии и конструирования.
Для решения проблемы были привлечены многие
предприятия промышленности, академические инсти-
туты. Все работы по повышению качества металла дер-
жала под контролем междуведомственная комиссия
под председательством зам. министра Н.Д.Хохлова.
В ОКБ был проведен колоссальный объем экспери-
ментов. Большая дополнительная нагрузка по от-
работке легла на плечи работников завода № 586.
Значительный вклад в решение проблемы герметич-
ности внес коллектив подразделения, руководимого
Ф.П.Саниным. Особую роль в решении материаловед-
ческих и технологических проблем сыграли работники
отдела под руководством МААхметшина. Большой
объем работ по выпуску конструкторской документа-
ции на узлы для автономных испытаний, разработке
измененных или принципиально новых узлов, трубо-
проводов, топливных баков, элементов автоматики и
их отработке проделали сотрудники конструкторского
комплекса 4, которым руководил заместитель главно-
го конструктора В.Ф.Угкин. Неординарные материало-
ведческие и конструктивно-силовые решения потребо-
вали от подразделения, руководимого П.И.Никитиным,
широких теоретических и экспериментальных исследо-
ваний по прочности. Первоначально гарантийный срок
составлял 5 лет, впоследствии был доведен до 7,5 лет.
К основным особенностям ракеты Р-36, в значи-
тельной степени определившим ее технические харак-
теристики, относились:
-	реализация «горячей» схемы наддува топливных
баков ракеты с использованием в качестве рабочего
тела продуктов сгорания основных компонентов то-
плива;
-	применение гидравлической системы предохра-
нения топливных баков;
-	внедрение автоматической аргонодуговой сварки
топливных систем, что существенно повысило герме-
тичность сварных швов;
-	применение в топливных магистралях мембран
свободного и принудительного прорыва;
-	применение пороховых стартеров, позволивших
существенно упростить процесс запуска двигателей;
-	внедрение в конструкцию топливных баков прес-
сованных панелей из сплава АМгб;
-	отсутствие надобности пристартового хранилища
компонентов топлива;
-	исключение необходимости непосредственного
участия обслуживающего персонала в процессе под-
готовки ракеты к пуску.
Наземная экспериментальная отработка ракеты на-
чалась уже в 1962 г. В1963 г. Министерством обороны
СССР было выдано дополнение к ТТТ ракеты Р-36 на
ее оснащение системой радиотехнической защиты. Этим
280
Глава 5
решением ставилась задача разработки на проектируе-
мой ракете средств прорыва через противоракетную
оборону типа «Найк-Зевс», разработанную и подготов-
ленную к развертыванию в США.
С самого начала разработок основным идеологом
и разработчиком системы преодоления ПРО против-
ника в ОКБ-586 стал Наум Исаакович Урьев. Его по
праву считают одним из первых крупных специалистов
в СССР по системам преодоления ПРО.
Первая отечественная ракетная система преодоле-
ния ПРО включала в себя следующие компоненты:
-	радиопоглощающее покрытие на ГЧ, совмещен-
ное с теплозащитным;
-	средства искажения радиолокационных характе-
ристик головной части в виде компактного прибора,
установленного на днище ГЧ;
-	семейство пассивных ложных целей, имитирую-
щих головную часть по радиолокационным и балли-
стическим характеристикам на заатмосферном участ-
ке нисходящей ветви траектории ГЧ.
В интересах разработки средств преодоления ПРО
была создана т.н. внутренняя трасса для натурных ис-
пытаний СП ПРО «Капустин Яр - Балхаш». Здесь на
доработанных ракетах 8К63 и 11К65 первоначально
отрабатывались в натурных условиях средства преодо-
ления ПРО, уточнялись характеристики ББ и СП ПРО.
Параллельно шла работа над проектом ракеты Р-36
в орбитальном варианте. В качестве первой и второй
ступеней использовались ступени ракеты Р-36 балли-
стического варианта с незначительными изменениями
конструкции. Новым функциональным элементом ор-
битальной ракеты явилась орбитальная ГЧ, состоявшая
из боевого блока 8Ф673 и отсека управления 8Ф021.
Отсек управления содержал инерциальную систему
управления с радиовысотомерной коррекцией и тор-
мозную двигательную установку на штатных для раке-
ты компонентах топлива. Орбитальная ГЧ выводилась
на круговую или слабоэллиптическую орбиту вокруг
Земли первой и второй ступенями ракеты, а сход с
орбиты осуществлялся включением тормозного ЖРД
на время, необходимое для сообщения боевому блоку
параметров движения, требуемых для попадания в за-
данную точку. После этого отсек управления отделялся
и отводился от боевого блока, совершавшего вход в
атмосферу и полет к цели. Применение орбитальной
ГЧ обеспечивало внезапный подход к цели с любого
направления и поражение целей, расположенных в лю-
бой точке земного шара.
Конструктивно отсек управления 8Ф021 состо-
ял из конического корпуса клепаной конструкции с
продольным и поперечным силовым набором, двух
торовых емкостей, расположенных одна над другой
с общей смежной стенкой, и однокамерного ЖРД
8Д612, расположенного в центре торовых емкостей.
Отсек управления имел собственную систему управ-
ления, разработанную ОКБ-692 и включавшую в себя
инерциальную систему наведения с использованием
радиовысотомерной коррекции от бортового радио-
локатора, а также систему успокоения, ориентации и
стабилизации.
Разработка двигателя 8Д612 была поручена специ-
ализированному двигательному КБ-4 ОКБ-586. При
проектировании двигателя было применено смелое
техническое решение: впервые в практике отечествен-
ного двигателестроения в содружестве с УкрНИТИ и
лабораториями холодной штамповки и пайки заво-
да № 586 было разработано и освоено в производстве
трубчатое сопло камеры сгорания двигателя. Трубчатая
конструкция камеры была замечательна и тем, что она
была ремонтопригодной - в случае повреждения труб-
ки не составляло особого труда ее запаять. Весомый
вклад в успех этого дела внесли специалисты завода
и КБ: П.А.Плескановский (гидроформовка трубок),
В.А.Сахнов (идеология пайки трубчатых оболочек),
Л.В.Кухарь (конструкция трубчатой оболочки).
Специфические условия запуска двигателя по-
требовали создания и проверки эффективности
топливозаборных устройств, работавших в неве-
сомости. Комплексные испытания тормозной дви-
гательной установки ОГЧ проводились совместно
с ЛИИ МАП на летающей лаборатории ТУ-16 с за-
пуском двигателя 8Д612 в условиях невесомости.
Комплексные испытания прошли успешно, показав
работоспособность системы питания даже при отри-
цательных (до -0,03 д) перегрузках, что позволило
допустить орбитальный отсек к летным испытаниям
в составе ракеты.
Летно-конструкторская отработка ракеты Р-36
обоих вариантов проводилась на НИИП-5 (Байконур).
Председателем Государственной комиссии по летным
испытаниям баллистического варианта ракеты Р-36
был генерал-лейтенант Михаил Григорьевич Григо-
рьев, первый заместитель командующего ракетной
армией, крупный военный специалист в области ракет-
но-космической техники. Техническим руководителем
испытаний, заместителем председателя Госкомиссии
был М.К.Янгель.
Летные испытания ракеты Р-36 баллистического
варианта шли очень трудно, сопровождались много-
численными авариями, число которых на определен-
ных этапах превышало число нормальных пусков.
Самое обидное состояло в том, что в процессе ис-
пытаний не было выявлено никаких принципиальных
просчетов, не пришлось столкнуться с новыми, не из-
вестными ранее явлениями. Работники КБ и завода,
обеспечивая испытания, проявляли поистине трудовой
героизм. Возникла необходимость доработать ракеты;
доработка по предложению В.И.Сичевого под его ру-
ководством была проведена на полигоне, что позволи-
ло сэкономить средства и время.
281
История развития отечественного ракетостроения
После девятого пуска сложилась критическая си-
туация, когда количество аварийных пусков достигло
шести. Лишь после двенадцатого старта счет стал рав-
ным -6:6. Учитывая жесткую конкурентную борьбу,
ситуация для ОКБ складывалась крайне неблагопри-
ятная. М.К.Янгель предпринимает смелый шаг. Он на-
чинает пуски ракет Р-36 на дальнюю акваторию, на рас-
стояние 14000 км, недосягаемое для ракеты УР-200.
Пуск ракеты 13Л состоялся 5 августа 1964 г. Полный
успех! Значит, ракета может летать на предельную даль-
ность. Следующий пуск -11 августа - опять аварийный!
А на конец сентября назначена демонстрация ракетной
техники высшему руководству страны, по результатам
которого Н.С.Хрущев должен был окончательно решить:
какую ракету - УР-200 или Р-36 - принять на вооруже-
ние. 9 сентября повторяется пуск ракеты Р-36 в район
акватории - все нормально. Теперь впереди главное ис-
пытание - участие в смотре ракетной техники.
24 сентября на полигон прибыл глава государства
Н.С.Хрущев в сопровождении Председателя Президиу-
ма Верховного Совета СССР Л.И.Брежнева, заведую-
щего оборонным отделом ЦК КПСС И.Д.Сербина, ми-
нистра обороны маршала Р.Я.Малиновского. Первым
докладывал о своих разработках В.Н.Челомей. Кра-
сочно оформленные плакаты, великолепный доклад.
Однако последовавший за ним неудачный пуск ракеты
УР-200 смазал все впечатление. После обеда высокие
гости проследовали на экспозицию С.П.Королева, а на
следующий день государственный кортеж прибыл на
площадку М.К.Янгеля.
Вот как написано в книге «Янгель. Уроки и насле-
дие» Л.В.Андреева и С.Н.Конюхова:
«Смотр техники конструкторского бюро превзо-
шел все ожидания. Все буквально были ошеломлены
продемонстрированным залпом ракет Р-16, когда с
интервалом в минуту из шахтных пусковых установок
стартовали три ракеты. Ну и, наконец, демонстрация
«гвоздя программы» - ракеты Р-36.
Старт состоялся в точно назначенное время. Ракета
«величественно» оторвавшись от стола, скрылась от
наблюдателей в бесконечной небесной синеве. Смолк
затихающий рев двигателей. Все - в напряжении, в
ожидании доклада с кораблей, находящихся в аквато-
рии Тихого океана.
В.И.Сичевой (1929-2005 гг.).
Герой Украины. Работал в ПО
«ЮМЗ»: заместитель генераль-
ного директора по производству
(1978-1993 гг), первый заме-
ститель генерального директора
по производству (1993-2005 гг).
Лауреат Государственной и Ле-
нинской премий СССР.
Когда Н. С.Хрущеву принесли данные о результатах
пуска, в них значились цифры отклонения отцепи 1,3-
0,9 км. Это свидетельствовало о полном успехе. Про-
читав сообщение, Никита Сергеевич без комментариев
передал его министру обороны Р.Я.Малиновскому.
Всем стало ясно, что М.К.Янгель выиграл соревнова-
ние с В.Н.Челомеем».
С июля 1965 г. проходили пуски ракет Р-36 из оди-
ночной ШПУ площадки 140. Дальнейшие пуски шли
нормально. В декабре 1965 г. испытания успешно за-
кончились подписанием отчета Госкомиссии с реко-
мендацией начать серийное изготовление ракеты Р-36.
Ракета Р-36 баллистического варианта под индексом
8К67 была принята на вооружение РВСН 21 июля 1967
г., после двухлетней опытно-боевой эксплуатации.
Орбитальный вариант Р-36
Летные испытания ракеты Р-36 орбитального ва-
рианта начались в декабре 1965 г. Государственную
комиссию возглавлял начальник Военной академии
им. Ф.Э.Дзержинского генерал-лейтенант Федор Пе-
трович Тонких. Летные испытания были завершены
20 мая 1968 г. Госкомиссия рекомендовала принять
орбитальную ракету Р-36 под индексом 8К69 на во-
оружение, что и было сделано постановлением прави-
тельства от 19 ноября 1968 г.
Первый и единственный полк с орбитальными ра-
кетами 8К69 заступил на боевое дежурство 25 августа
1969 г. на НИИП-5. В составе полка было развернуто
18 пусковых установок. За заслуги в освоении произ-
водства новых ракет 26 июля 1966 г. звание Героя Со-
циалистического Труда присвоено слесарю-сборщику
ЮМЗ Н.З.Елисееву.
Орбитальные ракеты 8К69 были сняты с боевого
дежурства в январе 1983 г. в связи с заключением До-
говора об ограничении стратегических вооружений
(ОСВ-2), в котором был оговорен запрет на подобные
системы.
Вариант Р-36 с РГЧ
В середине 1960-х гг. в США начались работы по
созданию нового класса ракет - с разделяющимися
головными частями. Отечественные военно-техни-
ческие исследования того времени уже показывали
перспективность и преимущества РГЧ по сравнению с
моноблочными ГЧ при поражении площадных, а при
достаточной точности стрельбы - и защищенных ма-
лоразмерных целей в условиях преодоления ПРО. КБ
«Южное» принимало участие в этих исследованиях.
Поэтому поставленная перед КБ «Южное» приказом
министра СААфанасьева № 484 от 8 декабря 1967 г.
282
Глава 5
задача срочно разработать, изготовить и испытать раз-
деляющуюся головную часть не стала особой неожи-
данностью. Было очевидно, что при существовавших
технических возможностях второго поколения ракет
реализовать в полной мере необходимые тактико-тех-
нические требования к РГЧ не удастся. Главными были
политические цели: нужно было продемонстрировать
наличие РГЧ на вооружении РВСН одновременно с
созданием первой американской ракеты с РГЧ «Ми-
нитмен-3».
Опытную РГЧ было решено испытывать на самой
мощной ракете - Р-36 (8К67), энергетические воз-
можности которой позволяли использовать в каче-
стве блока РГЧ уже разработанный и проверенный в
летных условиях боевой блок 8Ф673 от ракеты 8К69
мощностью 2,3 Мт. Разработка РГЧ была поручена
только что организованному проектно-конструк-
торскому отделу боевого оснащения ракет во главе
с В.А.Пащенко. Первоначальные задержки в разра-
ботке были связаны с поиском конструктивной идеи
отделения боевых блоков от ракеты со строго опре-
деленной боковой скоростью, чтобы ББ к моменту
приближения к цели разошлись относительно друг
друга на требуемые расстояния. Блестящая идея, при-
шедшая «со стороны» (от начальника отдела проч-
ности В.А.Серенко), - использовать тягу маршевого
двигателя ступени для скатывания ББ по наклонным
направляющим - была принята к реализации и ут-
верждена на совещании у главного конструктора. Для
отработки принятого варианта создавалась опытная
конструкция РГЧ под индексом ОК-6500, причем для
сокращения сроков в обход обычному порядку было
принято нестандартное решение - все работы по РГЧ
поручить одному подразделению сектору В.Г.Гудима,
который, кроме проектной документации, выпустил
рабочую КД, согласовав ее с заводскими технологи-
ческими службами, осуществил авторский надзор за
изготовлением ее в производстве, организовал необ-
ходимую экспериментальную отработку, а также под-
готовку и проведение летных испытаний.
Первый пуск ракеты 8К67 с опытной конструкци-
ей РГЧ (0К-6500) был успешно проведен в августе
1968 г., всего неделю спустя после испытания амери-
канцами своей первой РГЧ МК-12. После этого после-
довали еще три успешных экспериментальных пуска, и
18 декабря 1968 г. было принято постановление прави-
тельства о создании по образцу ОК-6500 штатной РГЧ,
получившей индекс 8Ф676.
Старт ракеты 8К65У
ракетного комплекса Р-14У
Ракета 8К65 ракетного
комплекса Р-14
283
История развития отечественного ракетостроения
Летные испытания штатной РГЧ 8Ф676 проводи-
лись в 1969-1970 гг. под руководством Государствен-
ной комиссии, председателем которой был назначен
инженер-полковник Александр Сергеевич Матренин,
начальник испытательного управления НИИП-5. Тех-
ническим руководителем испытаний был В.А.Пащенко.
Летные испытания, включая пуски ракет на предель-
ную дальность в акваторию Тихого океана, прошли
успешно. Постановлением правительства от 26 ок-
тября 1970 г. ракета 8К67П с РГЧ 8Ф676 и боевыми
блоками 8Ф677 была принята на вооружение РВСН.
Ракета 8К67П с первой в стране РГЧ еще не обеспе-
чивала индивидуального наведения на цель каждого из
трех блоков. Прицелить можно было один из блоков
либо центр их группировки. Тем не менее, применение
такой РГЧ в условиях противодействия системы ПРО
повысило боевую эффективность ракеты 8К67П по
сравнению с ракетой 8К67 примерно вдвое.
Развертывание МБР 8К67П началось в 1971 г.
К 1977 г. на боевом дежурстве находилось около 100
МБР 8К67П. Последние ракеты этого типа сняты с бо-
евого дежурства в 1979 г.
Краткие технические характеристики ракетных
Гбмичаж, хз^шеристики сжт &К65 и ЗК55У
Стартовый вес-86,3 т
Вес компонентов топлива - 79,2 т
Число ступеней -1
Топливо-жидкое, самовоспламеняющееся
с высококипящими компонентами
Компоненты топлива:
-	окислитель - АК-27И
-	горючее-НДМГ
Тяга двигателей (на земле/в вакууме) -151 /177,5 тс
Удельный импульс (на земле / в вакууме) 246/289 с
Длина-24,4 м
Диаметр-2,4м
Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса Р-14
Начало разработки - 1956 г
Принятие на вооружение -1961 г
Постановка на боевое дежурство -1962 г.
Снятие с вооружения (во исполнение Договора о
ликвидации ракет средней и малой дальности) -1987 г
Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса Р-14У
Начало разработки -1960 г
Принятие на вооружение -1963 г
Постановка на боевое дежурство -1963 г
Снятие с вооружения (во исполнение Договора о
комплексов Р-14 и Р-14У с ракетами 8К65 и 8К65У
ликвидации ракет средней и малой дальности) -1987 г.
Максимальная дальность стрельбы - 4500 км
Тип оснащения - НББ
Количество боевых блоков -1
Мощность заряда - 2,3 Мт
Точность стрельбы - ±5 км
Время пуска из полной боеготовности - 20 мин
Гарантийный срок нахождения ракеты в
заправленном состоянии - 30 суток
Тип старта Р-14 - наземный
Тип старта Р-14У - наземный, шахтный
Степень защищенности ракеты в шахтной ПУ
от ядерного воздействия - 2 кг/см2
Серийное производство ракет 8К65,
8К65У осуществлялось на заводе № 586
(ПО «ЮМЗ», г Днепропетровск) и на
заводе № 166 (ПО «Полет», г Омск).
Краткие технические
характеристики ракетных
комплексов Р-16 и Р-16У
с ракетами 8К64 и 8К64У
Максимальная дальность
стрельбы-13000 км
Тип оснащения - НББ
Старт ракеты 8К64У из ШПУ
Ракета 8К64
ракетного
комплекса Р-16
284
Глава 5
Количество боевых блоков -1
Мощность заряда - 2,3 (5,0) Мт
Точность стрельбы - ±10 км
Время пуска из полной боеготовности -18 мин
Тип старта:
Р-16-наземный
Р-16У-наземный, шахтный
Степень защищенности ракеты в шахтной ПУ
от ядерного воздействия - 2 кг/см2
Т хничяж характеристики омят 8К64 и АКГ4У
Стартовый вес-140,6т
Вес компонентов топлива -130 т
Число ступеней - 2
Топливо-жидкое, самовоспламеняющееся
с высококипящими компонентами
-	окислитель - АК-27И
-	горючее -НДМГ
Тяга двигателей первой ступени:
-	основного (на земле/в вакууме)-226,5/266 т
-рулевого (на земле/в вакууме)-28,85/33 т
Тяга двигателей второй ступени:
-	основного (в вакууме) -90 т
-	рулевого (в вакууме) - 4,92 т
Удельный импульс двигателей первой ступени
- основного (на земле/вакууме)-246/289 с
- рулевого (на земле/в вакууме) - 243/279 с
Удельный импульс двигателей второй ступени
-	основного (в вакууме) - 293 с
-	рулевого (в вакууме) - 255 с
Габаритные размеры:
-	длина-34,3 м
- максимальный диаметр -Зм
Сроки разработки
и эксплуатации ракетного комплекса Р-16
Начало разработки -1958 г
Принятие на вооружение -1962 г
Постановка на боевое дежурство -1961 г
Снятие с вооружения -1974 г
Сроки разработки
и эксплуатации ракетного комплекса Р-16У
Начало разработки -1960 г
Принятие на вооружение -1963 г.
Постановка на боевое дежурство -1963 г
Снятие с вооружения -1976 г
Серийное производство ракет 8К64,8К64У осуществлялось
на заводе №586 (ПО «ЮМЗ», г Днепропетровск)
и на заводе № 166 (ПО «Полет», г Омск).
Краткие технические характеристики
ракетного комплекса Р-26
с ракетой 8К66
Максимальная дальность стрельбы -11600 км
Тип оснащения - НББ
Количество ББ-1
Мощность заряда -1,6 Мт
Точность стрельбы - ±8 км
Время пуска из полной
боеготовности -10 мин
Гарантийный срок нахождения в
заправленном состоянии -1 год
Тип старта-шахтный
Степень защищенности ракеты в ШПУ
от ядерного воздействия - 2 кг/см2
Технические характеристики ракеты 8К66
Стартовый вес-85 т
Вес компонентов топлива - 76,87 тс
Число ступеней-2
Стартовый вес второй ступени -25 т
Топливо-жидкое,
самовоспламеняющееся с
высококипящими компонентами:
- окислитель - АК-27П
-горючее-НДМГ
Тяга двигателя первой ступени (на
земле/в вакууме) -154,8/181,34 тс
Тяга двигателя второй ступени
в вакууме-47,26 тс
Удельный импульс двигателя
первой ступени (на земле/в
вакууме)-251 /294 с
Удельный импульс двигателя второй
ступени в вакууме - 303 с.
Ракета 8К66
ракетного
комплекса Р-26
Краткие технические характеристики
ракетного комплекса Р-36 с ракетой 8К67
Ракетный комплекс - стационарный с защищенными
от наземного ЯВ шахтными ПУ и КП
Пусковая установка - шахтная типа «ОС»
Способ старта - газодинамический из ШПУ
Ракета-межконтинентальная, баллистическая, жидкостная
Боевое оснащение ракеты:
-	моноблочная ГЧ с ВБ тяжелого класса
с зарядом мощностью 20 Мт
-	моноблочная ГЧ с ББ легкого класса
с зарядом мощностью 8 Мт;
-	система радиотехнической защиты ГЧ
(система «Лист»)
Максимальная дальность стрельбы:
-	ГЧ тяжелого класса -10200 км
-	ГЧ легкого класса -15200 км
Точность стрельбы - ±5 км
Обобщенный показатель надежности - 0,95
Стойкость ракеты к факторам ЯВ:
-	до старта - обеспечивается ШПУ
-	в полете - естественная
Время пуска из полной боевой готовности - 4 мин
Гарантийный срок нахождения ракеты на БД
при регламенте один раз в два года - 7 лет
285
История развития отечественного ракетостроения
Условия боевого дежурства ракеты - нахождение в
боевой готовности в ШПУ в заправленном состоянии
Боевое применение - в любых метеоусловиях при температурах
воздуха от -40 до +50 °C и скорости ветра у поверхности
земли до 25 м/с, до и после ядерно—го воздействия по БРК
Стартовый вес ракеты (с ГЧ тяжелого класса / с
ГЧ легкого класса) -183,9/182,0 т
Вес головной части (тяжелого класса/легкого
класса)-5,825/3,950 т
Вес боевого блока (ГЧ тяжелого класса/ГЧ
легкого класса) - 0,56/2,852 т
Вес средств преодоления ПРО - 0,272 т
Топливо -жидкое, самовоспламеняющееся
с высококипящими компонентами:
-окислитель-АТ
-	горючее-НДМГ
Вес топлива:
-	первой ступени -118,9 т
-	второй ступени - 48,5 т
Длина (с ГЧ тяжелого класса) - 32,2 м
Диаметр-3,0м
Характеристики ДУ первой ступени:
-	тяга МД (на земле/в вакууме) - 241,2/269,7 тс
-удельный импульс МД (на земле/в вакууме) - 269,6/301,4 с
- давление в КС МД-85 кгс/см2
-	тяга РД (на земле/в вакууме) - 29,1 /33,45 тс
ракетного комплекса Р-36	Старт ракеты 8К67
-удельный импульс РД (на земле/в вакууме) -254/292 с
- давление в КС РД- 67 кгс/см2
Характеристики ДУ второй ступени:
-	тяга МД (в вакууме) - 95,97 тс
-	удельный импульс МД (в вакууме) -317,6с
-	давление в КС МД-91 кгс/см2
-	тяга РД (в вакууме) - 5,53 тс
-	удельный импульс РД (в вакууме) - 280,5 с
-	давление в КС РД- 73 кгс/см2
Система управления-автономная, инерциальная
Органы управления на первой и второй ступенях -
четырехкамерный ЖРД с отклоняющимися камерами сгорания
Полетная надежность - 0,956
Коэффициент энерговесового совершенства (с
ГЧ тяжелого класса), Gnr/Go - 31,8 кгс/тс
QbiM цДЗМшДШ!. е. ЭКОШХХШ. ЦЖПМк
комплекса с ракетой gKg?’
Начало разработки -1962 г.
Принятие на вооружение -1967 г.
Постановка на боевое дежурство -1966 г.
Снятие с вооружения -1978 г.
Серийное производство ракет 8К67 осуществлялось
на ПО «ЮМЗ», г. Днепропетровск.
Краткие технические характеристики
ракетного комплекса Р-36
с орбитальной ракетой 8К69
Ракетный комплекс - стационарный,
с защищенными от наземного
ЯВ шахтными ПУ и КП
Пусковая установка - шахтная типа «ОС»
Способ старта - газодинамический из ШПУ
Ракета - межконтинентальная,
орбитальная, жидкостная,
двухступенчатая, ампулизированная
Боевое оснащение ракеты:
- орбитальная головная часть с
тормозной двигательной установкой,
системой управления и ББ с
зарядом мощностью 2,3 Мт
- система радиотехнической защиты ОГЧ
Максимальная дальность стрельбы
- неограниченная в пределах
одного витка вокруг Земли
Точность стрельбы - ±5 км
Обобщенный показатель надежности -0,95
Стойкость ракеты к факторам ЯВ:
- до старта - обеспечивается ШПУ
- в полете - естественная
Время пуска из полной боевой
готовности-4 мин
Гарантийный срок нахождения ракеты на БД
при регламенте один раз в два года - 7 лет
Орбитальная
ракета 8К69
ракетного
комплекса Р-36
286
Глава 5
Условия боевого дежурства ракеты -
ракета находится в боевой готовности
в ШПУ в заправленном состоянии
Боевое применение - в любых
метеоусловиях при температурах
воздуха от -40 до + 50 °C и
скорости ветра у поверхности
земли до 25 м/с, до и после
ядерного воздействия по БРК
Гехнические харшёршш
орбитальнойракегыбКбд
Стартовый вес ракеты -181,297 т
Вес заправленной орбитальной
головной части -3,648 т
Вес боевого оснащения:
-ББ-1,41т
- средств преодоления ПРО -0,238 т
Вес заправленных компонентов
топлива (АТ и НДМГ):
- первой и второй ступеней -167,4 т
-ОГЧ-2
Полная длина ракеты
- 32,65 м,— первой ступени -18,87 м
- второй ступени -10,3 м
- отсека управления ОГЧ -1,79 м
-0ГЧ-2,14м
Характеристики двигателя ОГЧ:
-тяга (в вакууме) -7,7 тс
-удельный импульс (в вакууме) - 314,4 с
- давление в камере сгорания - 87 кгс/см2
Диаметр корпуса ракеты -3,0м
Максимальный диаметр ГЧ -1,42 м
Оман, рззсаИтш!. к зашхатзшш.
шшшшШ
Начало разработки -1962 г.
Принятие на вооружение -1968 г.
Постановка на боевое дежурство -1969 г.
Снятие с вооружения -1983 г.
Серийное производство ракет 8К69 осуществлялось
на ПО «ЮМЗ», г. Днепропетровск.
Краткие технические характеристики
ракетного комплекса Р-36 с разделяющейся ГЧ
РК создавался на базе РК Р-36 и отличался в основном тем,
что на ракетах 8К67 моноблочные ГЧ были заменены на
разделяющиеся ГЧ. ТТХРК с РГЧ в основном соответствовали
ТТХ комплекса Р-36, за исключением следующих:
Боевое оснащение - разделяющаяся ГЧ в составе:
-ЗББс зарядами мощностью 2,3 Мт;
-	система радиотехнической защиты ББ
на базе системы «Лист»
Максимальная дальность стрельбы -10200 км
Точность стрельбы - ±5 км
Обобщенный показатель надежности - 0,954.
РГЧ ракеты 8К67П
Краткие технические характеристики ракеты 8К67П
с разделяющейся ГЧ ракетного комплекса Р-36
Стартовый вес ракеты -183,45 т
Вес второй ступени - 57,52 т
Вес головной части - 5,44 т
Вес боевого оснащения:
-ББ-Зх1,425т
-	средств преодоления ПРО - 0,401 т
Полетная надежность - 0,954
Коэффициент энерговесового совершенства
(Gnr/Go)-29,5 кгс/тс
С2Ш. дагатУтки и ж/wnawp сжтногг
комплекса с ракетой 6К67/7
Начало разработки -1967г.
Принятие на вооружение -1970 г.
Постановка на боевое дежурство -1971 г.
Снятие с вооружения -1979 г.
Серийное производство ракет 8К67П осуществлялось
на ПО «ЮМЗ», г. Днепропетровск.
Старт ракеты 8К67П ракетного комплекса Р-36
287
История развития отечественного ракетостроения
'В.К.Салиишис
ОСВОЕНИЕ И ПРОИЗВОДСТВО
НА КРАСНОЯРСКОМ МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОМ
ЗАВОДЕ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ СРЕДНЕГО
РАДИУСА ДЕЙСТВИЯ Р-14 (Р-14У)
История завода, связанная с освоением и произ-
водством ракетно-космической техники, началась с
постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от
27 февраля 1958 г. о создании в глубине страны ком-
плекса производств по изготовлению боевой ракетной
техники и перепрофилирования артиллерийского за-
вода п/я 1001 под производство ракет как основных
средств доставки ядерных зарядов. Для сопровожде-
ния серийного производства ракет, а впоследствии для
участия в проектных работах на второй площадке за-
вода в Красноярске-26 по Постановлению ЦК КПСС и
СМ СССР от 1 апреля 1959 г. приказом Госкомитета по
оборонной тематике на базе серийного КБ завода был
организован филиал № 2 ОКБ-1 под руководством
заместителя главного конструктора С.П.Королева -
М.Ф.Решетнева, который стал впоследствии гене-
ральным конструктором и генеральным директором
1
Конструктивно-компоновочная
схема баллистической
ракеты Р-14 (8К65)
1	- головная часть
2	- приборный отсек
3-бак«О»
4	- труба датчика
СОБ окислителя
5	- переливная труба
окислителя
6	- межбаковый отсек
7	- тормозные РДТТ
в обтекателях
8-бак«Г»
9	- тоннельная труба с
расходным трубопроводом
окислителя
10	- вафельная конструкция
обечайки бака
11	- хвостовой отсек
12	- двигательная установка
13	- турбонасосный агрегат
14	- аэродинамический
стабилизатор
15	- газоструйный руль
НПО ПМ (ныне - НПО ИСС им. М.Ф.Решетнева).
Одновременно в этих целях был организован филиал
ОКБ-456 (руководитель - В.П.Глушко) под руковод-
ством АЯ.Китаева.
Первоначально на заводе предполагалось развер-
нуть производство ракет Р-7 (8К74) разработки ОКБ-1
с двигателями 8Д74 и 8Д75 разработки ОКБ-456. За-
тем поступило распоряжение готовиться к производ-
ству ракеты Р-9 (8К75) с двигателями 8Д715 разра-
ботки ОКБ-456 и 8Д716 разработки ОКБ-154. В1959 г.
техническая реконструкция завода развернулась в пол-
ном объеме и уже к концу года цеха инструменталь-
ного производства были полностью заняты изготовле-
нием оснастки для новых изделий. Наконец, в декабре
1960 г. новому ракетному заводу и филиалам ОКБ-1 и
ОКБ-456 было поручено заниматься освоением серий-
ного производства ракеты Р-14 (8К-65), созданной в
ОКБ-586 под руководством М.К.Янгеля с двигателями
8Д514 разработки ОКБ-456. И это не смотря на то, что
техническая подготовка производства под ракету Р-9
была осуществлена более чем на 75 %!
Большая нагрузка ложилась на технологические
службы завода: в короткий срок требовалось осуще-
ствить технологическую подготовку производства раке-
ты с двигателем, корпусом ГЧ и приборами СУ. Всего
требовалось спроектировать и изготовить 22174 ед.
технологической оснастки, 340 ед. нестандартного обо-
рудования, разработать 2546 технологических процес-
сов. И это было полностью выполнено к концу 1962 г.
Первоначально на территории г. Красноярск-26
(г. Железногорск) было начато строительство новых
производственных (под землей) и административных
корпусов площадки № 2 завода, в 40 км от Краснояр-
ска было начато строительство испытательных стендов
для испытания ракетных двигателей и их агрегатов. Это
подразделение получило название Химзавод. На тер-
ритории действующего завода в Красноярске началось
строительство новых производственных корпусов.
В марте 1959 г. площадку № 2 завода посетил Ге-
неральный секретарь ЦК КПСС Н.С.Хрущев, который,
осмотрев цеха (в т.ч. подземные - для сборки ракет),
отменил прежнее распоряжение о строительстве под-
земного ракетного завода и дал указание организовать
сборку и изготовление основных составных частей ра-
кеты на основной площадке завода, сохранив на пло-
щадке № 2 только производство гироприборов.
В 1960-1961 г. завершается строительство основ-
ных корпусов производства ракет, вводятся в строй
цеха, которые ведут изготовление деталей, узлов,
приборов и сборку первой ракеты Р-14. К декабрю
1961 г. в кооперации с Южным машиностроительным
заводом в цехе сборки площадки № 2 первая ракета
была собрана и прошла заводские испытания. В январе
1962 г. состоялся ее пуск. В феврале 1962 г. на Химза-
воде было проведено первое испытание двигателя ра-
288
Глава 5
Четырехкамерный ЖРД РД-216 (8Д514) ракеты Р-14
кеты Р-14. Тем самым задача по созданию комплекса
производств по производству ракет, в который входили
корпусное, двигательное и приборное производство,
была в кратчайшие сроки решена и завод приступил к
их серийному изготовлению.
Работа, возглавляемая директором завода
П.И. Сысоевым, была проделана грандиозная: произ-
водственные площади завода были увеличены втрое,
численность работающих - вдвое, объем выпускаемой
продукции - в 3,3 раза, производительность труда -
на 37 %. Постановка на производство ракетной тех-
ники потребовала от завода освоения многих новых,
современных технологий, в т.ч.:
-	изготовления крупногабаритных, тонкостенных
баковых конструкций из алюминиевых сплавов, свари-
ваемых автоматической сваркой;
-	изготовления крупногабаритных клепанных кор-
пусных конструкций;
-	обеспечения высокой степени герметичности
конструкций и контроля герметичности с высокой сте-
пенью достоверности;
-	изготовления прочных и герметичных корпусов
из алюминиевых сплавов;
-	изготовления паяных конструкций;
-	изготовления газовых турбин и быстроходных
жидкостных насосов;
-	изготовления высокоточных командных прибо-
ров и узлов автоматики;
-	определения параметров гидравлических трактов
и агрегатов и их настройки;
-	стендовых огневых испытаний ЖРД.
Освоением серийного производства ракеты Р-14
(Р-14У) завод под руководством филиалов ОКБ-1 и
ОКБ-456 внес большой вклад в развитие обороноспо-
собности страны: эта ракета по существу стала первой
массовой ракетой для РВСН. Всего было изготовлено
более 300 ракет и развернуто 97 пусковых установок
наземного и шахтного типов. Этой ракетой в рамках
операции «Тюльпан» были проведены испытания се-
рийных ракет с ядерными зарядами с пуском от же-
лезнодорожной станции Ясная под Читой по боевым
полям ядерного полигона на Новой Земле. Эта ракета
стала одной из двух ракет, которые предполагалось
развернуть в количестве двух полков (16 ПУ) на Кубе
во времена Карибского кризиса.
Этим ракетам была уготована долгая жизнь. Они
были сняты с боевого дежурства в 1987 г., через 26 лет
после их создания, хотя сроки их службы превышали
20 лет. На базе ракеты Р-14 были созданы геофизиче-
ская ракета «Вертикаль-4» и космическая ракета 11К65
«Космос-3», а далее и ракета 11К65М «Космос-ЗМ».
18 декабря 1961 года приказом ГКОТ во исполне-
ние решения Комиссии Совмина СССР от 23 октября
1961 г. филиал № 2 ОКБ-1 был реорганизован в са-
мостоятельное конструкторское бюро ОКБ-10 (КБПМ).
Это не было случайным событием и было связано, во-
первых, с передачей в ОКБ-1 от ОКБ-586 работ по соз-
данию на базе БР Р-14 (8К65) ракеты-носителя «Кос-
мос-3» (11К65), предложением М.К.Янгеля завершить
разработку двух спутников 11Ф610 и 11Ф611, находя-
щихся в ОКБ-586 на стадии эскизного проектирования.
В целях изготовле-
ния опытных об-
разцов космиче-
ских аппаратов на
площадке № 2 за-
вода было органи-
зовано производ-
ство по отработке
и изготовлению
узлов, приборов и
систем КА.
Краткие
технические
характеристики
комплекса с
БР Р-14 (8К65),
Р-14У (8К65У)
Состояние:
-8К65 на вооружении
с 24 апреля 1961 г.
-8К65Уна
вооружении с
9 января 1964 г.
Баллистическая ракета
8К65 на постаменте
289
История развития отечественного ракетостроения
Ракеты ликвидированы по договору РСМД
Дальность стрельбы:
-	с легким блоком - 4500 км
-	с тяжелым блоком - 3200 - 3700 км
Точность стрельбы (КВО) -1,25-1,9 км
(предельное отклонение - 5 км)
Головная часть - термоядерная с легким
и тяжелым боевым блоком
-	мощность заряда легкого блока -1 Мт
-	мощность заряда тяжелого блока - 2-2,3 Мт
- вес легкого блока -1300-1500 кг
-	вес тяжелого блока - 2155 кг
Система управления - инерциальная с
гиростабилизированной платформой
Органы управления - газовые рули
Отделение боевой части - за счет включения
трех тормозных РДТТ 8Д81
Изделие 8К65У в заводском цехе
Стабилизаторы - аэродинамические
Тип старта - за счет собственных двигателей
Число ступеней -1
Размеры:
-	длина полная -24 м (24.3-24,4 м)
-	длина без ГЧ -21,6 м
-	максимальный диаметр корпуса -2,4м
Стартовый вес - 86,3-87 т
Горючее-НДМГ
Окислитель -АК-27И
Вес топлива - 79,2 т
Двигатель - четырехкамерный ЖРД РД-216 (8Д514) с ТНА
(состоящий из двух двухкамерных блоков 8Д513, каждый с ТНА)
- разработчик двигателя - ОКБ-456
-	главный конструктор двигателя - В.П.Глушко
-	тяга на земле-151 тс
-	тяга в вакууме-171 тс
-	время работы -131-170 с
-	давление в камере сгорания - 75 кгс/см2
-	масса-1350 кг
Пусковая установка - 8У235
Тип - наземный стол
Разработчик - ГСКБ Спецмаш
Главный конструктор - В.П.Бармин
Длина ПУ-3,05 м
Ширина ПУ-3,05 м
Высота ПУ-3,3м
Число ракет на ПУ -1
Установщик ракет - 8У224 (8У224М)
Тип - портальный
Разработчик - ЦКБТМ
Изготовитель - Омский ЗМП
Тип тягача - МАЗ-529В, МоАЗ-546
-	тип двигателя - дизель ЯАЗ-206 (ЯМЗ-238А)
-	мощность -165 (215) л.с.
Длина-15,62 м
Ширина-3,15 м
Высота-3.76 м
Наземное оборудование:
Заправщик-8Г113
Заправщик-8Г131
Заправщик-8Г210
Стартовый комплекс:
Тип - с группой шахтных ПУ
Разработчик - КБ-59 (ГСКБ Спецмаш)
Главный конструктор - В.П.Бармин
Число шахт в группе - 3
Число ракет в группе - 3
Расположение шахт - треугольником
Расстояние между отдельными ШПУ - 70-80 м
Тип защитного устройства - плоский
Устройство открывания крыши - рельсовое, сдвигается в сторону
Защита от давления во фронте ударной волны - 2 кг/см2
Высота ШПУ-30 м
Диаметр стального стакана - 4-4,5 м
290
Глава 5
С.П.Прокппье^
Производственное объединение
«Полет» - филиал ГКНПЦ им. М.В.Хруничева
ПРОИЗВОДСТВО МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНОЙ
БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ Р-16
Этап становления ракетного центра в Омске в
основном завершился с началом серийного произ-
водства ракет 8К63 (8К63У). В октябре 1959 г. выхо-
дит правительственное Постановление «О постановке
производства на заводе № 166 изделия 8К64». Это
была следующая разработка янгелевского ОКБ «Юж-
маш» - двухступенчатая баллистическая ракета Р-16.
12 октября директор 166-го завода Я.В.Колупаев из-
дал приказ № 41, которым заместителю директора
Я.М.Шапиро предлагалось «обеспечить разворот ра-
бот по подготовке производства изд. 8К64».
В1959 г., в связи с началом освоения ракеты 8К64
(8К64У), выпуск самолетов Ту-104 на заводе был пре-
кращен. По данным отчетов завода за 1956-1960 гг.,
динамика выпуска лайнеров на 166-м такова: 1956 г. -
7ед.; 1957г. -12; 1958г.-21; 1959г.-15; 1960 г.-6.
Заводу № 166 и другим омским оборонным пред-
приятиям было поручено в 1960 г. освоить выпуск ра-
кеты Р-16 (8К64). С конца 1959 г. на заводе происходил
следующий этап перестройки и модернизации произ-
водства. Для сборки параллельно сразу двух ракет-
ных систем 8К63 и 8К64 создаются цеха №№ 67 и 66.
В приказе директора от 8 января 1960 г. отмечено:
«§ 1. Начальником цеха № 67 назначить Степанен-
ко Л.А. § 2. Начальником цеха № 66 (окончательной
сборки) - Гудожникова И.И. § 3. Сохранить за п. Сте-
паненко и Гудожниковым руководство цехами №№ 28
и 4 на весь период существования этих цехов...».
Запуск в серийное производство изделия 8К64 был
произведен в марте 1960 г. Сборка первых ракет 8К64
проходила в непростых условиях. Цех № 66 (оконча-
тельной сборки) предполагалось разместить в специ-
альной пристройке территории «О». Но строительный
трест № 5 не успел завершить работы, и сборку решено
было начать в неприспособленном помещении корпу-
са № 12 территории «Г». Сюда в конце 1960 г. начали
поступать детали, узлы, агрегаты, как изготовленные
на заводе № 166, так и по кооперации на «Южмаше»
и на других предприятиях. Двигательные установки
полностью изготавливались на заводе № 29 им. Ба-
ранова. Создание пристройки к корпусу № 17 закон-
чилось лишь в третьем квартале 1961 г. Но оказалось,
что новые пролеты недостаточно велики для работ с
такими габаритными агрегатами, как первые ступени
ракеты 8К64. Для продолжения технологических опе-
раций ступени ракеты приходилось транспортировать
из одного пролета в другой, что было не только тя-
желым, но и небезопасным делом. Допущенные при
проектировании и строительстве ошибки потребовали
значительных доработок, на что ушло много времени
и сил.
Замедлялись сборочные работы и постоянными
изменениями, которые вносились в конструкцию ракет
головным янгелевским ОКБ-586. Напряжения добави-
ла и обострившаяся международная обстановка. На за-
воде были осведомлены о событиях на Кубе и вокруг
Западного Берлина. В начале 1961 г. 166-й завод впер-
вые получил, кроме обычного народно-хозяйственно-
го плана, второй, совершенно секретный «План выпу-
ска продукции в первый год войны».
Успех, выразившийся в стремительной перестройке
завода на новый лад и массовом выпуске ракет 8К63,
был отмечен руководством страны. 17 июня 1961 г.
вышел указ Президиума Верховного Совета СССР
о награждении завода № 166 орденом Ленина. Кро-
ме того, орденов Ленина были удостоены председа-
тель Омского совнархоза Б.П.Еленевич и директор
завода Я.В.Колупаев, а слесарю-сборщику цеха № 66
И.Ф.Махоткину присвоено высокое звание Героя Со-
циалистического Труда. Награды разного достоинства
получили и другие работники завода.
К концу 1961 г., по сведениям технического паспор-
та, наряду с выпуском ракет 8К63, завод изготовил
установочную партию из семи ракет 8К64. Первое из-
делие, собранное с широким применением комплекту-
ющих, полученных по кооперации, в декабре достави-
ли для испытаний на полигон Тюратам. Рассказывает
Г.П.Павленко, в тот период начальник КИС, затем зам.
главного инженера по испытаниям:
«От заправки до пуска ракеты Р-16 проходило
всего 18 минут. По тем временам это был блестящий
результат! Для сравнения: ракета Р-7, находившаяся на
вооружении РВСН, подготавливалась к пуску часами...
Военные с нетерпением ожидали поступления Р-16 на
боевое дежурство. Но испытание собранной в Дне-
пропетровске машины 24 октября 1960 г. окончилось
катастрофой. Я был приглашен на полигон набираться
опыта и наблюдал весь процесс подготовки ракеты к
пуску. Но непосредственно перед ним уехал на наблю-
дательный пункт и ту роковую вспышку на старте уви-
дел в бинокль...
Первый пуск нашей омской ракеты 8К64 состоял-
ся через год и полтора месяца после тех трагических
событий и также оказался аварийным. За счет резо-
нансной частоты двигатель первой ступени разрушил-
ся («полет» продолжался 0,5 секунды). Токсические
компоненты залили все вокруг. Запах гептила прони-
кал даже сквозь противогазы, но человеческих жертв
не было. Участники пуска находились в бункере и из
него выбрались в безопасное место по тоннелям для
291
История развития отечественного ракетостроения
Конструктивно-компоновочная схема ракеты Р-16 (Р-16У)
1	- головная часть
2	- приборный отсек
3-бак окислителя второй ступени
4	- бак горючего второй ступени
5	- тоннельный трубопровод окислителя второй ступени
6	- рулевой двигатель второй ступени
7-переходной отсек
8-бак окислителя первой ступени
9 - шаровые баллоны системы бортового наддува
10-бак горючего первой ступени
11	- тоннельный трубопровод окислителя первой ступени
12	- хвостовой отсек первой ступени
13	- рулевой двигатель первой ступени
14	- маршевый двигатель первой ступени
прокладки кабелей. Длительный и тщательный разбор
комиссиями причин аварии установил полную невино-
вность завода № 166».
1962 г. ознаменовался так называемым «Кариб-
ским кризисом». Появилась опасность перерастания
локального конфликта в «большую войну» между
США и СССР. Отразились эти события и на омском
ракетном комплексе. ЦК КПСС и СМ СССР приняли
постановление, в котором обязали Омский совнархоз
и его оборонные предприятия резко увеличить вы-
пуск ракет 8К64. Однако из-за недопоставок продук-
ции заводами №№ 20 и 29 завод № 166 не выполнил
намеченную программу. Последовал ряд жестких по-
становлений и распоряжений правительства, Омского
совнархоза, требовавших улучшить положение и на-
мечавших меры по выходу из прорыва. Как вспоми-
нают ветераны, Я.В.Колупаева тогда можно было уви-
деть в цехах в любое время дня и ночи. Он буквально
жил на заводе. Так же трудились главный инженер
Г.А.Колоколов, другие главные специалисты, началь-
ники цехов и отделов, все рядовые заводчане.
В 1959-1962 гг. завод собрал 517 ракет 8К63
(8К63У). Но в соответствии с решением Правительства
их производство на заводе было прекращено. Ценой
величайших усилий завод справился с планом 1962 г.
и выпустил 53 ракеты 8К64. Кроме того, были собраны
запланированные эксплуатационные ЗИПы, наземное
контрольно-пусковое оборудование для стартовых по-
зиций и хранилищ, ряд других важнейших составных
частей ракетных комплексов. Проведена подготовка
производства к выпуску модернизированных ракет
8К64У.
Процесс изготовления ракет 8К64 на заводе отра-
ботали и довели почти до совершенства, что подтверж-
далось испытаниями и пусками. Об этом пишет в вос-
поминаниях ветеран «Полета», в прошлом заместитель
главного конструктора КБ ПО «Полет» Ю.М.Федотов:
«На контрольно-испытательной станции завода
ракеты подвергались горизонтальным автономным и
комплексным испытаниям. Этот сложнейший процесс
быстро освоили испытатели 66-го цеха: Ю.Г.Коротков,
ЮАСолонин, Е.Н.Шабанов, Г.Н.Устинов,А.К.Мозговойи
другие под руководством начальника КИС Г.П.Павленко,
затем - С.Г.Караваева.
Методики испытаний вместе с КИСовцами раз-
рабатывали сотрудники нашего КБ: Л.В.Комаревич,
М.Г.Таранков, Е.П.Резайкина и др. Эксплуатационная
документация ОКБ-586 была еще «сырой». Приходи-
лось, остановив испытания, помногу часов проводить
над «простынями» схем, техописаниями, техуслови-
ями в поисках причин очередной неисправности. За-
йдет, бывало, директор Я.В.Колупаев и полушутя по-
лусерьезно скажет: «Опять уткнули свои головы, как
страусы. А когда работать начнете?» Затем выяснит
суть возникшего вопроса, наметит с сотрудниками
292
Глава 5
КИСа и КБ пути разрешения. Уходит. Знаем: пошел
звонить М.КЯнгелю. Через некоторое время возвра-
щается вновь и излагает согласованное с главным кон-
структором решение.
Как трудно было находить неисправности, можно
судить по следующему: в систему управления ракетой
входило около полутора десятков отдельных систем,
несколько сотен кабелей, приборов и около десятка
пультов. Выручало то, что испытатели КИСа и лабо-
раторий филиала-1 получили прекрасную подготовку
на ряде предприятий, в т.ч. в ОКБ-586 и ОКБ-696. Мы
помнили наизусть каждое из тысяч реле автомати-
ки системы управления. Могли мысленно отследить
цепочку всех событий, от начала команды до откли-
ка - загорания транспаранта или срабатывания меха-
низма. Это значительно сокращало время испытаний.
Несколько позже, по инициативе и под руководством
Г.П.Павленко, была разработана и внедрена на заво-
де система малой автоматизации испытаний ракет,
которая упростила и облегчила нашу работу, улучшила
контроль.
Когда испытания окончены, после оформления
технологического паспорта ракета грузится в спецва-
гон и отправляется в эксплуатирующую организацию -
к военным. Если «изделие» предназначается для пар-
тионных испытаний, защиты технологии и качества
работ на нашем заводе, то комплектуется бригада для
участия в подготовке пуска.
С собой на полигон (в данном случае - Байконур)
везем все необходимое: ЗИП, расходные материалы.
С этими коробками и ящиками приходилось несколько
раз выгружаться: до Ташкента летим самолетом граж-
данского воздушного флота, дальше - поездом до Тю-
ратама, где он стоит одну-две минуты и надо успеть
выскочить с нашим грузом.
Встречались с омской ракетой в монтажно-испыта-
тельном корпусе, где она выгружалась из вагона. Здесь
ее придирчиво осматривали военные, высказывая за-
мечания, их оппонентами были наши «контролирующие
органы» - Ю.Н.Некрасов (начальник БЦК цеха № 66,
затем - заместитель начальника отдела № 26, заме-
ститель главного контролера, впоследствии -главный
контролер объединения и заместитель генерального
директора ПО «Полет») и Ю.И.Новожилов, предста-
витель военной приемки завода. Потом проводились
автономные и комплексные испытания в МИК. По их
результатам комиссией, возглавляемой начальником
полигона (в те времена им был генерал ААКурушин),
принимается решение о вывозе ракеты на старто-
вую позицию. Вывоз всегда проходит торжественно.
Присутствуют представители главных конструкторов
(иногда сами главные - М.КЯнгель, В.И.Кузнецов,
В.Г.Сергеев). Мотовоз доставляет ракету по железной
дороге до стартового стола. Комиссией принимается
решение к поднятию ракеты и проведению испытаний.
Ракета Р-16
(Р-16У)
При положительных результатах дается добро на за-
правку компонентами топлива. К этому моменту на
стартовой позиции остается 2-3 специалиста от нашего
завода. Ко времени пуска происходит эвакуация людей
«с площадки» в безопасное место. При возникновении
отклонений от нормы показаний транспарантов устра-
няют неисправности представители завода. Бывали
ситуации, когда необходимые операции производили
тут же на старте, на заправленной ракете. А это всегда
очень рискованно! Наконец раздается команда руково-
дителя пуска: «Ключ на старт. Протяжка один». Теле-
метрист фиксирует исходные уровни записываемых
параметров. Затем звучит команда: «Протяжка два.
Пуск». С этого момента все зависит только от работо-
способности систем и элементов ракеты...
Те, кто находился в бункере, могут увидеть момент
пуска по перископу (телевидение было установлено
позже). Кто ждал старта на мотовозе, видят в полной
тишине яркую вспышку, а затем через несколько мгно-
вений на них обрушивается гул, рев и гром. Ракета не-
хотя отрывается от стола и начинает
подниматься все выше, ускоряясь
с каждым мгновением. Если ясная
погода, то все ждут момента раз-
деления ступеней. Это отмечается
по пропаданию яркого «креста» от
четырех камер сгорания двигателя
первой ступени. Он исчезает, и после
короткой паузы появляется «крест»
двигателя второй ступени. В бункере
первый спад нервного напряжения
связан с голосом из репродуктора
громкой связи: «Есть контакт подъ-
ема». Далее: «10 секунд, команда
«тангаж», полет нормальный, давле-
ние в баках «О» и «Г» в норме...».
После разделения ступеней звучат
первые поздравления, они адресо-
ваны представителю главного кон-
структора по двигателю и изгото-
вителю двигателя - представителю
завода им. Баранова. Их часть ра-
кеты сработала нормально. А после
того как прозвучит из репродуктора:
«Есть команда отделения головной
части!» - вырывается вздох облег-
чения у присутствующих. Начинают-
ся поздравления, поцелуи. Бункер
мгновенно пустеет.
После анализа информации о
полете ракеты - заключительное за-
седание комиссии. Если она делает
вывод: «Партионные испытания
ракеты 8К64 производства заво-
да № 166 завершены успешно», -
293
История развития отечественного ракетостроения
можно принимать поздравления и нам. К сожалению,
вернувшись на завод, нельзя было во всеуслышание
поздравить с победой весь трудовой коллектив».
Производство ракет 8К64 (8К64У) продолжилось
на заводе № 166 до конца 1966 г. Динамика выпуска
следующая: 1961 г. - 7 изделий; 1962 г. - 53; 1963 г. -
80; 1964 г. - 80; 1965 г. - 60; 1966 г. - 50. Всего, со-
гласно сведениям из производственно-технических
паспортов завода, было изготовлено 330 изделий.
В 1963-1964 гг. на заводе начались очередные
масштабные перемены. Предприятие в этот период,
наряду с выпуском 8К64 (8К64У), получило ряд пра-
вительственных заказов, в т.ч. на производство ракет
УР-200 (8К81) и Р-36 (8К67). Но начавшаяся подготов-
ка и выпуск этих изделий были прекращены в 1965 г. в
связи с получением заводом заказа на транспортно-
пусковые контейнеры.
Кроме этого, пришлось заводчанам тогда же вер-
нуться к незабытому еще авиастроению. В1964 г. 166-
й завод получил задание на выпуск отъемной части
крыльев самолета Ан-14 («Пчелка») разработки ОКБ
О.К.Антонова. В целом машину должен был собирать
завод «Прогресс», расположенный в г. Арсеньеве на
Дальнем Востоке. В 1965 г. на 166-м заводе собрали
40 комплектов крыльев, в 1966 г. - 75. Кроме того,
была изготовлена партия из пяти комплектов крыльев
для экспорта в Чехословакию, где начиналось произ-
водство «Пчелки».
В начале 1965 г., после упразднения совнархозов и
образования Министерства общего машиностроения,
завод № 166 вошел в подчинение Первого главного
управления МОМ.
'R.^.Aanotna, Ю.П.Ссмемо&,
Ъ.Д.‘Ъс1рафсе£., Г1.Н.Са1)о&скии
ОАО «РКК «Энергия»
МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫЕ РАКЕТЫ
С ДВИГАТЕЛЯМИ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
РТ-1, РТ-2, РТ-2П
Постановлением от 27 июня 1959 г., принятым по
предложению ГКОТ (К.Н.Руднев), предписывалось ор-
ганизовать филиал ОКБ-1 на базе ЦНИИ-58 для не-
медленного развертывания работ по разработке бал-
листических ракет на твердом топливе с дальностью
полета 2500 км. Руководство филиалом ОКБ-1 возла-
галось на С.П.Королева и К.Д.Бушуева.
Постановлением от 20 ноября 1959 г., принятым
по предложению К.Н.Руднева, Р.Я.Малиновского,
В.Д.Калмыкова, Е.П.Славского, Б.Е.Бутомы, В.С. Фе-
дорова, П.В.Дементьева, предусматривалось созда-
ние баллистической ракеты на твердом топливе РТ-1
с дальностью полета головной части 2500 км и раз-
бросом по дальности +5 км, по боковому направлению
±4 км. Ракета должна была иметь стартовую массу до
35 т и нести ГЧ с массой боевого заряда 0,5 т. Лет-
ные испытания ракеты РТ-1 должны были начаться с
комбинированной системой управления в четвертом
квартале 1960 г.
Одновременно ставилась задача по выполнению
работ по теме РТ-2, которой предусматривалась раз-
работка баллистической ракеты с дальностью по-
Твердотопливная ракета РТ-1 в полете
Краткие
технические
характеристики
двигателей
ракеты РТ-1
Тяга двигателя:
- первой ступени
(«пакет» из четырех
корпусов)-100 тс
- второй ступени
(«пакет» из двух
корпусов)-51 тс
- третьей ступени
(один корпус)-25 тс
Давление в камерах
сгорания - 40 кгс/см2
Время работы каждого
двигателя-30 с.
294
Глава 5
лета головной части 10000-12000 км с разбросом
по дальности и боковому направлению +10 км. Го-
ловная часть ракеты должна была нести боевой за-
ряд массой до 0,5 т. Этим же постановлением на
ОКБ-1 возлагалась работа в целом по комплексам
РТ-1 и РТ-2, а в качестве соисполнителей по на-
правлениям работ привлекались КБ-11 (Е.А.Негин,
С.Г. Кочаряну), НИИ-125 (Б.П.Жуков, Ю.А. Победо-
носцев), НИИ-885 (М.С.Рязанский, НАПилюгин),
НИИ-944 (В.И.Кузнецов), НИИ-627 (А.Г.Иосифьян,
Н.С.Лидоренко), ОКБ-686 (А.М.Гольцман), НИИ-13
(Ф.И.Куприянов), НИИ-130 (А.М.Секалин), НИИ-137
(В.А.Костров) и ГСКБ (В.П.Бармин).
При проектировании ракеты РТ-1 выбрали РДТТ
«пакетного» типа, состоящие из двигателей с диа-
метром пороховых шашек 0,8 м (большие размеры
И.Н.Садовский
(1919-1993 гг).
С1958 г. работал в
ОКБ-1 /ЦКБЭМ/НПО
«Энергия» /РКК «Энергия»
им. С.П.Королева.
С1959 по 1990 гг. -
в ОКБ-1, ЦКБЭМ; главный
конструктор темы Головного
КБ НПО «Энергия», первый
заместитель главного
конструктора Головного
КБ НПО «Энергия»
Д.т.н., профессор.
Лауреат Гтсударственной
премии СССР.
шашек еще не освоили),
с корпусами двигателей
из стеклопластика. Сопла
двигателей основных ДУ
были неподвижными. Ру-
левые двигатели первой
и третьей ступеней были
твердотопливными с вра-
щающимися при помощи
рулевых машин корпуса-
ми, отклоняющими сопла
на угол до 45°. Управле-
ние второй ступенью в
полете осуществлялось с
помощью складных воз-
Е.В.Шабаров
душных рулей, которые
устанавливались в рабочее
положение после старта
ракеты. Ракета получила
индекс 8К95. Двигатели
первых двух ступеней ра-
ботали до полного выгора-
ния топлива.
Управление дальностью
полета ракеты осуществля-
лось системой управления
путем выдачи команды на
обнуление тяги двигателя
последней ступени, для
чего вскрывались с по-
мощью пирозарядов узлы
отсечки на верхнем днище
РДТТ третьей ступени, ко-
торые создавали необхо-
димую противотягу.
Для уменьшения раз-
броса импульса последей-
ствия выключение двига-
теля третьей ступени про-
водилось в два этапа: сначала вскрывались два узла
отсечки из четырех, после чего двигатель переходил на
пониженную тягу, а затем, с некоторой временной за-
держкой, два оставшихся узла отсечки выключали дви-
гатель (обнуляли тягу) окончательно. После этого про-
исходило отделение ГЧ, и она продолжала самостоя-
тельный полет к цели по баллистической траектории.
Такая схема обнуления РДТТ последней ступени ока-
залась очень удачной и используется с тех пор на всех
отечественных твердотопливных ракетах средней и
межконтинентальной дальности. Разделение ступеней
было «горячим», т.е. последующая ступень ракеты за-
пускалась при еще работающей предыдущей. Ступени
соединялись ферменными конструкциями, команда
на разделение ступеней выдавалась от датчика пере-
грузок. Для снижения массы третьей ступени предус-
матривался сброс ее хвостового отсека после отделе-
ния от второй ступени, что обеспечивало некоторое
увеличение дальности полета ГЧ массой 0,8 т.
Результаты работ по созданию МБР с двигателями
на твердом топливе нуждались в экспериментальной
проверке и отработке ее агрегатов и систем. Для этих
целей в порядке экспериментальной отработки ракеты
РТ-1 были проведены огневые испытания двигателей
первой, второй и третьей ступеней (РДП блоков А, Б
и В по 30-40 прожигов каждый), отработка отделения
ГЧ на специальной установке, отработка отсеков ДУ,
огневые испытания рулевых двигателей блоков А и В,
прочностные испытания и макетирование ракеты, а
также ее примерочные испытания на СК.
Кроме того, прошли огневые стендовые испыта-
ния всех трех ступеней ракеты РТ-1 на испытательном
полигоне в районе г. Красноармейска Московской
области. Для каждой ступени при их горизонталь-
ном положении было проведено по три испытания.
Дополнительно проводилась отработка системы обо-
грева зарядов РДП с проверкой ее работы на край-
них режимах, отработка теплозащитных покрытий и
графитовых вкладышей камер сгорания, уточнение
аэродинамических характеристик ракет, а также систе-
мы управления полетом и эксплуатационных характе-
ристик твердотопливных зарядов на стендах организа-
ций-разработчиков.
Летные испытания ракеты РТ-1 начались с опоз-
данием на один год и проводились с апреля 1962 по
июнь 1963 г. на ГЦП с падением ГЧ в районе озера
Балхаш. Из первых девяти ракет только три выполнили
свою задачу. Первый успешный пуск состоялся 18 мар-
та 1963 г. Испытаниями ракеты РТ-1 на ГЦП руководи-
ла Государственная комиссия, председателем которой
был начальник ГЦП генерал-полковник В.И.Вознюк,
а техническое руководство от ОКБ-1 осуществляли
И.Н.Садовский, Е.В.Шабаров и П.И.Дребезгов.
Учитывая новизну ракеты РТ-1, необходимость
обеспечения безопасности боевых расчетов при ее
295
История развития отечественного ракетостроения
подготовке к пуску, со-
хранности материаль-
ной части, было при-
нято решение готовить
ракету к пуску в два
этапа. На первом этапе
проводился весь объем
работ на технической и
стартовой позициях до
снаряжения двигателя
пороховыми зарядами
(в случае каких-ли-
бо «нестыковок» или
недоработок при от-
сутствии пороховых
зарядов имелась воз-
можность безопасного
устранения замечаний),
что позволяло боевым
расчетам приобрести
практический опыт ра-
бот с ракетой без како-
го-либо риска и страха.
На втором этапе вто-
рично проводился весь
цикл проверок ракеты
по штатной технологии,
Стратегическая	но уже со снаряжен-
межконтинентальная	ными двигателями и
твердотопливная ракета РТ-2	установленными пиро-
патронами.
Летные испытания ракеты РТ-1 позволили нако-
пить опыт по натурной отработке ракет с двигателя-
ми на твердом топливе и дали возможность уточнить
ряд технических характеристик перспективных ракет с
РДТТ. В то же время стало ясно, что в силу своего кон-
структивного несовершенства ракета РТ-1 не будет ре-
комендована для принятия на вооружение Советской
Армии. Однако с точки зрения накопления опыта по
проектированию, разработке технологических процес-
сов и летной отработке отечественных ракет с РДТТ это
был очень важный этап.
Основные недостатки ракеты РТ-1 были связаны
с отсутствием зарядов твердых топлив с требуемыми
конструктивными и технологическими характеристика-
ми (габаритами, пластичностью, высокой энергетиче-
ской эффективностью), с необходимостью размеще-
ния готового топливного заряда в корпусе двигателя,
а не с его заливкой в корпус и др. Поэтому наряду с
работами по ракете РТ-1 велись поиски вариантов ра-
кеты РТ-2. Постановлением от 4 апреля 1961 г. вносят-
ся уточнения в требования к ракете РТ-2, в т.ч. по ГЧ.
Постановлением от 29 июня 1962 г. вновь уточняются
ТТТ к ракете РТ-2 и сроки работ. При согласовании
ТТТ Министерства обороны на эту ракету проводились
уточнения и дополнения, связанные с возможностью
применения на ней двух типов ГЧ с более легкими
боевыми зарядами и различными тротиловыми эк-
вивалентами, с ужесточением требований к кучности
стрельбы и времени боевой готовности, с разработкой
автоматизированного старта и т.п. Постановление от
16 июля 1963 г. эти требования узаконило.
Эскизный проект на ракету РТ-2 был разработан в
1963 г. В целях экспериментальной отработки отдель-
ных элементов и систем перспективной МБР с РДТТ
типа РТ-2 спроектировали и испытали с использовани-
ем наземного старта вариант ракеты РТ-1-1963 (8К95-
1963), в котором на третьей ступени устанавливался
разработанный к тому времени моноблочный четы-
рехсопловый двигатель - прототип двигателя третьей
ступени межконтинентальной ракеты РТ-2 с улучшен-
ными летно-техническими и эксплуатационными ха-
рактеристиками. Были изготовлены три ракеты РТ-1-
1963. Подготовка их к пуску и пуски проводились на
ГЦП, на технической и стартовой позициях ракет РТ-1
с соответствующими доработками.
В автономной системе управления ракеты РТ-1-
1963 предусматривалось гибкое программирование
угла тангажа в зависимости от проекции кажущейся
скорости ракеты на ось чувствительности измерителей
автомата управления дальностью. При пусках ракет
РТ-1-1963, проведенных в сентябре-ноябре 1965 г. на
дальность около 1950 км, только одна ракета из трех
выполнила свою задачу, после этого работы по раке-
те 8К95 были прекращены.
На ракете РТ-2 предусматривалось, как отмеча-
лось выше, применение ГЧ массой 0,5 т на дальность
10000-12000 км и головной части массой 1,4 т на
дальность 4000-5000 км. Старт ракеты должен был
проводиться из защищенной шахты, готовность к пу-
ску составлять 3-5 мин. Ракета РТ-2 получила индекс
8К98. Предусматривалась возможность путем комби-
нации ступеней ракеты РТ-2 создать ракеты на проме-
жуточные дальности (вторая и третья ступени ракеты
образовали ракету 8К96, первая и третья ступени - ра-
кету 8К97). Ведущими конструкторами по ракете РТ-2
в разное время были С.Е.Барденштейн, ФАТитов.
Ракета 8К96 была в последующем доведена до сда-
чи Заказчику Ленинградским КБ завода «Арсенал»
(ПАТюрин).
Краткие технические характеристики
ракеты РТ-2П
Стартовая масса-51 т
Масса ГЧ- 0,47 т
Длина-21,22 м
Максимальный диаметр по хвостовому
отсеку первой ступени -1,95 м
Диаметр корпуса РДТТ -1,95 м
296
Глава 5
Диаметр первой ступени -1,8 м
Диаметр второй ступени -1,5 м
Диаметр третьей ступени -1 м
Рабочий запас топлива:
-	первой ступени - 30,8 т
-	второй ступени -9,6т
- третьей ступени - 3,5 т
Давление в камерах сгорания - 40 кгс/см2
Тяга двигателя и время работы:
-	первой ступени - 91/75 тс/с
- второй ступени - 44/60 тс/с
- третьей ступени -22/45 тс/с.
Все параметры ракеты РТ-2 (распределение топли-
ва между ступенями, диаметр двигателей, время их
работы, давление в камерах сгорания и на срезе со-
пел и др.) были выбраны близкими к оптимальным
(допускались отклонения на 1-2 % от оптимальных,
исходя из условий эксплуатации ступеней, простоты
конструкций и удобства эксплуатации). И все же ракета
РТ-2 требовала дальнейшего совершенствования. Так,
смесевое топливо формовалось в отдельных пресс-
формах, затем заряд вкладывался в корпус, а зазор
между зарядом и корпусом заливался связующим ве-
ществом. Это создавало определенные трудности при
изготовлении РДП ракеты и требовало новых кон-
структорских и технологических решений, которые ис-
ключили бы сложности при разработке последующих
модификаций ракеты РТ-2.
Одна из них - ракета РТ-2П - имела твердое топливо
ПАЛ-17/7 на основе бутилкаучука, обладающего высо-
кой пластичностью, не имеющего заметного старения и
растрескивания в процессе хранения, при этом топливо
заливалось прямо в корпус двигателя, затем произ-
водились его полимеризация и формование необхо-
димых поверхностей горения заряда. Корпус третьей
ступени ракеты РТ-2П изготавливался двухслойным:
высокопрочная стальная рубашка упрочнялась стекло-
пластиковыми нитями, наматываемыми снаружи.
Были разработаны специальные средства, ис-
ключающие несанкционированный запуск двигателей
на старте, и увеличены гарантийные сроки хранения
РДТТ, что существенно повысило качество ракеты РТ-2
и продлило сроки ее эксплуатации. Для управления ис-
пользовались поворотные сопла основных двигателей
ступеней. Параллельно велась разработка комплекса
наземного оборудования. На первом этапе для обеспе-
чения ЛКИ ракеты РТ-1 был создан комплекс средств
наземного оборудования, в котором использовались
в основном существующие сооружения ГЦП и агрега-
ты и системы, разработанные ранее для ракет Р-5М,
Р-7, Р-9.
Для обеспечения ЛКИ ракеты РТ-1-1963 с моно-
блочным РДТТ на третьей ступени был спроектирован,
впервые изготовлен и испытан при пусках транспортно-
пусковой контейнер СМ-162. Его разработка была вы-
звана тем, что для ракеты следующего поколения 8К98
выбрали стартовое сооружение шахтного типа с пуском
ракеты из глухого стакана (т.н. «минометный» старт),
при котором выход ракеты РТ-2 из шахты обеспечивал-
ся за счет тяги собственных двигателей и поршневого
эффекта, создаваемого в подракетном пространстве
стакана с помощью поддона, крепящегося к нижнему
шпангоуту хвостового отсека первой ступени, и бандажа
на переднем фланце ДУ первой ступени. Для уменьше-
ния температурного воздействия на корпус ракеты на
дно пускового стакана наливалось некоторое количе-
ство воды, а поддон и состоящий из нескольких частей
бандаж обеспечивали замкнутость пространства между
ракетой и стаканом при движении ракеты по стакану,
одновременно исключая воздействие ракетных струй
двигателя первой ступени на корпус ракеты.
При выходе ракеты из стакана бандаж сбрасывал-
ся, разделяясь пружинными толкателями на несколько
частей. Поддон отделялся по команде от СУ примерно
на 12-й секунде полета. Усилия пружинных толкателей
и время отделения исключали возможность падения
поддона на оборудование пусковой установки.
С помощью установленной на внутренней стенке
стакана шпонки и соответствующих пазов в поддоне
и бандаже исключалась также «закрутка» ракеты при
движении ее по пусковому стакану. Минометный старт
существенно сокращал размеры ШПУ, значительно
удешевлял строительство и снижал их уязвимость. Вы-
бор ШПУ обусловливался также тем, что по сравнению
с наземными открытыми стартами шахтные пусковые
установки давали возможность обеспечить любую
заранее заданную степень защиты ракеты в шахте от
ядерного воздействия вероятного противника.
Для доставки блоков твердотопливных ракет с за-
вода на техническую позицию были разработаны и
изготовлены специальные изотермические железно-
дорожные вагоны. Блоки ракеты доставлялись с техни-
ческой позиции до ШПУ и затем загружались в шахту
с помощью полуприцепной транспортно-загрузочной
машины, специально разработанной для этих целей,
а активный привод на колесах полуприцепа (т.н. мо-
тор-колесо) позволял ему передвигаться по дорогам
любых категорий. Для транспортировки и работ с ГЧ
была разработана изотермическая стыковочная маши-
на с манипулятором для пристыковки-отстыковки ГЧ
к ракете. Конструкция всех транспортных агрегатов и
агрегатов технической позиции позволяла проводить
все погрузочно-разгрузочные работы и работы по
установке ракеты РТ-2 в ШПУ без применения крано-
вого оборудования, что значительно упрощало весь
цикл работ с ракетой.
Для разработки агрегатов наземного комплек-
са ракеты 8К98 были привлечены КБ «Мотор»
(ВАРождов), ЦКБ-34 (В.В.Чернецкий) и Ленинград-
297
История развития отечественного ракетостроения
ский филиал ЦПИ-20 (Г.П.Ливенков). Работами по
созданию наземного комплекса ракеты 8К98 в ОКБ-
1 руководил А.П.Абрамов. Программой ЛКИ ракеты
РТ-2 предусматривалось проведение 32 пусков ракет:
7 пусков планировались с ГЦП Капустин Яр и 25 пу-
сков - с полигона в районе Плесецка Архангельской
области. Пуски ракет РТ-2 с ГЦП проводились в фев-
рале-июле 1966 г. в район озера Балхаш из приспо-
собленной шахты, ранее созданной для одной из ра-
кет главного конструктора М.К.Янгеля. Из семи ракет
шесть свою задачу выполнили. Первый успешный пуск
ракеты РТ-2 состоялся 26 февраля 1966 г.
Для отработки и проверки динамики выхода раке-
ты РТ-2 из шахты был разработан имитатор ракетного
снаряда, выбрасывавший макет первой ступени ракеты
РТ-2 из шахты. Поскольку ракета РТ-2 доставлялась на
ГЦП уже в снаряженном состоянии, то для отработки
испытательного и пускового оборудования, отработки
эксплуатационной документации был спроектирован
и изготовлен электрический эквивалент борта ракеты,
что в значительной степени повысило безопасность
работ и позволило боевым расчетам приобрести не-
обходимую практику работы со снаряженной ракетой.
Пуски ракет РТ-2 с полигона Плесецк проводились с
4 ноября 1966 г. по 3 октября 1968 г. из ШПУ. Из 25 ра-
кет 21 была запущена на промежуточную дальность
(район падения головных частей «Кура» - пос. Ключи,
полуостров Камчатка), четыре - в акваторию Тихого
океана, на максимальную дальность. Последние три
ракеты запускались залпом. Из 25 пусков 16 прошли
успешно.
18 декабря 1968 г. ракета РТ-2 была принята на
вооружение Советской Армии под индексом 8К98.
Тогда же началось развертывание позиционных рай-
онов с ШПУ, оснащенных ракетами 8К98, в одном
из центральных районов России. Отдельный боевой
ракетный комплекс, вооруженный ракетами 8К98, за-
нимал позиционный район и состоял из десяти ШПУ
и одного КП.
На пусковых установках в процессе боевого де-
журства персонал не находился. Управление пуском
ракет из каждой ШПУ осуществлялось с КП с помощью
системы дистанционного управления и контроля по
кабельным линиям, причем для надежности переда-
чи команд на пуск кабельными линиями соединялись
также отдельные ШПУ между собой, образуя кольцо
(радиально-кольцевая схема СДУК). Такая организация
боевых ракетных комплексов позволяла поддерживать
их высокую боевую готовность и обеспечивала надеж-
ное прохождение команд на пуск ракет даже при по-
вреждении отдельных каналов СДУК.
Как вариант боевого использования ракет 8К98
был разработан эскизный проект подвижного желез-
нодорожного БРК. Он представлял собой железнодо-
рожный состав, в который входили четыре стартовых
вагона ракет 8К98, вагон с дизель-электростанцией,
два вагона с аппаратурой подготовки и пуска ракет,
вагон - командный пункт, а также вагон - столовая
и вагоны для размещения личного состава БРК. Старт
ракеты предполагался из нерасцепляемого железно-
дорожного состава с любого участка пути, хотя многое
определялось качеством грунта на выбранном участке
старта. Крыша стартового вагона сдвигалась, ракета
в вагоне размещалась на стреле установщика, которым
перед стартом она и приводилась в вертикальное по-
ложение. Однако работы по железнодорожному ва-
рианту в то время не получили дальнейшего развития
и были продолжены вновь применительно к подвиж-
ному ракетному комплексу на базе новых мощных
ракет с РДТТ.
Необходимо отметить, что отработка режима бо-
евого дежурства ракетного комплекса РТ-2 (10 ШПУ
и один КП) началась в 1967 г. на полигоне Пле-
сецк первоначально по схеме «один КП и три ШПУ»
(остальные семь ШПУ были введены в строй позднее).
Отработка режима боевого дежурства проходила с
большими трудностями: практически каждый день,
а иногда и несколько раз в сутки комплекс снимался
с боевого дежурства из-за неспособности СДУК ра-
ботать при тех параметрах электропитания, которые
обеспечивала государственная сеть электроснабжения
(особенно мешали динамические режимы при скачках
напряжения). Причем режим перехода электропитания
с линии электропередачи на аккумуляторы шахтной
пусковой установки, а затем на дизель-электростан-
цию не обеспечивал бесперебойности электропитания
оборудования ПУ (перерыв составлял 0,1-0,6 с). В ре-
зультате этого многие системы, расположенные в ШПУ
(система прицеливания, СДУК, блок местной автома-
тики, обеспечивающий сопряжение СДУК с бортовыми
системами ракеты РТ-2 и системами ШПУ), перехо-
дили на резервный канал, а их последующий возврат
на основной канал дистанционно с КП в то время был
невозможен. В этих случаях приходилось направлять к
ШПУ (за 10-12 км) несколько автомобилей-кунгов со
специальным оборудованием для приведения всех си-
стем ШПУ в исходное состояние. Для исключения этих
недостатков и отработки режима боевого дежурства в
1967 г. на полигон Плесецк была командирована спе-
циальная бригада специалистов ЦКБЭМ и смежников
под техническим руководством В.М.Караштина и веду-
щего конструктора В.К.Ходича.
Проведенный анализ недостатков работы систем
в режиме боевого дежурства позволил разработать
технические мероприятия и провести доработку ряда
систем ШПУ и КП. После этого режим боевого де-
журства стал устойчивым, и последующее подключе-
ние семи шахтных пусковых установок к КП подтвер-
дило правильность принятых технических решений.
В эти работы большой вклад внесли В.П.Хорунов,
298
Глава 5
Разработчики ракет на твердом топливе из отдела ААСмердова. Сидят: НЛ.Басманов, П.П.Ермолаев, Г.РДоний, ГАГорбачев,
ААСмердов, ГДСуховой, ДЛ.Крутов, А.Г.Донской, Е.И.Воронин, В.В.Калиновский, АЛ.Борисов. Стоят: А.О.Кантер,
Ю.В.Сунгуров, И.П.Солдатов, А.Г.Рапп, Н.С.Черноусова, В.И.Гуров, ВЛ.Миронов, Н.И.Федоров, ИДКоротаев, И.В.Романов,
ААЛиньков, ГП.Минашин, А.Е.Селении, ВАСолодилов, Г.В.Буданов, В.Б.Студитская, В.И.Проскурина, Т.И.Евсеева, В.И.Елисеева,
Е.К.Глыбовский, АЛ.Васильева, Н.К.Минаева, Г.ПЛикифорова, СЛ.Шнякин, ЗЛ.Марушкина, В.Д.Попков, ЕАДубинский
Л.Б.Шульман, Т.М.Фадеев, Л.Г.Струля, Е.С.Марамзин,
Б.И. Карманов и М.П.Гераскина, а также представители
Заказчика С.М.Кравченко, АГ.Чернов и ДИ.Крюков.
С октября 1968 г. с полигона Плесецк стали про-
водиться отстрелы от партий ракет РТ-2 (установоч-
ная партия, контрольные пуски от партии ракет, пуски
ракет после длительного хранения, после истечения
гарантийного срока эксплуатации и снятия с боевого
дежурства, по плану боевой подготовки). В1979 г. был
Группа разработчиков сопловык блоков ракетных двигателей твердого топлива
и двигателей отделения ступеней ракет-носителей: З.В.Егорова, ВАМироедов,
АЛРапп, ЕЛ.Опалева, Г.К.Залетаева, Г.Б.Абрамович, ЕЛЕрашова
проведен сотый пуск ракеты РТ-2 и ее модификации -
ракеты РТ-2П.
Испытания на сохранность и работоспособность
систем и агрегатов ракеты РТ-2 и наземного обору-
дования после длительного нахождения на боевом
дежурстве проводились на полигоне Плесецк в про-
цессе экспериментально-боевого дежурства БРК из
семи пусковых установок в штатном исполнении в
условиях, максимально приближенных к реальным
условиям эксплуатации (еже-
годных регламентов), боевого
дежурства и пусков. По ре-
зультатам этих испытаний при-
нимались решения о возмож-
ности продления гарантийных
сроков работы оборудования
стартовой позиции и самой
ракеты, оценивалась стабиль-
ность основных параметров
БРК, расход ресурса приборов
и агрегатов и его достаточ-
ность для проведения пусков.
Техническими руководителями
работ по пускам ракет РТ-2 от
ЦКБЭМ были И.Н.Садовский,
Я.И.Трегуб, а председателями
Государственных комиссий
по ЛКИ ракеты РТ-2 на поли-
гоне в Плесецке - генерал-
299
История развития отечественного ракетостроения
полковник П.В.Родимов, затем генерал-лейтенанты
ААВасильев и Г.Е.Алпаидзе.
С января 1970 г. по март 1971 г. на полигоне Пле-
сецк были проведены летные испытания модерни-
зированной ракеты РТ-2П. Ракета имела комплекс
средств радиотехнической защиты И от средств ПРО
противника, более мощную ГЧ, на третьей ступени был
применен новый двигатель и улучшенное по энерге-
тике топливо. Серьезной модификации подверглась
СДУК, был увеличен диапазон азимута прицеливания
с ±45 до ±120°, введены дистанционное перенацели-
вание и закладка в память СУ двух полетных заданий.
Всего провели пятнадцать пусков РТ-2П, из которых
два оказались неудачными. Двенадцать пусков были
проведены в район падения «Кура» (полуостров Кам-
чатка) и три - в акваторию Тихого океана.
После устранения выявленных при пусках ракеты
РТ-2П недостатков в 1972 г. она была принята на во-
оружение Советской Армии с индексом 8К98П вместе
с комплексом наземного оборудования, боевой экс-
плуатационной и эксплуатационно-технической доку-
ментацией.
С декабря 1974 г. по декабрь 1975 г. было прове-
дено пять пусков установочной партии ракет РТ-2П, все
пуски прошли успешно. Ракетный комплекс в составе
трех пусковых установок с ракетами РТ-2П и команд-
ный пункт были испытаны на длительное хранение -
в течение 7 лет (1976-1983 гг.) на полигоне Плесецк.
При этом регламентные работы с ракетой РТ-2П, си-
стемами ПУ и КП проводились сначала через год,
а с 1977 г. - через два года. Результаты комплексных
испытаний подтвердили, что все системы пусковых
установок и командного пункта сохранили свою работо-
способность после 7 лет экспериментального дежурства
(после 15 лет эксплуатации с момента ввода в строй).
В разработке технической документации, экс-
периментальной отработке и проведении натурных
испытаний ракет РТ-1, РТ-1-1963, РТ-2 и РТ-2П при-
нимало участие большое количество специалистов из
различных подразделений ОКБ-1 (с 1966 г. - ЦКБЭМ),
в т.ч. И.Н.Садовский, П.Ф.Красовский, Е.А. Дубинский,
П.П.Ермолаев, В.С.Павлов, ЛАМузуров, Н.И. Чука-
нов, П.В.Жуков, И.С.Грибань, Б.Б.Голышев, А.Г.Рапп,
О.Н.Воропаев, ААЗаруденский, А.И.Кантер, Л.П.Перов
идр.,атакжеколлекгивыотделов4(Э.И.Корженевский),
23 (А.Г.Донской) и 24 (ААСмердов). В ходе работ по
ракетам с РДТТ специалистами ОКБ-1 совместно со
специалистами предприятий-смежников было решено
много теоретических и технических проблем по бал-
листике, аэрогазодинамике, теплообмену, термоди-
намике и теплофизике, гидравлике и гидродинамике,
статическим и динамическим нагрузкам, условиям
эксплуатации и полета, прочностям, материаловеде-
нию и технологии производства, созданию принципи-
ально новых образцов рулевых машин и др.
Это была одна из самых удачных разработок ОКБ-
1, существенно повлиявшая на поддержание паритета
в ракетно-ядерном «соревновании» с нашими вероят-
ными противниками и укрепившая безопасность нашей
страны на одном из драматичных этапов ее истории.
После окончания ЛКИ ракеты РТ-2 и принятия ее
на вооружение были развернуты боевые ракетные
комплексы с ШПУ 15П098 и организовано их боевое
дежурство. Комплекс 15П098П сняли с вооружения
в связи с окончанием гарантийного срока на ракеты
8К98П (15 лет) и наземное оборудование (20 лет). Он
был одним из самых совершенных ракетных комплек-
сов, когда-либо стоявших на вооружении РВСН.
Ъ.Н.'Тлолмн,
Ю.^.^стюмшишоб., Н.&Чс'щмша
ОАО «Пермский завод «Машиностроитель»
ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТЫ РТ-2 НА ПЕРМСКОМ
МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОМ ЗАВОДЕ
ИМ. В.И.ЛЕНИНА И ПЗХО
В целях улучшения организации производства
межконтинентальных баллистических ракет на твер-
дом топливе РТ-2 и комплексного технологического
обслуживания производства организациями - разра-
ботчиками этого изделия на базе филиала Пермского
машиностроительного завода им. В.И.Ленина Мини-
стерства оборонной промышленности вновь органи-
зован Пермский завод химического оборудования с
условным наименованием п/я А-7204. Одновременно
с организацией завода он передан из Министерства
оборонной промышленности в Министерство обще-
го машиностроения на основании совместного при-
каза № 606/363 от 18 сентября 1967 г., подписанно-
го министром оборонной промышленности СССР
САЗверевым и министром общего машиностроения
СССР СААфанасьевым. Приказом № 375/617 от
26 сентября 1967 г. МОМ и МОП была назначена ко-
миссия по передаче филиала.
6 октября 1967 г. приказом № 395 министра обще-
го машиностроения СААфанасьева вновь организо-
ванному заводу присвоено наименование «Пермский
завод химического оборудования» (ПЗХО) по серий-
ному изготовлению ракетно-космической техники.
Данным приказом Пермскому заводу химического
оборудования установлена I категория по оплате труда,
с отнесением его к категории особо режимных пред-
приятий и подчинением 2 Главному управлению МОМ.
Акт передачи был утвержден министром оборонной
промышленности САЗверевым 5 ноября 1967 г. Раз-
делительным приказом было оговорено и оформлено
300
Глава 5
договором, что Пермский машиностроительный завод
им. В.И.Ленина изготавливает инструмент и оснастку.
Требуемый объем оснащения (инструмент, оснастку,
нестандартное оборудование) для производства но-
вейших изделий для вновь организованного завода
поставляли 17 предприятий отрасли. На момент обра-
зования завода в основных цехах, участках, в общеза-
водских службах и подразделениях работало 3500 че-
ловек. 0 этого момента открываются новые страницы
вновь образованного завода.
Директором ПЗХО был назначен В.И.Валетко,
главным инженером - А.Е.Подольский. Одновремен-
но с перебазированием на новые площади корпусов
«А» и «Б» значительного количества оборудования
с завода им. В.И.Ленина осваивались совершенно
новые технологические процессы изготовления изде-
лий, создавалось оборудование и оснащение для но-
А.ЕЛодольский
(1921-2001 гг.). Заместитель
директора - начальник
сборочно-комплектовочной
базы ПЗХО (1975-1982гг.).
Старший инженер
Пермского завода
«Машиностроитель»
(1982-1993 гг.).
В.И.Валетко
(род. в 1917 г.). В1963-
1967гг.-заведующий
отделом оборонной
промышленности
Пермского обкома КПСС.
С1967-1972 гг. -директор
Пермского завода
химического оборудования.
ЮЛОжогин (1932-1998 гг.).
Главный конструктор -
начальник отдела Пермского
завода химического
оборудования («Пермский
завод «Машиностроитель»)
(1967-1993 гг.).
АЛЮзефович
(1922-2002 гг.). Главный
технолог ПЗХО (ОАО
«Пермский завод
«Машиностроитель»)
(1967-1977гг.). В1977г.-
в КБ Маш, г. Пермь.
вого производства. Главным технологом ПЗХО стал
А.Д.Юзефович.
0 завода им. В.ИЛенина были переведены также
другие специалисты и рабочие. Коллектив отдела глав-
ного конструктора сборочного производства, который
осуществлял на заводе им. В.ИЛенина конструкторское
сопровождение изготовления изделий, почти в полном
составе (86 чел.) во главе со своим руководителем
и главным конструктором Ю.В.Ожогиным стал одним
Перевозка МБР РТ-2 в транспортно-загрузочных машинах
с технической позиции на стартовую позицию. Полигон Плесецк
Загрузка ракеты РТ-2 в ШПУ
301
История развития отечественного ракетостроения
ЮАУстюжанинов
(род. в 1939 г). 01993г-
главный конструктор
Пермского завода
«Машиностроитель»
(ФГУП «ПЗ «Маш»,
ОАО «Пермский завод
«Машиностроитель»).
Пуск ракеты РТ-2 с шахтной пусковой установки полигона Плесецк
из структурных подразделений. Несмотря на все труд-
ности, связанные с организацией нового завода, кол-
лектив успешно справился с освоением производства
принципиально новой техники. В кратчайшие сроки
был освоен выпуск составных частей ракеты РТ-2:
-	твердотопливных маршевых двигателей 15Д23,
15Д25 (первая и третья ступени ракеты) главного кон-
структора М.Ю.Цирульникова;
-	моноблочной отделяемой головной части 15Ф1.
Завод ПЗХО был практически головным предпри-
ятием по серийному изготовлению ракет 8К98. Слож-
ность задач, которые стояли перед коллективом пред-
приятия и смежных организаций, определялась тем,
что к началу разработки и производства ракеты 8К98 на
базе двигателей на смесевых твердых топливах в стране
отсутствовал практический и научный потенциал по дви-
гателям подобного типа. Поэтому процесс создания и
отработки двигателей протекал в сложных условиях, при
которых параллельно с научными исследованиями про-
водились проектно-конструкторский поиск, конструк-
торская и технологическая отработка, решались вопросы
создания экспериментальной базы, разработка методов
и средств заводских и наземных испытаний, создание и
изготовление новых конструкционных, теплозащитных
и эрозионных стойких материалов.
Для промышленного производства двигателей
создан участок и освоена технология взрывной штам-
повки крупногабаритных деталей, технология дуговой
и контактной сварки алюминиевых и титановых спла-
вов, развивается автоматическая сварка ответствен-
ных конструкций из высокопрочных сталей, создается
оборудование и осваивается технология производства
теплозащитных покрытий, отрабатывается технология
и накапливается опыт сборки и испытаний принципи-
ально новых изделий.
В1970 г., с вводом в эксплуатацию сборочной ком-
плектовочной базы, завод начал производить сборку
снаряженных твердотопливных двигателей и ракет
РТ-2 (8К98). Для обеспечения конструкторского со-
провождения изготовления изделия 8К98 и его состав-
ных частей в структуре отдела главного конструктора
были сформированы подразделения, курирующие
изготовление двигательных установок и сопловых
блоков (под руководством П.Я.Фофанова), отсеков,
головных частей и общей сборки (под руководством
А.Я.Баскевича), систем управления и телеметрического
контроля, изготовление кабелей и приборов (коллектив
в составе В.И.Тверского, Б.К.Рябова, Н.И.Родионова
под руководством А.И.Кузнецова), испытания изделия
и входящих в него узлов и элементов. Численность
ОГК к этому времени составляла 150 чел. Однако при
рассмотрении на уровне заместителя министра МОМ
вопроса о постановке на серийное производство из-
делия 8К98 такая численность отдела для обеспече-
ния конструкторского сопровождения была признана
недостаточной. Согласно принятому решению в ОГК
ПЗХО от КБМаш был направлен конструкторский от-
дел под руководством Н.Л.Поломского (47 чел.) для
оказания заводу и ОГК технической помощи в обеспе-
чении конструкторского сопровождения изготовления
изделия 8К98. Этот отдел проработал в ОГК почти два
года. В его составе работал ЮЛУстюжанинов, который
с 1993 г. возглавил отдел и стал главным конструкто-
ром ОАО «Пермский завод «Машиностроитель».
Специалисты ОГК, обеспечивали конструкторское
сопровождение изготовления изделий, принимали
участие в испытании изделий на полигонах Капустин
Яр, Тюратам, Плесецк и на стендовых площадках
г. Бийска, НИИПМ (г. Пермь), в других эксплуатирую-
щих организациях
302
Глава 5
Н.И.Родионов (род в 1939 г.).
Работал на Пермском
машиностроительном заводе
им. В.И.Ленина мастером,
технологом по сборке
(1964-1967 гг.). Начальник
бюро ОГК ОАО «Пермский
завод «Машиностроитель».
АНВерезин (род. в 1936 г).
Помощник генерального
директора ОАО «Пермский
завод «Машиностроитель»
по организации подготовки
научных кадров.
НДСергеев (род. в 1923 г).
Директор Пермского завода
химического оборудования
(1972-1975 гг). В 1975 г-
переведен на завод
«Уралэлектротяжмаш»,
г. Свердловск.
Производство ракеты
РТ-2П на ПЗХО
С активизацией работ
в США по созданию систе-
мы противоракетной обо-
роны 18 декабря 1968 г.
руководством страны
было принято решение
о создании модернизи-
рованной ракеты РТ-2П,
оснащенной комплексом
средств преодоления ПРО.
На заводе в сжатые сроки
освоили ее изготовление и
в 1972 г. приступили к се-
рийному выпуску ракеты
РТ-2П (8К98П), двигателей
15Д23П, 15Д94 (первой и
третьей ступеней этой ра-
кеты), а также новой голов-
ной части 15Ф982 к ней, на
которой был внедрен ком-
плекс средств преодоления
ПРО противника. Серийное
производство осуществля-
лось до 1981 г.
В 1970 г. было принято
решение по организации на
заводе отработки и серий-
ного изготовления средств
радиотехнической защиты.
На основании этого реше-
ния на заводе было создано
приборное производство:
построен специализиро-
ванный производственный
корпус, организован новый
цех № 82. Корпус был осна-
щен всеми необходимыми
технологическими средства-
ми для испытания изделий,
имитирующими всю работу
в условиях космоса (центри-
фуга, климатические каме-
ры, ударный и вибростенды
и др.). С этого времени на
ПЗХО осуществляется до-
работка серийных ракет
Р-12 (8К63) для оснащения
их опытными системами
ложных боеголовок и поста-
новщиками помех. Для этой
цели были изготовлены из-
делия темы «Лист» (8К63Э),
«Кактус» (8К63К), «Верба» (8К63В), «Крот» (8К63Кр),
«Магнолия» (8К63МГ), «Платан» (8К63ПЛ) и др.
В отделе ОГК было сформировано конструктор-
ское бюро на базе группы, занимающейся приборами.
Бюро возглавил Н.И.Родионов. Бюро вело отработку
и ведение в производстве конструкторской докумен-
тации, разработанной организациями: КБЮ (г. Дне-
пропетровск), КБмаш (г. Пермь), НПОмаш (г. Москва),
ЦНИИРТИ и др. Работа была непростая и требовала
много знаний и творческого подхода. В процессе отра-
ботки документации конструкторами бюро была пред-
ложена конструкция шарикового замка, которая при-
знана изобретением и использовалась в изделиях РТЗ,
разработанных КБМаш.
Разработка КД «программных механизмов» для
некоторых приборов, устанавливаемых на телеметри-
ческий вариант изделия РТ-2П, была выполнена груп-
пой инженеров ОГК под руководством Н.И.Родионова.
В ходе отработки средств РТЗ специалистам ОГК
приходилось не только заниматься отработкой КД,
но и защищать качество изготавливаемой продукции.
В результате профессионального и квалифицирован-
ного конструкторского сопровождения заводом был
освоен и с 1971 по 1992 г. серийно изготавливался
целый комплекс узлов КСП ПРО разработки КБЮ,
ЦНИИРТИ, КБОАЗ для оснащения головных частей
различных МБР, выпускаемых в стране.
С 1971 по 1981 г. изготавливались боевые блоки
15Ф144,15Ф147 для изделия Р-36М (PC-20) 15А14 -
межконтинентальной баллистической ракеты, осна-
щенной комплексом средств преодоления ПРО, раз-
работки КБЮ. В эти годы была заложена техническая
база предприятия, позволившая в последующие годы
не только выпускать с высоким качеством уникальную
продукцию, но и вывести завод на передовые рубежи в
стране по технической оснащенности.
Успешное решение поставленных перед заводом
задач обуславливалось напряженной работой руко-
водителей производства, специалистов и рабочих по
созданию предприятия, оснащенного самым совре-
менным оборудованием и технологией. Становлению
завода в предприятие с высокой организацией труда,
выпускающее высококачественную продукцию, в не-
малой степени способствовали С.А.Агапов, В.В.Рудяк,
Ю.Г.Степанов, В.В.Фролов, Е.И.Поносов, А.Н. Березин
и многие другие специалисты и руководители произ-
водства.
В1971 г. основное изделие 8К98 было снято с про-
изводства. Это повлекло значительный спад объема
производства, сокращение численности работников,
снижение заработной платы. Проводимая в последу-
ющие годы работа по загрузке завода позволила ис-
править создавшееся положение, однако объемных
показателей 1970 года завод достиг только к 1980 г. За
этот период были проведены подготовка производства
303
История развития отечественного ракетостроения
и освоение ряда новых изделий, ставших для завода
основными на многие годы. Произошла переориента-
ция завода на выпуск принципиально новой продукции.
Освоен серийный выпуск изделий главных конструк-
торов ведущих КБ страны: П.Ф.Зубца, В.Ф.Угкина,
ПАТюрина, В.Н.Челомея, И.И.Картукова, В.П.Макеева.
Значительный объем в общем выпуске продукции со-
ставили изделия разработки КБМаш главного конструк-
тора Л.НЛаврова (ОАО НПО «Искра»).
С1971 г. на заводе начались работы по освоению
и изготовлению нового вида военной продукции -
твердотопливных двигателей, стартовых разгонных
двигательных установок и других узлов и элементов
для МБР и крылатых ракет морского базирования.
До 1974 г. изготавливалось для бросковых испытаний
изделие ЗМ-17 (ракета Р-31) разработки ЦКБ-7 (КБ
«Арсенал») для оснащения ПЛ. Для этого изделия
изготавливали отсеки и обтекатели. Конструкция ука-
занных узлов для нашего завода была новой в части
наличия облегчений в виде вафельных ячеек, кото-
рые можно было выполнить только фрезерованием.
Корпуса такой конструкции изготавливали на одном
из заводов в г. Красноярске. На заводе ничего подоб-
ного не было. При освоении изготовления корпусов
изделия ЗМ-17 был решен вопрос по сварке алюми-
ния толщиной листа до 15 мм.
В 1972 г. директором завода был назначен
Сергеев Николай Дмитриевич. Продолжается се-
рийный выпуск изделий разработки конструкторов
П.Ф.Зубца (5С47), ПАТюрина (ЗМ-17). С 1972 г.
приступили к освоению стартовой разгонной сту-
пени ЗЛ-45 с твердотопливным двигателем ЗЛ-47
разработки пермского КБМаш для крылатой ракеты
ЗМ-45 разработки ЦКБМ (г. Реутов). В1974 г. нача-
лось освоение твердотопливных стартовых двигате-
лей 4Л-85,4Л-86 разработки главного конструктора
КБ-2 И.И.Картукова, серийное изготовление которых
продолжалось до 1977 г.
Приложения
Ъ.ПЛлотин
Ошт ша ж, мдапш и лзхо
до ойеорешм йщизшша шм
Серийное производство ракеты 8К98 начато на за-
воде им. В.И.Ленина в 1966 г. Ракета принята на во-
оружение 18 декабря 1968 г. и в 1969 г. начала посту-
пать в войска. В1972 г. ракеты 8К98 стали заменяться
в ракетами 8К98П, а уже в 1976 г. были окончательно
сняты с боевого дежурства. Ракеты изготавливались с
гарантийным сроком 7 лет. В ракете 8К98П была мо-
дернизирована система управления, обеспечивающая
хранение в памяти двух полетных заданий с дистанци-
онным выбором одного из них с КП, расширен сектор
стрельбы, по сравнению с ракетой 8К98, в 2,5 раза без
увеличения времени предстартовой подготовки раке-
ты к пуску. Корпус двигателя 15Д94 третьей ступени
ракеты стал двухслойный. Высокопрочная стальная
рубашка упрочнялась высокопрочными нитями, нано-
симыми снаружи.
Двигатели всех ступеней ракеты 8К98П были
переведены с твердого топлива Т9-БК-4 на новое
твердое смесевое топливо ПАЛ 17/7, созданное в
НИИ-130 (Пермское НИИПМ). Это топливо облада-
ло по сравнению с предшественником более высо-
кой пластичностью, не имело заметного старения и
растрескивания в процессе хранения и эксплуатации.
Максимальная дальность стрельбы ракеты 8К98П
по сравнению с дальностью стрельбы ракеты 8К98
увеличилась на 400 км, а минимальная дальность
стрельбы уменьшилась на 1000 км. Максимальная
дальность стрельбы ракеты 8К98П увеличилась за
счет увеличения тяги двигателя первой ступени с 91
(у ракеты 8К98) до 100 т (у ракеты 8К98П). Гаран-
тийный срок боевой эксплуатации увеличился с 7 до
15 лет. Мощность боевого заряда увеличилась с 4 до
7,5 Мт. Серийное производство ракет 8К98П велось
на Пермском заводе химического оборудования с
момента принятия на вооружение до 1981 г. Ком-
плекс был принят на вооружение 28 декабря 1972 г.,
снят с вооружения в 1994 г., в связи с окончанием
гарантийного срока 15 лет.
Обеспечение ракет ЗШ 6Ш7 и
0ШП. и их ишш дордой и третьей
душ. мшяммн. и ззттошш
Графитовые вкладыши двигателей 1 и 3 ступеней
ракет: 15Д23,15Д23П, 15Д25 и 15Д94 поставлял «Мо-
сковский электродный завод», сейчас Московский
завод «Союзуглерод». Вкладыши и кольца из матери-
ала ВНДС для формирования критического сечения
сопловых блоков двигателей 15Д23 и 15Д23П из ма-
териала ВНДС поставлял Горьковский машинострои-
тельный завод. Вкладыши и кольца для формирования
критического сечения сопловых блоков из материала
ВНДС двигателей 15Д25 и 15Д94 поставлял Тульский
электромеханический завод. Комплектующие эле-
менты корпусов твердотопливных двигателей 15Д23,
304
Глава 5
15Д23П, 15Д25, 15Д94, изготавливались из поковок
и листового материала высокопрочных сталей СП-28,
СП-30, СП-33 и СП-43. Поставщик указанных материа-
лов «Запорожский металлургический завод» (ныне -
ПО «Гамма»).
Хвостовые и приборные отсеки, переходники,
шпангоуты и стрингеры изготавливались из материа-
ла Д16 (поставщик - Куйбышевский металлургический
завод «Металлург»). Межблочные фермы А3100-ОА
блока «А» и Б3100-ОА блока «Б» ракет 8К98 и 8К98П
изготавливались из труб материала сталь ЭИ-712,
фитинги - из материала ЗОХГСА (поставщик - Дне-
пропетровский электрометаллургический завод «Дне-
проспецсталь» им. Кузьмина, п/я А-7244). Днище
хвостового отсека блока «А», решетчатые стабилиза-
торы блока «А» ракет 8К98 и 8К98П, а также корпуса
сопловых блоков двигателей 15Д23,15Д23П, 15Д25,
15Д94 изготавливались из поковок и листа титановых
сплавов (поставщик - ОАО «Корпорация ВСМПО» -
«Ависма», г. Верхняя Салда Свердловской области).
В корпуса сопловых блоков двигателей первой
и третьей ступеней ракет В корпуса сопловых блоков
двигателей первой и второй ступени ракет 8К98 и
8К98П в качестве теплозащитных покрытий устанав-
ливались конические вкладыши из материала П-5-2.
Эти вкладыши поставлялись Свердловским заводом
пластмасс. На стыки неподвижных и подвижных
частей сопловых блоков двигателей первой и тре-
тьей ступеней ракет 8К98 и 8К98П устанавливались
манжеты из термостойкой прессованной резины,
а на внутреннюю поверхность корпусов этих же дви-
гателей наносилась листовая термостойкая резина
марки АР-1. Все указанные выше детали и материалы
поставлял Свердловский завод РТИ. На бандаж 0100-
ОА и на поддон 0200-ОА ракеты 8К98 устанавлива-
лись литые сегментные элементы из сплава АЛ-27,
склонные к растрескиванию в процессе эксплуатации.
Их поставляли Днепропетровский завод «ЮМЗ»,
Пермский завод ОАО «Мотовилихинские заводы»,
Опытный завод экспериментального машинострое-
ния (г. Королев Московской области), КБ энергетиче-
ского машиностроения с заводом (г. Химки Москов-
ской области).
На бандажи и поддоны ракет 8К98 и 8К98П по
бюллетеню устанавливались сегментные элементы
из поковок АМГ-6, их поставку осуществлял Опытный
завод экспериментального машиностроения, г. Коро-
лев Московской области.
На приборный и хвостовой отсеки, а также пере-
ходник блока «В» ракеты 8К98 методом горячего
расплава наносилось теплозащитное покрытие БМ,
состоящее из двух компонентов: мочевины и бутвара
в соотношении 3:1. Поставщики этих компонентов: мо-
чевины - Пермская база Химоппорг, бутвара - Перм-
ский пороховой завод.
На приборный и хвостовой отсеки и переходник
блока «В» ракеты 8К98П наносилось теплозащитное
покрытие ТТПС-15, главным компонентом в нем была
смола Л1, поставщиком которой был завод «Карбо-
лит» г. Орехово-Зуево Московской области.
Пднйщщ агсш ржт № и 8Ш1
сведения об изготовителях и поставщиках
Блок «А» обеих ракет комплектовался твердото-
пливными маршевыми двигателями 15Д23 и 15Д23П
собственного производства. На указанных выше дви-
гателях 15Д23,15Д23П устанавливались воспламени-
тель 15X71 (поставщик - Пермский пороховой завод)
и пиропатрон 15X226 (поставщик - ПО «Пермский ма-
шиностроительный завод им. Дзержинского»).
Блок «Б» обеих ракет комплектовался покупными
твердотопливными двигателями 15Д24 и 15Д24П (по-
ставщик -Ленинградский машиностроительный завод
«Арсенал» им. Фрунзе). Двигатели 15Д24 и 15Д24П
комплектовались воспламенителями 15X22 (постав-
щик- Кемеровский химкомбинат).
Блок «В» ракет был укомплектован твердото-
пливными маршевыми двигателями 15Д25 и 15Д94
собственного изготовления. На двигателях 15Д25 и
15Д94 устанавливались воспламенители 15X22 (по-
ставщик - Пермский пороховой завод). Кроме того, на
этих двигателях устанавливались пиропатроны 15X226
и электрические детонаторы 15X225 (поставщик -
ПО «Пермский машиностроительный завод им. Дзер-
жинского). На отсечках указанных выше двигателей
устанавливалось детонаторное звено отсечки 15X224
(поставщик - Брянский химический завод им. 50-ле-
тия СССР).
На сопловых блоках двигателей всех трех мощ-
ностей устанавливались рулевые машины: 15Л196 -
на двигателях первой ступени, 15Л194 - на двигателях
второй ступени, 8Л646 - на двигателях третьей ступе-
ни (поставщик всех трех рулевых машин ракет 8К98
и 8К98П - Сарапульский электромеханический завод).
На первой ступени ракет 8К98 и 8К98П устанавли-
валась импульсная аккумуляторная батарея 15Л408,
в приборном отсеке третьей ступени ракет устанавли-
валась импульсная аккумуляторная батарея 15Л421
(поставщик - Саратовский завод «Электроисточник»
(п/я Г-4426)).
Главным элементом системы управления ракет
8К98 и 8К98П являлись гироскопические стабилизи-
рованные платформы. Для ракеты 8К98 она имела
шифр 15Л722, а для ракеты 8К98П - 15Л725 (постав-
щик- Саратовский машиностроительный завод).
Бортовую кабельную сеть на ракеты 8К98 и 8К98П
поставлял Харьковский завод «Коммунар». Прибо-
ры систем управления ракет 8К98 и 8К98П поставлял
Харьковский завод электроаппаратуры (п/я Г-4651).
305
История развития отечественного ракетостроения
Дополнительный приборный состав ракет
телеметрического исполнения 8К98 и 8К98П
Уже в 1979 г. с полигона Плесецк было отстрелено
100 ракет 8К98 и 8К98П телеметрического исполнения.
В связи с этим событием ОКБ-1 выпустило нагрудный
памятный знак, который был вручен всем участникам
летных испытаний этих ракет. Однако летные испыта-
ния ракеты 8К98П продолжились и после 1979 г.
Ракеты 8К98 и 8К98П оснащались системами теле-
измерений для проведения ЛКИ всех этапов. На этапе
ЛКИ испытывались 32 ракеты 8К98, летные испытания
проходили 15 ракет 8К98П для летных контрольных
полугодовых партий ракет, изготовленных заводом
«Машиностроитель».
С 1969 по 1981 г. было изготовлено 26 партий то-
варных ракет, при этом было отстрелено с полигона
Плесецк не менее 26 ракет для проведения летных ис-
пытаний ракет 8К98 после завершения боевого дежур-
ства. В 14-й ракетной дивизии отстрелено с полигона
Плесецк не менее 15 ед. по специальным программам.
Например, для летных испытаний ракет-мишеней в ин-
тересах ПВО страны, по программе ОКБ-1 для отра-
ботки систем АФУ космического пилотируемого кора-
бля «Союз» и т.д. При ЛКИ ракеты 8К98 последние три
пуска были групповыми. Только за 1974 г. было прове-
дено девятнадцать испытательных пусков, причем пять
из них с боевых позиций 14-й ракетной дивизии.
Состав систем, устанавливаемых на ракетах 8К98 и
8К98П:
-	48-канальная система «Трал-П2-28» для замера
медленно меняющихся параметров на ракете и голов-
ной части;
-	система РТС-5 для замера быстро меняющихся
параметров ракеты и головных частей, таких как ви-
брация, параметров угловых скоростей и т.д.;
-	система РДМ-ЗБ для радиоконтроля полета, тра-
ектории полета ракеты и ее головной части;
-	система «Яхонт-4» - автономный магнитный
регистратор на 16 каналов, устанавливался в головной
части;
-	приборный состав согласующих устройств: М200,
М201, М201Д, М205, М208, М213, М219, М221, М223,
М265, М266 (поставщик - Харьковский завод электро-
аппаратуры);
-	аккумуляторные батареи для систем телеметрии:
5СЦ5,18СЦ12, 20СЦЗ, 20СЦ5, 20СЦ16 (поставщик -
Саратовский завод «Электроисточник»).
О рели и рр^отр ол^ корпераш Пермского шшинсллдоитрлыш. зевш им, влденина
и Пермского завода <лМашинос]роитель2
Табл. 1
Ракетный комплекс 8К98
Пермский машиностроительный завод им. В.И.Ленина (1964-1967 гг)					Период изготовления
Пермский завод «Машиностроитель» (1967-1972 гг)					Период изготовления
№ п/п	Шифр или индекс покупного элемента	Система	Реквизиты поставщиков		Примечание
			Адрес	Наименование пред- приятия-поставщика	
1	15Д23 (технологический)	РДТТ первой ступени ракеты	г. Пермь	НПО «Искра» до 1970 г.	Для сборки и испытаний, неснаряженной РДТТ, ракеты
2	15Д23 (снаряженный)	РДТТ первой ступени ракеты	г. Пермь	ФКП «Пермский пороховой завод»	
3	15Д23 (штатный двигатель под за- полнение твердым топливом)	РДТТ первой ступени ракеты	г.Нижний Новгород	ПО «Горьковский машиностроительный завод», п/я А7569	Поставка осуществлялась до 1970 г.
4	15Д24 (технологический)	РДТТ второй ступени ракеты	г. Санкт- Петербург	Завод «Арсенал им. М.В.Фрунзе»	Для сборки и испытаний, неснаряженной РДТТ, ракеты
5	15Д24 (штатный двигатель под за- полнение твердым топливом)	РДТТ второй ступени ракеты	г. Санкт- Петербург	Завод «Арсенал им. М.В.Фрунзе»	
306
Глава 5
6	15Д24 (снаряженный)	РДТТ второй ступени ракеты	г. Кемерово	Кемеровский химкомбинат, п/я Р6718	
7	15Д25 (технологический)	РДТТ третьей ступени ракеты	г. Пермь	НПО «Искра»	Для сборки и испытаний, неснаряженной РДТТ, ракеты
8	15Д25 (снаряженный)	РДТТ третьей ступени ракеты	г. Пермь	ФКП «Пермский пороховой завод»	
9	15Л372	Гиростабилизированная платформа	г. Саратов	ПО «Корпус»	
10	15Л375 15Л203П 15Л499 15Л192М 15Л493П 15Л209П 15Л500 15Л426 15Л208М 15Л204М	Приборы системы управления	г. Харьков	Харьковский завод электроаппаратуры	
11	К111 К211 К311 К311М К331М К324	Комплект усилителей преобразователей, автоматы стабилизации системы управления	г. Харьков	Харьковский завод электроаппаратуры	
12	15Л205 15Л205М 15Л206 15Л207 15Л207М	Блок счетно-решающих приборов системы управления	г. Харьков	Харьковский завод электроаппаратуры	
13	15Л194 15Л196 8Л646	Рулевые машины первой, второй,третьей ступени ракеты	г. Сарапул	Сарапульский электромеханический завод	
14	К375	Бортовая кабельная сеть системы управления	г. Харьков	Харьковский завод «Коммунар»	
Табл. 2
Ракетный комплекс 8К98Т
Пермский машиностроительный завод им. В.И.Ленина (1964-1967 гг)					Период изготовления
Пермский завод «Машиностроитель» (1967-1972 гг.)					Период изготовления
№ п/п	Шифр или индекс покупного элемента	Система	Реквизиты поставщиков		Примечание
			Адрес	Наименование пред- приятия-поставщика	
1	М-200 М-201 М-201Д М-203 М-205 М-208 М-213 М-219 М-221 М-228 М-264 М-265 М-266	Согласующие устройства связи штатной системы управления ракеты с система- ми телеизмерений	г. Харьков	Харьковский завод электроаппаратуры	
307
История развития отечественного ракетостроения
2	5СЦС-5 18СЦС-12 20СЦС-3 20СЦС-5 20СЦС-18	Аккумуляторные батареи систем телеизмерений	г. Саратов	Саратовский завод «Электроисточник»	
3	МБК-2 МБФ-2 МБП-8	Трал П2-28-82 Радиотелеметрическая система для контроля бортовых параметров	г. Львов	ОАО Львовское госу- дарственное предпри- ятие «Радиозавод»	
4	ЗУ-7 ЗУ-7Ф	«Яхонт» Радиотелеметрическая система	г. Львов	ОАО Львовское госу- дарственное предпри- ятие «Радиозавод»	
5	ДО-Е1	«Рубин-Д» Радиотехническая система контроля траектории головной части 15Ф1	г. Казань	ОАО Казанский завод «Радиоприбор»	
6	ДО-Е1 «ДМ»-РД1 ДО-Е1 «ТД»-Р1 ДП-ЕМ1-П	РДМ-ЗБ Радиотехническая система контроля траектории головной части 15Ф1	г. Казань	ОАО Казанский завод «Радиоприбор»	
	В состав телеметрического варианта ракеты 8К98Т, кроме вышеуказанных в данной таблице систем, входят все штатные системы и приборы боевой ракеты 8К98				
Табл.З
Ракетный комплекс 8К98П
Пермский завод химического оборудования (1972-1981 гг)					Период изготовления
№ п/п	Шифр или индекс покупного элемента	Система	Реквизиты поставщиков		Примечание
			Адрес	Наименование пред- приятия-поставщика	
1	15Д23П (технологический)	РДТТ первой ступени ракеты	г. Пермь	Двигатель собствен- ного изготовления	Для сборки и испытаний, не- снаряженной РДП, ракеты
2	15Д23П (снаряженный)	РДТТ первой ступени ракеты	г. Пермь	ФКП «Пермский пороховой завод»	
3	15Д24П (технологический)	РДТТ второй ступени ракеты	г. Санкт- Петербург	Завод «Арсенал» им. МВ.Фрунзе	Для сборки и испытаний, не- снаряженной РДП, ракеты
4	15Д24П (снаряженный)	РДТТ второй ступени ракеты	г. Кемерово	Кемеровский хим- комбинат, п/я Р6718	
5	15Д94 (технологический)	РДП третьей ступени ракеты	г. Пермь	Двигатель собствен- ного изготовления	Для сборки и испытаний, неснаряженной РДП, ракеты
6	15Л725	Гиростабилизирован- ная платформа	г. Саратов	ПО «Корпус»	
7	К111 К211 К311М К324	Комплект усилителей - преобразователей ав- томата стабилизации системы управления	г. Харьков	Харьковский завод электроаппаратуры	
8	15Х224П1 15Х224М1 15Х224М2 15Х224МЗ 15Х224М4	Пиротехнические средства системы КС ПРО и системы увода	п. Сельцо Брянской обл.	Брянский химический завод им. 50-летия СССР	
308
Глава 5
9	15Л503 15Л705	Комплект водных устройств системы управления	г. Харьков	Харьковский завод электроаппаратуры	
10	15Л2О4,15Л204М 15Л206,15Л206П 15Л466,15Л500 К361П, К365П	Комплект приборов системы управления	г. Харьков	Харьковский завод электроаппаратуры	
11	15Л408 15Л421	Ампульные источники питания системы управления	г. Саратов	Саратовский завод «Электроисточник»	
12	15Л196 15Л194 8Л646	Рулевые машины для первой,второй,тре- тьей ступени ракеты	г. Сарапул	Сарапульский электромеханический завод	
13	15Л177М 15Л177 15X171 (МРК-12Р)	Система ложных целей	г. Санкт- Петербург	Завод «Арсенал» им. М.В.Фрунзе	
14	15Л353	Бортовая кабельная сеть системы управ- ления	г. Харьков	Харьковский завод «Коммунар»	
Табл. 4
Ракетный телеметрический комплекс 8К98ПТ
Пермский завод химического оборудования (1972-1981 гг.)					Период изготовления
№ п/п	Шифр или индекс покупного элемента	Система	Реквизиты поставщиков		Примечание
			Адрес	Наименование пред- приятия-поставщика	
1	М200, М201, М201Д М203, М205, М208 М213.М219.М221 М228, М264, М265 М266	Согласующие устройства связи штатной системы управления ракеты с системами телеиз- мерений	г. Харьков	Харьковский завод электроаппаратуры	
2	5СЦС-5 18СЦС-12 20СЦС-3 20СЦС-5 20СЦС-18	Аккумуляторные батареи систем телеизмерении	г. Саратов	Саратовский завод «Электроисточник»	
3	15Л1775 15Л177/Г502 15Х224М1	Легкие ложные цели	г. Санкт- Петербург	Завод «Арсенал» им. М.В.Фрунзе	
4	МБК-2 МБФ-2 МБП-8	Телеметрическая система «Трал-П2-28-82»	г. Львов	ОАО Львовское госу- дарственное предприя- тие «Радиозавод»	
5	ЗУ-8	Радиотелеметрическая система «Яхонт-4»	г. Львов	ОАО Львовское госу- дарственное предприя- тие «Радиозавод»	
6	2А21 2А22 2АЗЗ 2А34	«Меркурий» Радиотехническая система контроля траектории полета головной части 15Ф982	г. Казань	ОАО Казанский завод «Радиоприбор»	
7	ДО-Е1 «ДМ»-РД1 ДО-Е1 «ТД»-Р1 ДП-ЕМ1-П	РДМ-ЗБ Радиотехническая система контроля траектории головной части 15Ф982	г. Казань	ОАО Казанский завод «Радиоприбор»	
	В состав телеметрического варианта ракеты 8К98ПТ, кроме вышеуказанных в данной таблице систем, входят все штатные системы и приборы боевой ракеты 8К98П				
309
История развития отечественного ракетостроения
М.К..Сапело, Д.Н.'Усиишо&
РАЗВИТИЕ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ В ФГУП
«КБ «АРСЕНАЛ» И ОАО «М3 «АРСЕНАЛ».
РАКЕТЫ РТ-2, РТ-2П, РТ-15
После неоднократных обращений в Государствен-
ный комитет оборонной техники, ведомства Заказчи-
ка, включая судостроительную и авиационную про-
мышленность, главный конструктор КБ ПАТюрин и
заместитель главного конструктора КБ А.И.Арефьев
обратились к начальнику Главного управления ми-
нистерства ААВолкову с вопросом о дальнейшем
проведении работ. В это время главный конструктор
С.П.Королев готовил постановление Правительства
СССР о разработке твердотопливных комплексов на-
земного базирования. По рекомендации ААВолкова
представители «Арсенала» обратились к Главному
конструктору напрямую, который пригласил их к себе
для более детального разговора. Арсенальцы предста-
вили ему работу ЦКБ-7 и завода «Арсенал», особенно
обращая внимание на разработки по комплексу Д-6.
Уже во время разговора С.П.Королев позвонил
председателю ГКОТ и попросил принять его по во-
просу состава соисполнителей в создании твердото-
пливных ракетных комплексов наземного базирова-
ния, и тот дал свое согласие. Через некоторое время
С.П.Королев сообщил, что вопрос об участии «Арсе-
нала» в его работе решен положительно и что проект
постановления будет оперативно соответствующим об-
разом доработан, что вскоре и было сделано.
К1960 г. под руководством академика С.П.Королева
в ОКБ-1 была сформирована и обоснована концепция
нового стратегического оружия - боевых ракетных
комплексов с твердотопливными ракетами. В соответ-
ствии с постановлением ЦК КПСС и СМ СССР № 316-
137 от 4 апреля 1961 г. была развернута деятельность
по созданию семейства твердотопливных ракет РТ-2,
РТ-15 и РТ-25, общее руководство которой было воз-
ложено на ОКБ-1, где был организован Совет главных
конструкторов, возглавляемый С.П.Королевым. Он от-
вечал за решение всех кардинальных проблем, коорди-
нировал совместную деятельность головных предпри-
ятий отрасли, контролировал работу многих комиссий,
т.к. сложные, не только проектные, но и технологиче-
ские задачи приходилось решать впервые и в услови-
ях жестких временных ограничений. С.П.Королев для
решения спорных вопросов лично привлекал главных
специалистов АН СССР, внимательно следил и раз-
решал проводить только полностью обоснованные
корректировки технических заданий. Его авторитет как
руководителя был, как правило, непререкаем, а влия-
ние на работу предприятий кооперации имело опреде-
ляющий характер.
В рамках выполнения данного постановления нача-
лась разработка первого в стране стратегического БРК
с межконтинентальной твердотопливной баллистиче-
ской ракетой РТ-2 наземного (шахтного) базирования
и подвижного стратегического БРК с твердотопливной
БР РТ-15 средней дальности. Головными предпри-
ятиями по этим БРК были назначены соответственно
ОКБ-1 и ЦКБ-7. Работы по созданию ракеты прово-
дились в трех направлениях, с частичным дублиро-
ванием функций. Проектирование первой и третьей
ступеней ракеты велось в пермском СКБ-172 (главный
конструктор - М.Ю.Цирульников), второй и третьей
ступени - в ленинградском ЦКБ-7 (главный конструк-
тор - ПАТюрин). Третья ступень также разрабатыва-
лась в НИИ-125 (главный конструктор - Б.П.Жуков).
В результате в серийный вариант ракеты вошли третья
ступень СКБ-172, вторая ступень ЦКБ-7 и первая сту-
пень СКБ-172. Все РДТТ серийной ракеты снаряжались
топливом бутилкаучук на основе перхлората аммония
с добавлением порошкового алюминия, созданным в
Алтайском НИИХТ под руководством Я.Ф.Савченко.
29 июня 1962 г. вышло новое постановление пра-
вительства, в котором уточнялись ТТХ новой ракеты,
переносились сроки разработки, предусматривалась
установка двух типов более легких ГЧ. Для этого предпо-
лагалось устанавливать тяжелую ГЧ с боевым зарядом
мощностью 1,65 Мт. Эскизный проект комплекса был
разработан в 1963 г. Изготовителями ракеты были на-
значены завод «Машиностроитель» (г. Пермь), ОКБ-1,
завод «Арсенал» (г. Ленинград). Для запуска ракеты
были развернуты ШПУ одиночного старта. Испытания
ракеты РТ-2 проводились на полигоне Капустин Яр
с февраля по июль 1966 г. В дальнейшем испытания
были перенесены на полигон Северный (НИИП-53) под
Плесецком и продолжались около двух лет. В конечном
итоге, несмотря на все трудности и проблемы станов-
ления нового направления ракетостроения, постанов-
ление правительства было успешно выполнено. БРК с
ракетой РТ-2 был принят на вооружение РВСН в 1968 г.
Краткие технические характеристики МБР РТ-2
Разработчик - ОКБ-1 (ЦКБЭМ)
Главный конструктор - С.П.Королев,
заместитель главного конструктора - И.Н.Садовский
Изготовитель ракеты - Пермский завод «Машиностроитель»,
ПЗХО (завод № 98, г. Пермь), ОКБ-1, завод «Арсенал»
Тип комплекса - ракетный комплекс с твердотопливной МБР
с ШПУ типа «ОС», второго поколения. Принят на вооружение
18 декабря 1968 г. Снят с вооружения в 1976 г.
Ракета-РТ-2 (8К98)
Дальность стрельбы:
-	с легкой ГЧ - 9600 км (проект -10000-12000 км)
-	с тяжелой ГЧ - 4000-5000 км
Головная часты
310
Глава 5
-	тип - моноблочная 15Ф1 с термоядерным зарядом
-	вес - 0,5-0,6 т (легкая), 1,4 т (тяжелая)
Система управления - инерциальная с гиростабилизированной
платформой на поплавковых гироприборах
и с маятниковым акселерометром (разработчик - НИИАП,
главный конструктор - НАПилюгин)
Органы управления - разрезные сопла двигателей всех ступеней
Разработчик-ЦКБ-7
Разделение ступеней - огневое
Стабилизаторы - решетчатые
аэродинамические на первой ступени
Управление дальностью - обнуление тяги двигателя третьей ступени
Тип старта - «горячий», за счет собственных двигателей
из глухого пускового стакана ШПУ
Число ступеней ракеты - 3
Размеры ракеты:
-	длина полная - 21,27 м, длина без головной части -18,2 м
-	максимальный диаметр корпуса -1,84 м
-	диаметр «юбки» -2,0м
-	размах стабилизаторов - 3,618 м
Стартовый вес - 46,1-51,0 т
Тип топлива - смесевое твердое
Первая ступень
Разработчик - СКБ-172
Главный конструктор - М.Ю.Цирульников
Размеры:
-	длина -8,7 м, диаметр -1,8м
Вес ступени-34,5 т
Двигатель - РДТТ 15Д23:
-	разработчик - СКБ-172
-	главный конструктор - М.Ю.Цирульников
-	разработчик топлива - НИИ-130
-	главный конструктор заряда - Л.Н.Козлов
-	изготовитель заряда - завод № 98
-	тяга-91 тс
-	время работы - 75 с
-	давление в камере сгорания - 40 кгс/см2
Вторая ступень
Разработчик-ЦКБ-7
Главный конструктор - ПА. Тюрин
Размеры:
-	длина - 4,74 м, диаметр -1,48 м
Двигатель - РДТТ 15Д24:
-	разработчик - ЦКБ-7
-	главный конструктор - ПА. Тюрин
-	разработчик топлива - АНИИХТ
-	главный конструктор заряда - Я.Ф. Савченко
-	изготовитель топлива - завод № 6
им. Морозова (опытные образцы)
-тяга-44тс
-	время работы-60 с
-	давление в камере сгорания - 40 кгс/с2
Третья ступень
Разработчик - СКБ-172
Главный конструктор - М.Ю.Цирульников
Размеры:
-	длина - 3,827 м, диаметр - 0,98/1,06 м
Двигатель - РДТТ 15Д25
-	разработчик - СКБ-172
-	главный конструктор - М.Ю.Цирульников
-	разработчик топлива - НИИ-130
-	главный конструктор заряда - Л.Н.Козлов
- изготовитель заряда - завод № 98.
Пусковая установка
Разработчик - ЦКБ-34 (КБСМ)
Главный конструктор - В.В. Чернецкий
Тип установки - шахтная типа «ОС» (ОС-98) - 15П798
с амортизированным стаканом
Схема пуска - динамореактивная с направлением
ракеты по стакану обтюрирующими бандажами
Защитное устройство:
-	тип - сдвижная плоская крыша 15У9
-	способ открытия - принудительно-инерционный
пороховыми газами
Размеры:
-	глубина шахты - 29,95 м, внутренний диаметр оголовка -8,7м
- высота оголовка - 6,2 м
- внутренний диаметр ствола -3,6м
Число ракет в ШПУ -1
Число ШПУ в комплексе -10
Расстояние между ШПУ -10-12 км
Готовность к пуску - 3-5 мин
Гарантийный срок хранения ракеты - 20 лет
Система прицеливания
Тип - автоколлимационный с гироскопическим
хранителем базового направления
Азимут прицеливания - ±45°
Командный пункт
Тип - подземный 15В52
Тип сооружения - цилиндрическая шахта с отделенным куполом
Разработчик - ЦКБ-34 (КБСМ)
Главный конструктор - Е.Г.Рудяк
Число КП в комплексе -1
Транспортно-загрузочная машина
Тип - автопоезд 15У39 (15У40) в составе тягача
и полуприцепа с активным приводом всех колес
Разработчик - КБ «Мотор»
Главный конструктор - ВАРождов
Тип тягача - MA3-537E
Вес машины без ракеты - 56,8 т
Длина автопоезда - 20,73 м, длина полуприцепа -15,0м
Высота - 4,45 м, ширина -3,14 м
311
История развития отечественного ракетостроения
Загрузка МБР РТ-2П в шахту
Ракетно-ядерный щит
страны, сдерживающий по-
тенциального противника, был
значительно укреплен. В даль-
нейшем, с целью увеличения
дальности и эффективности
действия БРК, КБ «Арсенал»,
уже как головное предприятие,
совместно с кооперацией про-
вело модернизацию ракеты
РТ-2.
Согласно постановле-
нию ЦК КПСС и СМ СССР
№ 1004-365 от 18 декабря
1968 г. началась разработка
комплекса 15П098П с ракетой
РТ-2П (8К98П). Разработчи-
ком ракеты было назначено КБ
«Арсенал» (главный конструк-
тор - ПАТюрин). МБР РТ-
2П на твердом топливе стала
модернизацией ракеты РТ-2.
Конструкция ракеты претерпе-
ла значительные изменения, в
ней были реализованы техни-
ческие решения, улучшившие
ее ИХ, в частности, приме-
нена более совершенная ГЧ с
уменьшением веса на 70 кг, но
с большей мощностью боевого
заряда, ракета комплектова-
лась новым двигателем тре-
тьей ступени с двухслойным
корпусом из высокопрочной
стали и стеклопластика, мо-
дернизированным двигателем
второй ступени с улучшенны-
ми характеристиками. Все три
твердотопливных двигателя
ракеты были переведены на
однотипное смесевое пластич-
ное твердое топливо Т9-БК-4
на основе перхлората аммония
и бутилкаучука с добавлением
алюминия. Также была модер-
низирована система управле-
ния ракетой, обеспечивающая
хранение в памяти двух полет-
ных заданий с дистанционным
выбором одного из них с ко-
мандного пункта БРК, расши-
рен сектор стрельбы более чем
в 2,5 раза, диапазон дально-
стей стрельбы - за счет увели-
чения максимальной прицель-
312
Глава 5
ной дальности на 400 км и уменьшения минимальной
дальности на 1000 км. При пусках на максимальную
дальность точность стрельбы увеличилась более чем
на 20 %. Ракета РТ-2П была оснащена КСП ПРО про-
тивника, обеспечивающих в полете радиомаскировку и
искажение ее радиолокационных характеристик, про-
граммированный увод отработанной третьей ступени
ракеты, массовый выброс комбинированных ложных
целей.
Двигатели новой ракеты имели больший гарантий-
ный срок хранения. Стабильность основных ПХ дви-
гателей данной ракеты была подтверждена испытани-
ями на форсированное старение и стендовыми испы-
таниями после 3 лет хранения. Технические решения,
принятые в системе дистанционного управления БРК,
полностью исключали возможность производства не-
санкционированного пуска ракеты.
Государственные испытания РТ-2П начались в дека-
бре 1969 г. и завершились в январе 1972 г. БРК 15П098
был принят на вооружение 28 декабря 1972 г.
В 1974-1982 гг. было налажено серийное производ-
ство ракет РТ-2П (изготовитель - Пермский завод
«Машиностроитель»), В общей сложности БРК с ра-
кетами РТ-2 и РТ-2П находились на боевом дежурстве
свыше 25 лет.
Во исполнение обязательств СССР по реализации
договора ОСВ-1 и в соответствии с решением ГУРВО
(июль 1990 г.) БРК 15П098 с ракетой РТ-2П в числе
некоторых других советских стратегических ракетных
комплексов был включен в перечень снимаемых с
вооружения и в период с 1992 по 1995 г. полностью
ликвидирован.
Производство ракет, результаты летных и испыта-
ний и боевая эксплуатация в составе БРК подтвердили
возможность и дали предпосылки для дальнейшего
совершенствования твердотопливных ракет, по боевой
эффективности не уступающих ракетам на жидком то-
пливе, а по живучести и эксплуатационным характери-
стикам значительно превосходящим последние.
Краткие технические характеристики
МБР РТ-2П
Головной разработчик ракетного комплекса - ЦКБЭМ
Генеральный конструктор - В.П.Мишин, заместитель
генерального конструктора - И.Н.Садовский
Разработчик ракеты - КБ «Арсенал»
Главный конструктор ракеты - ПА Тюрин
Изготовитель ракеты - Пермский завод «Машиностроитель»
(Пермский завод химического оборудования)
Тип ракеты по СНВ - МБР, обслуживаемая, хранящаяся
и транспортируемая по ступеням
Тип комплекса-ракетный комплекс с твердотопливной МБРс ШПУ
типа «ОС», второго поколения. Принят на вооружение 28 декабря
1972 г. Снят с вооружения в 1994 г, ликвидирован в 1992-1995 гг.
Ракета- РТ-2П (8К98П)
Дальность стрельбы -10000-10200 км
Головная часть:
- тип - моноблочная термоядерная со
средствами преодоления ПРО
-вес- 0,466-0,470 т
Система управления - инерциальная с
гиростабилизированной платформой на поплавковых
гироприборах и с маятниковым акселерометром
- разработчик - НИИАП
- главный конструктор - НАПилюгин
Органы управления - разрезные сопла двигателей
всех ступеней
Разделение ступеней - огневое
Стабилизаторы - решетчатые на первой ступени
Управление дальностью - обнуление
тяги двигателя третьей ступени
Тип старта - «горячий» - за счет собственных
двигателей из глухого пускового стакана ШПУ
Число ступеней ракеты - 3
Длина ракеты:
-полная-21,265 м
- без головной части -19,66-19,7 м
Максимальный диаметр корпуса -1,84 м
Максимальный диаметр
ступени-1,95 м
Размах стабилизаторов
-3,618м
Стартовый вес-51,9 т
Тип топлива-
смесевое твердое
Гарантийный строк
службы-15 лет
Первая ступень
Размеры:
-длина-9,2м
-диаметр -1,84 м
Вес ступени-34,55 т
Вес топлива-
30,67-30,8 т
Двигатель -
однокамерный
РДТТ15Д23Пс
четырьмя разрезными
соплами
-разработчик
-Пермское КВ
машиностроения
- главный конструктор
-Л.НДавров
- изготовитель - ПЗХО
-тяга-100тс
-время работы-75,4 с
-давление в камере
сгорания - 56 кгс/см2
Твердотопливная
межконтинентальная
баллистическая ракета
РТ-2П, оснащенная средствами
преодоления ПРО противника
313
История развития отечественного ракетостроения
втрашшень
Размеры:
-длина-5,08 м
-диаметр-1,49 м
Вес ступени-11,28т
Вес топлива-9,78 т
Двигатель - однокамерный РДТТ 15Д24П1
с четырьмя разрезными соплами
- разработчик - КБ «Арсенал»
- главный конструктор - П.А. Тюрин
- изготовитель - завод
«Прогресс» (г Кемерово)
-тяга -44-44,6 тс
- время работы - 60,6 с
- давление в камере сгорания - 48 кгс/см2
Третья ступень
Размеры:
- длина (без головной части) -5,45 м
-диаметр-1,0м
Вес ступени-4,64 т
Вес топлива-3,6т
Двигатель - однокамерный РДТТ 15Д94
с четырьмя разрезными соплами
- разработчик - КБ машиностроения
- главный конструктор - Л.Н.Лавров
- изготовитель - завод
«Прогресс» (г Кемерово)
- тяга -18 тс
-время работы-49 с
- давление в камере сгорания - 47 кгс/см2.
Боевой стартовый комплекс
Разработчик-КБСМ
Главный конструктор - В.В. Чернецкий
Разработчик строительного сооружения ШПУ -
Ленинградский филиал ЦПИ-20
Самоходная пусковая установка с ТПК
Тип - автоколлимационная с гироскопическим
хранителем базового направления
Азимут прицеливания - ±12°
Командный пункт
Тип - унифицированный подземный 15B5I
Тип пусковой установки - шахтная типа «ОС» (ОС-98) -
15П798 с амортизированным стаканом
Схема пуска - динамореактивная с направлением
ракеты по стакану обтюрирующими бандажами
Защитное устройство:
Разработчик-КБСМ
Главный конструктор - Е.ГРудяк
Разработчик аппаратуры - ОКБ ЛПИ им. М.И.Калинина
Тип сооружения - цилиндрическая шахта с отдельным куполом
Число КП в комплексе -1.
-	тип - сдвижная плоская крыша 15У9
- способ открывания - принудительно-
инерционный пороховыми газами
Размеры ШПУ:
-	глубина шахты - 29,95 м
-	внутренний диаметр оголовка -8,7м
- высота оголовка - 6,2 м
-	внутренний диаметр ствола -3,6м
Число ракет в ШПУ-1
Число ШПУ в комплексе -10
Транспортно-загрузочная машина
Тип - автопоезд 15У39 (15У40) в составе тягача и
полуприцепа с активным приводом всех колес
Разработчик - КБ «Мотор»
Главный конструктор - ВАРождов
Тип тягача - MA3-537E
Вес без ракеты-56,8 т
Длина автопоезда - 20,73 м
Расстояние между ШПУ -10-12 км
Гарантийный срок - 20 лет.
Система прицеливания
Длина полуприцепа -15,0 м
Высота-4,45 м
Ширина-3,14 м.
314
Глава 5
Во исполнение вышеупомянутого постановления
ЦК КПСС и СМ СССР № 316-137 от 4 апреля 1961 г.
также началась работа и по созданию подвижного бо-
евого ракетного комплекса 15П696 с твердотопливной
БР РТ-15 (8К96). Разработчиком ракеты было назна-
чено ЦКБ-7 (главный конструктор - ПАТюрин). Изго-
товитель ракеты - завод № 7 (г. Ленинград).
Научное руководство разработкой осуществлял
С.П.Королев. Данный комплекс должен был обеспечить
автономное боевое дежурство, автоматизированную пред-
стартовую подготовку и залповый пуск шести ракет в любое
время года и суток. В комплексе был заложен принцип кра-
тковременного боевого дежурства на одной из боевых по-
зиций с последующим оперативным перебазированием на
новую боевую позицию, а также с полной автоматизацией
процессов энергоснабжения, прицеливания и пуска из по-
стоянной или полной готовности.
В комплексе применялась стратегическая двух-
ступенчатая твердотопливная баллистическая ракета
РТ-15 среднего радиуса действия с отделяемой моно-
блочной ГЧ. Ракета была создана на базе второй и
третьей ступеней МБР РТ-2, разработанных в ЦКБ-7
(на вооружение была принята РТ-2 с третьей ступенью,
разработанной СКБ-172). Пуск ракеты осуществлялся
с помощью маршевого двигателя первой ступени из
транспортно-пускового контейнера при старте с само-
ходной пусковой установки 15У59. Двигатели первой
и второй ступеней - твердотопливные с зарядами на
смесевом топливе и разрезными управляющими со-
плами. Для ракеты РТ-15 в ЦКБ-7 были разработаны
автоматические усилители рулевых приводов (рычаж-
но-поршневые компенсаторы), работающие на горячих
газах, отбираемых непосредственно из камеры сгора-
ния. Подвижная пусковая установка для ракеты РТ-15
была создана на базе ходовой части тяжелых танков
типа Т-1 ОМ.
Отработка двигателей ракеты производилась на
Ржевском артиллерийском полигоне на специально
оборудованной площадке. Тактико-техническим зада-
нием ТУРБО № 00991 от 24 сентября 1965 г. было рас-
ширено задание на разработку подвижного ракетного
комплекса. Испытания РТ-15 проводились на ГЦП № 4
в Капустином Яру в 1965-1966 гг. На стадии летных
испытаний в ракете РТ-15 на второй ступени стали при-
менять топливо бутилкаучук при заполнении двигате-
лей непосредственно в корпус. Данный вариант топли-
ва был создан в Алтайском НИИХТ под руководством
Я.Ф.Савченко.
На заводе «Арсенал» в 1969 г. было запланиро-
вано к выпуску 15 серийных ракет РТ-15. Комплекс
прошел государственные испытания и в 1970 г. был
принят в опытную эксплуатацию, которая позволила
усовершенствовать многие технические системы и
ускорить создание подвижных сухопутных БРК ново-
го поколения.
Краткие технические
характеристики РТ-15
Разработчик - ЦКБ-7 (КБ «Арсенал»)
Главный конструктор - П.А. Тюрин
Изготовитель ракеты - завод № 7,
окончательная сборка на
Ржевском полигоне
Тип комплекса - подвижный ракетный
комплекс 15П696 второго поколения с
твердотопливной БР средней дальности
Состояние - испытания проводились в
1966-1970 гг., по зарубежным данным,
выполнено 19 пусков. Комплекс принят
в опытную эксплуатацию в 1970 г.,
развернуто ограниченное количество ПУ
Ракета РТ-15(8К96)
Дальность стрельбы - 2500 км
Головная часть:
-	тип - отделяемая моноблочная
термоядерная, вес 0,535 т
- разработчик - НИИАП
-	главный конструктор - Н.А.Пилюгин
Система управления - инерциальная с
гиростабилизированной платформой
Система прицеливания:
- разработчик - ЛОМО
-	главный конструктор - МААрдашников
Органы управления - разрезные
управляющие сопла основного
двигателя обеих ступеней
Стабилизаторы - решетчатые
Рулевые машинки:
-	разработчик - ОКБ-1 (в
дальнейшем доработаны ЦКБ-7)
- изготовитель - опытный
завод ОКБ-1 и завод № 7
Тип старта - с наземной самоходной ПУ
из ТПК за счет собственных двигателей
Число ступеней - 2
Размеры:
-	длина полная с поддоном -11,93м
- максимальный диаметр
корпуса- 1,49 м
-	максимальный диаметр
первой ступени -1,89 м
Стартовый вес-16,0т
Материал корпуса - сталь СП-43.
Первз/щупены
Размеры двигательной установки:
- длина полная -4,74 м
- максимальный диаметр
корпуса-1,49 м
Тип топлива - смесевое твердое Т9-БК-6
Двигатель - 4-сопловой РДТТ 15Д27
Твердотопливная
баллистическая
ракета РТ-15
подвижного
боевого ракетного
комплекса
стратегического
назначения
15П696
315
История развития отечественного ракетостроения
-	разработчик - ЦКБ-7
-	главный конструктор - П.А. Тюрин
-	разработчик топлива - ГИПХ
-	главный конструктор заряда - В.С.Шпак
-	изготовитель заряда - завод № 6 им. Морозова
-тяга-42тс
-	время работы -60 с
-	давление в камере сгорания - 40 кгс/см2
Размеры двигатель-установки:
-	длина полная -3,83 м
-	максимальный диаметр корпуса -1,01 м
Тип топлива - смесевое твердое Т9-БК-4Б/1
Двигатель - 4-сопловой РДТТ 15Д92
-	разработчик - ЦКБ-7
-	главный конструктор - П.А. Тюрин
-	разработчик топлива - АНИИХТ
-	главный конструктор заряда - Я.Ф.Савченко
-	изготовитель заряда - завод № 6 им. Морозова
-тяга-22тс
-	время работы-45 с
-	давление в камере сгорания - 40 кгс/см2.
Транспортным контейнер (проект)
Тип - металлический сложной формы
Состояние - показан на параде в 1966 г.
Размеры:
- длина полная -12,025 м
-высота-2,39 м
-ширина-2,23 м
Вес-5,0т.
Транспортно-пусковой контейнер 15Я25
(на испытаниях)
Тип - пластиковый цилиндрической формы
Размеры:
-длина полная -12,7м
- максимальный наружный диаметр -2,1м
Вес-7,0т.
Пусковая установка (Вариант 1)
Тип - самоходная (проект)
Разработчик установки - КБСМ
Главный конструктор - В.В. Чернецкий
Шасси - гусеничное, «объект 815»
Разработчик шасси - КБ ЗЛКЗ
Главный конструктор шасси-ЖЯКотин
Экипаж-3 чел.
Размеры:
-	длина полная -13,37 м
-	высота на позиции -13,740 м
-ширина-3,420 м
- ширина колеи -2,660 м
-длина опорной поверхности - 5,460 м
- клиренс - 0,494-0,553 м
Полный вес ПУ -59,9 т
Грузоподъемность шасси -30,3 т
Удельное давление на грунт - 0,78 кг/см2
Тип двигателя-дизель В-12-6Б
Мощность двигателя - 750 л.с.
Удельная мощность -12,5 л.с./т
Запас топлива -2000 л
Запас хода-400 км
Гарантийный пробег -2000 км
Максимальная скорость - 30-40 км/ч
Преодолеваемые препятствия:
-подъем -20°
-крен -15°
-ров-3,0м
-стенка-0,9м
-брод- 1,3 м
Число ракет на ПУ-1
Число СПУ в комплексе - 6.
РТ-15 на стартовой позиции
316
Глава 5
Пусковая установка (Вариант 2)
Тип - самоходная 15У59
Разработчик установки - КБСМ
Главный конструктор - В.В. Чернецкий
Шасси - гусеничное, «объект 815»
Разработчик шасси - КБ-3 ЛКЗ
Главный конструктор шасси-ЖЯКотин
Экипаж-3 чел.
Размеры:
-длина полная -14,8 м
-	высота на позиции -15,2 м
-ширина-3,3м
-	ширина колеи - 2,66 м
-	длина опорной поверхности -5,46 м
-клиренс -0,45 м
Полный вес ПУ-62,5 т
Грузоподъемность шасси - 30,3 т
Удельное давление на грунт - 0,78 кг/см2
Тип двигателя - дизель В-35Т
Мощность двигателя - 750 л.с.
Удельная мощность -12,5 л.сЛ
Запас топлива - 2500 л
Запас хода-250 км
Гарантийный пробег - 2000 км
Максимальная скорость - 30-40 км/ч
Преодолеваемые препятствия:
-подъем-20°
-крен-15°
-ров-3,Ом
-стенка-0,9м
-брод-1,3м
Число ракет на ПУ -1
Число С ПУ в комплексе - 6.
Машина боевого управления
Тип - самоходная 15Н809
Разработчик - ОКБ ЛПИ им. М.И.Калинина
(ныне - НПО «Импульс»)
Главный конструктор - Т.Н.Соколов
Шасси-МАЗ-543
Число машин в комплексе -1.
Машина подготовки позиции
Тип - самоходная 15В51
Разработчик-Л0М0
Главный конструктор - МААрдашников
Шасси-МАЗ-543
Число машин в комплексе -1.
Узел связи
Тип - подвижный «Рельеф»
Состояние - использовался серийный унифицированный образец
Дизель-электростанция:
Тип - подвижная 15Н96
Разработчик - ОКБ «Прожекторный завод»
Главный конструктор - А.Д.Гольцмак
Число машин в комплексе - 2
Транспортно-погрузочные средства -
15Т79, 15Т81,15Т84,15Т21П1.
Таким образом, ленинградский «Арсенал» с коо-
перацией создал крупногабаритные маршевые РДП
для межконтинентальной баллистической ракеты РТ-2
и баллистической ракеты РТ-15 среднего радиуса дей-
ствия, а также разработал для РВСН первый в мире
подвижный сухопутный стратегический БРК 15П696
(с ракетой РТ-15).
Все работы КБ «Арсенал» проводились в тесном
творческом взаимодействии с ведущими предпри-
ятиями оборонного комплекса страны (НПО «Искра»,
НИИАП, НИИА, ЦНИИМВ, АНИИХТ, ГИПХ, НИИПМ и
др.) и организациями Министерства обороны. Научное
сопровождение работ осуществляли ЦНИИ Машино-
строения и НИИ тепловых процессов (ныне - ФГУП
«Исследовательский центр им. М.В.Келдыша»).
Приказом Министерства общего машиностро-
ения СССР № 1 от 15 марта 1965 г. объявлено по-
становление ЦК КПСС и СМ СССР № 126-47 от
2 марта 1965 г, в соответствии с которым ЦКБ № 7
с опытным заводом № 7 имени М.В.Фрунзе переда-
но в ведение Министерства общего машиностроения.
Приказом Министерства общего машиностроения
СССР № 373 от 25 сентября 1967 г. ЦКБ № 7 было
переименовано в Конструкторское бюро «Арсенал»
имени М.В.Фрунзе. Приказом министра общего ма-
шиностроения № 59/к от 10 июня 1967 г. начальни-
ком КБ и директором машиностроительного завода
«Арсенал» имени М.В.Фрунзе с 13 июня 1967 г. на-
значен Евгений Константинович Иванов, проработав-
ший в этой должности до 1976 гг.
Приказом Министерства № 94/к от 27 июля 1967 г.
заместителем начальника конструкторского бюро на-
значен А.И.Арефьев. В 1968 г. предприятие переиме-
новано в Конструкторское бюро и завод «Арсенал»
имени М.В.Фрунзе. Изготовление лунных посадочных
устройств стало первым опытом создания космиче-
ской техники на «Арсенале» и получило неожиданное
продолжение.
В начале 1960-х гг. руководством страны перед
наукой и промышленностью была поставлена прин-
ципиально новая научно-техническая задача создания
первой в мире космической всепогодной системы
наблюдения и выдачи целеуказания по надводным
объектам на всей акватории Мирового океана с пере-
дачей данных непосредственно на носители ракетного
противокорабельного оружия и на наземные пункты.
317
История развития отечественного ракетостроения
Необходимость и возможность решения такой за-
дачи основывалась на:
-	мощном развитии в конце 1950-х-начале 1960-х
гг. флотов зарубежных стран (в первую очередь США)
и появлении в их составе крупных авианосных ударных
группировок, представляющих серьезную угрозу;
-	оснащении в этот период Военно-Морского
Флота СССР новым видом морского оружия - са-
монаводящимися противокорабельными крылатыми
ракетами большой дальности, - эффективное исполь-
зование которого было невозможно без соответствую-
щей системы целеуказания;
-	полученных к этому времени в нашей стране
(впервые в мире) успешных результатах практического
освоения космического пространства.
Первое правительственное постановление о раз-
вертывании ОКР по созданию системы морской кос-
мической разведки и целеуказания вышло в марте
1961 г. К разработке системы были привлечены круп-
нейшие КБ и НИИ ракетной, радиотехнической, элек-
тротехнической промышленности, а также Физико-
энергетический институт и Институт атомной энергии
Е.КИванов
1982 г. Группа сотрудников ЦКБ-7, награжденных памятной медалью «С.П.Королев».
Слева направо: А.И.Арефьев, КЛШатохин, А.Ф.Мадисон, С.Е.Кривошеев, ПАТюрин
им. И.В.Курчатова. Теоретические основы построения
такой космической системы, параметры орбит, взаим-
ное расположение космических аппаратов на орбитах
разработаны с участием академика М.В.Келдыша.
Головной организацией по системе и головным
разработчиком ракетно-космического комплекса пер-
воначально было определено ОКБ-52 (впоследствии
НПО «Машиностроение») Минобщемаша, а головной
организацией по радиоэлектронным комплексам си-
стемы - КБ-1 Минрадиопрома. За разработку ядерной
бортовой энергетической установки взялся коллектив
ОКБ-670 (впоследствии НПО «Красная Звезда») Мин-
средмаша. В 1964 г. головной организацией по систе-
ме было назначено КБ-1, а за ОКБ-52 были опреде-
лены функции головного разработчика космических
аппаратов.
Проведенный к концу 1960-х г. комплекс работ по
элементам системы, включая летно-конструкторские
эксперименты по отработке системы ориентации и ста-
билизации и системы радиоуправления КА, показал,
что система, в принципе, получается, и можно пере-
ходить к следующему этапу работ - наземной и летно-
конструкторской отработке системы МКРЦ в целом.
Следует отметить, что головной разработчик кос-
мических аппаратов НПО Машиностроения, распола-
гая коллективом опытных специалистов и современ-
ной экспериментальной базой, не имел необходимых
производственных мощностей для изготовления по-
требного количества КА. К тому времени он также
получил новое правительственное задание по раз-
работке космических орбитальных станций. Поэто-
му появилась необходимость привлечения новой
организации для завершения выпуска конструктор-
ской и эксплуатационной документации, освоения
производства и изготовления КА,
проведения их наземной и летно-
конструкторской отработки и сдачи
в эксплуатацию, а главное, дальней-
шего развития этого направления
космической техники.
Учитывая большой опыт КБ «Ар-
сенал» в создании сложной наукоем-
кой техники, его высокий научно-тех-
нический потенциал, воплощенный в
пионерских разработках, о которых
говорилось выше, руководством от-
расли было принято решение о раз-
витии данных работ в именно в этом
конструкторском бюро.
В соответствии с приказом Ми-
нистерства общего машиностроения
(министр С.А.Афанасьев) № 146 от
22 мая 1969 г. эти работы были по-
ручены ленинградскому КБ и заводу
«Арсенал» им. М.В.Фрунзе.
318
Глава 5
Большую роль в принятии этого решения имели
личные качества начальника КБ и директора завода
«Арсенал» Е.К.Иванова, который пользовался авто-
ритетом в промышленности, в правительственных
органах, и всегда много и тщательно работал над тем,
чтобы тематика, технологическая оснащенность и тех-
нический авторитет КБ и завода находились на совре-
менном уровне. Так в КБ «Арсенал» появилась косми-
ческая тематика и началась работа «Арсенала» в этом
приоритетном направлении.
Она началась с передачи на «Арсенал» конструктор-
ской документации на два типа космических аппаратов
серии «Космос», ранее разработанной в ЦКБМ под ру-
ководством Генерального конструктора В.Н.Челомея.
Система МКРЦ имела в своем составе два типа косми-
ческих аппаратов:
-	КА с бортовой космической радиолокационной
станцией и ядерной энергетической установкой;
-	КА с бортовой космической станцией радиотех-
нической разведки и солнечной энергетической уста-
новкой.
К моменту передачи этих работ в КБ «Арсенал» в
мае 1969 г. конструкторская документация КД на КА с
РЛС находилась в НПОмаш на этапе завершения вы-
пуска. На КА радиотехнической разведки КД не было.
В этом же году в структуре КБ было выделено четы-
ре самостоятельных направления: ракетное (главный
конструктор - П.А.Тюрин); космическое (главный кон-
структор - В.Ф.Калабин); артиллерийское (главный
конструктор - Е.И.Малишевский); общепромышленное
(главный конструктор - С.Е.Кривошеев). Руководите-
лем КБ был назначен А.И.Арефьев.
'В.14.Пам>ко£-
(лирщеЛасий, АЮЖилъенка
ГП «КБЮ»
ГП «ПО «Южмаш»
РАЗРАБОТКА ПОДВИЖНОГО СТРАТЕГИЧЕСКОГО
КОМПЛЕКСА РТ-20П
Одновременно с трудной отработкой МБР Р-36 про-
должалась разработка ракеты РТ-20П с подвижным
грунтовым стартом. В октябре 1964 г. Военно-промыш-
ленной комиссией при Совете Министров СССР был
утвержден график разработки ракет 8К99 со сроком из-
готовления первой летной ракеты в ноябре 1965 г.
В декабре 1964 г. был выпущен эскизный проект
ракеты. В соответствии с согласованными ТТТ Мини-
стерства обороны СССР был разработан оригинальный
мобильный ракетный комплекс на гусеничном ходу с
комбинированной малогабаритной МБР, размещаемой
в транспортно-пусковом контейнере. Ракета была вы-
полнена по тандемной схеме. Основу первой ступени
составлял твердотопливный двигатель 15Д15, создан-
ный в ОКБ-586. В двигателе была применена совер-
шенно новая в то время конструкция поворотных управ-
ляющих сопел, принят оригинальный способ создания
стабильного длительного конечного режима малой тяги
(для облегчения функционирования органов управле-
ния второй ступени ракеты на участке разделения сту-
пеней). Однако в целом конструкция двигателя 15Д15 -
первого из разработанных в ОКБ-586 - была еще далека
от совершенства. Двигатель имел стальной разъемный
корпус, вкладной твердотопливный заряд с застойной
зоной, четырехсопловый блок. Все это было связано с
существовавшим в то время уровнем производства
Тем не менее, на базе этого маршевого РДТТ впер-
вые в СССР была создана МБР с подвижным грунто-
вым стартом и заложены основы будущих БРК такого
класса. Разработка маршевого ЖРД второй ступени
ракеты была поручена двигательному КБ-4 ОКБ-586.
В результате огромного объема проектно-кон-
структорских проработок и экспериментальных ис-
следований был создан высокоэффективный однока-
мерный высотный ЖРД, впервые в мире выполненный
по замкнутой схеме с дожиганием восстановительного
генераторного газа в камере сгорания. Опыта по соз-
данию восстановительных газогенераторов ЖРД зам-
кнутых схем не существовало не только в отрасли, но
и в мировой практике. Разработанный КБ-4 газогене-
ратор успешно эксплуатировался в составе ДУ второй
ступени ракеты 8К99, а также нашел применение в
дальнейших разработках. Он и сегодня является образ-
цом для ЖРД замкнутой схемы, работающем на высо-
кокипящих компонентах ракетного топлива АК+НДМГ.
Камера сгорания двигателя 15Д12 была концен-
трацией новейших технических идей. Были внедрены
сложнейшие и нетрадиционные решения по смеси-
тельной головке - использование газожидкостных
двухкомпонентных центробежных форсунок и ори-
гинальной центральной форсунки, по корпусу КС -
двухкомпонентное наружное охлаждение, внутреннее
охлаждение двумя поясами завесы, биметаллическая
внутренняя стенка.
На этом двигателе было внедрено еще одно кар-
динальное новшество - управление вектором тяги
двигателя по каналам тангажа и рыскания с помощью
вдува восстановительного генераторного газа в сверх-
звуковую часть сопла. Управление по каналу крена
обеспечивали специальные сопла, работающие на ге-
нераторном газе.
Этот двигатель в модифицированных вариантах в
дальнейшем использовался в других разработках ОКБ.
Технический уровень двигателя 15Д12 до сих пор счи-
тается выдающимся достижением отечественного дви-
гателестроения.
319
История развития отечественного ракетостроения
Амортизированный топливный отсек второй сту-
пени был выполнен сварным в виде единой емкости,
разделенной промежуточным днищем вафельной
конструкции на полости окислителя и горючего. В нем
были применены оригинальные демпферы колебаний
жидкости, максимально приближавшие динамические
характеристики жидкого топлива к твердому телу. Для
обеспечения необходимых условий при транспорти-
ровке и пуске ракеты баки заправлялись компонен-
тами топлива, насыщенными газами до равновесных
концентраций. Топливный отсек имел сопла противо-
тяги, использующие давление наддува бака окислителя
второй ступени для торможения ее при отделении ГЧ.
Первая и вторая ступени диаметром 1,6 м были
соединены переходным клепаным отсеком, внутри
которого устанавливался теплозащитный экран, пре-
дохранявший первую ступень от воздействия факела
двигателя при разделении ступеней. Разделение ступе-
ней происходило по «горячей» схеме после подрыва
пироболтов. Для истечения газодинамической струи
при разделении ступеней в обшивке переходного от-
сека вырезано 16 окон общей площадью 1,2 м2.
Система управления ракеты была создана в ОКБ-
692 (главный конструктор - В.Г.Сергеев) с использо-
ванием малогабаритной гиростабилизированной плат-
формы на воздушном подвесе разработки НИИ-49
(главный конструктор - ВЛАрефьев). На ракете 8К99
впервые в практике ОКБ-586 бортовая система управ-
ления была выполнена в виде герметичного прибор-
ного контейнера, что позволило уменьшить ее массу
и упростить эксплуатацию ракеты. Полетное задание
вводилось дистанционно.
Ракета оснащалась системой преодоления ПРО по
типу СП ПРО ракеты 8К67. Ракета размещалась в ТПК.
Контейнер оборудован системами термостатирования
и дистанционного контроля давления в баках. Ракета
выпускалась с завода-изготовителя с заправленной и
ампулизированной жидкостной ступенью.
Шасси самоходной пусковой установки на гусенич-
ном ходу разработало ОКБ ленинградского Кировско-
го завода под руководством прославленного создателя
тяжелых танков времен Отечественной войны Жозефа
Яковлевича Котина. Он сам предложил М.К.Янгелю эту
идею и в короткое время создал транспортную уста-
новку для ракеты РТ-20П с высоким весовым совер-
шенством. Самоходная пусковая установка СМ-СП21
разработана в ЦКБ-34 под руководством Б.Г.Бочкова.
При старте ракеты ТПК устанавливался в верти-
кальное положение, его верхняя крышка отделялась с
помощью удлиненного кумулятивного заряда и уводи-
лась в сторону специальным ПРД.
ОКБ-586 предложило свой оригинальный старт -
«минометный», который в дальнейшем станет своео-
бразной визитной карточкой янгелевского ОКБ. Суть
ее состояла в том, что в задонном объеме ТПК разме-
щался пороховой аккумулятор давления, газы которо-
го выталкивали ракету из контейнера, а необходимая
величина этого усилия обеспечивалась прогрессивной
расходной характеристикой порохового заряда. ПАДы
для минометного старта ракеты РТ-20П были созда-
ны в НИИ-125 (директор - БЛЖуков). Отработка
этой схемы старта проводилась на моделях на стенде
КБСМ - разработчика наземного комплекса (главный
конструктор - Б.Г.Бочков), а натурная - на Павлоград-
ском механическом заводе.
Для испытаний МБР на твердом топливе, а также
для запуска ИСЗ на полярную орбиту постановлени-
ями правительства от 2 января и 16 сентября 1963 г.
создается научно-исследовательский испытательный
полигон № 53 ракетного и космического вооружения
Министерства обороны (НИИП-53 МО). Для предсто-
ящих испытаний ракеты РТ-20П на полигоне началось
строительство стартовых площадок 157 и 158, техниче-
ской позиции (площадка 171 А).
Постановлением правительства СССР № 583-186
от 26 июля 1966 г. для проведения летных испытаний
ракеты 8К99 была создана Государственная комиссия
под председательством заместителя командира корпу-
са РВ Н.К.Зайцева (вскоре его заменил генерал-пол-
ковник А.И.Холопов - командующий Ракетной армией,
г. Винница). Заместителями председателя Госкомиссии
были В.С.Будник - технический руководитель испыта-
ний, Г.ЕАлпаидзе, Е.Н.Рабинович - главный инженер
1 Главного управления МОМ. Заместителем техниче-
ского руководителя испытаний был В.В.Грачев, чле-
ном Госкомиссии - ведущий конструктор комплекса
БАКовтунов.
Всего по программе СПИ планировалось испытать
35 ракет, причем с 9Л - в полном штатном исполнении
как ракеты, так и комплекса в целом. Летные испыта-
ния ракеты РТ-20П начались с более чем годичным
отставанием от сроков, установленных правительством
(второй квартал 1966 г.). И начались с неудач. Сказалась
недостаточная проработка проектных и конструкторских
решений, изменения конструкции в процессе наземной
отработки и, как следствие, выход на СЛИ с недостаточ-
но отработанной в наземных условиях конструкцией.
Первые летные ракеты 1Л и 2Л были отправлены
на полигон 11 марта и 28 апреля 1967 г. Обе они были
использованы для проверки испытательно-пусковой
аппаратуры технической позиции и самоходной пуско-
вой установки. Летные испытания начались 27 сентября
1967 г. пуском ракеты ЗЛ. После нажатия кнопки «Пуск»
в процессе набора циклограммы прошла команда АПЛ
по причине разрушения фильтра в системе воздушного
питания гиростабилизированной платформы.
24 октября и 1 ноября 1967 г. были проведены
пуски ракет 4Л и 5Л. Оба закончились аварийным ис-
ходом из-за прогара диафрагмы соплового блока ДУ
первой ступени и его разрушения.
320
Глава 5
Несмотря на неудовлетворительный ход летных
испытаний, решением ВПК № 32 от 2 февраля 1968 г.
поручалось изготовить и поставить Министерству обо-
роны ракеты и агрегаты, необходимые для проведения
опытной войсковой эксплуатации одного ПБРК 8К99.
Для устранения выявленных в 1968 г. неисправ-
ностей в двигателях первой и второй ступеней, борто-
вой и наземной аппаратуре системы управления были
произведены необходимые доработки. Однако поста-
новлением правительства № 12-6 от 6 января 1969 г.
серийное производство ракет и технологического
оборудования комплекса 8К99 было прекращено. Раз-
решалось только в течение первого полугодия 1969 г.
провести пуски ракет из имеющегося задела для про-
верки в натурных условиях технических решений, кото-
рые могли быть использованы в перспективных раз-
работках. Это решение было принято по предложению
Министерства обороны.
Краткие технические характеристики
ракетного комплекса РТ-20П с ракетой 8К99
Ракета 8К99
ракетного
комплекса
РТ-20П
Дальность стрельбы - 9000 км
Точность стрельбы -±4км
Боевое оснащение в двух вариантах:
- легкий моноблок с зарядом
мощностью 0,4 Мт
- тяжелый моноблок с зарядом
мощностью 1 Мт
Система преодоления ПРО:
-	легкие ложные цели
-	система искажения радиолокационных
характеристик ББ
Боеготовность:
-	постоянная-10 мин
- повышенная - 3 мин
Условия боевого применения - в любых
метеоусловиях (дождь, туман, снег)
при температурах от -40 до +50 °C
и скорости ветра до 25 м/с
Тип старта - минометный из ТПК,
размещенного на гусеничном
шасси тяжелого танка Т-10М
Вес подвижной самоходной
пусковой установки -78 т
Технические характеристики ракеты 8К99
Стартовый вес -30,9 т
Вес ТПК с заправленной ракетой
(с легкой ГЧ)-38,8 т
Число ступеней - 2
Вид топлива:
-	первой ступени - твердое смесевое
- второй ступени - жидкое, АТ и НДМГ
Вес второй ступени -10,4 т
ВесГЧ:
-сББ легкого класса - 0,545 т
-сББ тяжелого класса -1,41т
Габаритные размеры ракеты:
-длина-18 м
-диаметр-1,6м
ДУ первой ступени - четырехсопловой ТТРД с
вкладным зарядом и ПРД конечной ступени
- тяга (на земле / в вакууме) -61/70 тс
-удельный импульс (на земле/в вакууме)-231 /265 с
- масса основного заряда -17,2т
- масса снаряженного ТТРД -20,0 т
- органы управления - 4 поворотных сопла
ДУ второй ступени - однокамерный ЖРД с дожиганием
восстановительного генераторного газа в КС
- тяга (в вакууме) -14 тс
-	тяга в режиме конечной ступени -0,7 тс
- удельный импульс (в вакууме) - 327,5 с
- масса сухого двигателя -0,185т
-	органы управления - вдув генераторного газа в
закритическую часть сопла и сопла крена
Система управления - автономная, инерциальная
Коэффициент энерговесового совершенства с
ББ легкого класса Сгч/Go -18 кгс/тс.
О./ГМалтамиа
ОАО «НПК «КБМ»
МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ
БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА «ГНОМ»
После запуска в 1957 г. спутника Земли, который
вывела на орбиту первая советская межконтинен-
тальная ракета Р-7, американцы поставили перво-
очередной задачей создать ракетную армаду нового
поколения, предназначенную для уничтожения шахт-
ных пусковых установок. Эти ракеты должны были
отличаться высокой точностью попадания и ликви-
дировать межконтинентальные ракеты противника на
стартовых позициях.
Понимая, что таким образом американцы полу-
чат значительное преимущество в «холодной войне»,
в Советском Союзе начали разворачивать работы по
созданию мобильных, а значит, в значительной степе-
ни неуязвимых, межконтинентальных ракетных ком-
плексов. Перед конструкторами, которым поручили
предварительную проработку вопроса, поставили два
условия: вес комплекса не должен превышать 60 т,
чтобы он мог беспрепятственно проходить по автомо-
бильным мостам, дальность -11000 км.
Проработку вопроса поручили нескольким КБ,
в т.ч. Специальному конструкторскому бюро (ныне -
ОАО «Научно-производственная корпорация «Кон-
321
История развития отечественного ракетостроения
структорское бюро машиностроения»), расположен-
ному в подмосковной Коломне (начальник и главный
конструктор - Б.И.Шавырин).
Борис Иванович Шавырин не любил тривиальных
решений. Если вспомнить, что первый в СССР управля-
емый противотанковый ракетный комплекс «Шмель»
в СКБ во многом скопировали с французского СС-
12, становится понятно, почему Шавырин относился к
нему с прохладцей и сразу поставил задачу коллективу
создать что-то свое, лучшее. Этим лучшим стала все-
мирно известная «Малютка» - самый эффективный и
самый массовый противотанковый комплекс в своем
классе.
В коллективе СКБ отчетливо понимали, что толь-
ко принципиально новые идеи обеспечат выполнение
сложнейших технических требований, поставленных
при проектировании МБР. Для выработки идеологии
построения комплекса была создана специальная
группа, в которую вошло около 150 конструкторов и
0. И. Мамалыга
ВДНемыкин
Г.Г.Одинцов
В. А. Матюнин
технологов. Это был большой, сложный организм.
Ведущим конструктором комплекса, получившего на-
звание «Гном», стал Сергей Петрович Ванин.
Совместно со специалистами Центрального инсти-
тута авиационного моторостроения и Центрального
аэрогидродинамического института конструкторы СКБ
предложили большое множество решений. Но в конце
концов выбрали одно: делать ракету трехступенчатой
с ускорителем и в качестве двигателя первой ступени
использовать твердотопливный ракетно-прямоточ-
ный двигатель. Такой двигатель значительно уменьшал
стартовую массу ракеты. Ускоритель должен разгонять
ракету до нужной скорости, а потом отделиться, чтобы
дальше могли продолжать работать сначала первая,
затем вторая, а потом третья ступени. Инициатора-
ми этой идеи стали сотрудники СКБ Б.И.Шавырин,
М.Г.Васин, С.П.Ванин, О.И.Мамалыга, ВАМапонин,
В.Д.Немыкин, Г.Г.Одинцов и др.
Это было ново и смело. Ракет с твердотопливным
ракетно-прямоточным двигателем таких размеров до
сих пор не создавал никто в мире. У конструкторского
коллектива СКБ имелся опыт по созданию противотан-
ковых ракетных комплексов на твердом топливе. По-
этому специальным постановлением ЦК КПСС и Совета
Министров СССР, которое вышло в 1960 г, СКБ пору-
чили на конкурсной основе разработать ракетный ком-
плекс с МБР, оснащенной твердотопливным двигателем.
Политика партии и правительства была такова, что
любую работу, а уж тем более столь важную, поручали
сразу нескольким коллективам. Это и подстегивало
работу, создавая дух здоровой конкуренции, и повыша-
ло шансы на успех. Поэтому разработку аналогичного
комплекса поручили и Московскому институту тепло-
техники под руководством АД.Надирадзе.
В помощь КБ Шавырина было привлечено КБ
«Южное» во главе с М.К.Янгелем. КБ «Южное» раз-
рабатывало ракету, КБМ - двигатель. Предполагалось,
что ракету для комплекса будут делать на Украине, где
и базировалось конструкторское бюро Янгеля. Стендо-
вые испытания ракетно-прямоточного двигателя пла-
нировалось проводить на базе ЦИАМ и ЦАГИ.
Разработку эскизного проекта СКБ проводило со-
вместно с пятьюдесятью организациями различных
министерств и ведомств. Эскизный проект подтвердил
возможность создания ракетного комплекса с необхо-
димыми боевыми и эксплуатационными характеристи-
ками. Однако М.К.Янгель не поверил в «прямоточку»
и вышел из игры, начав создавать свою ракету. В СКБ
же твердо верили в успех и продолжали двигаться к
намеченной цели.
Главная трудность заключалась в том, что двига-
тель оказался очень чувствителен к компоновке. Он не
просто нелегко адаптировался, а являлся господствую-
щим узлом в конструкции ракеты и диктовал свои тре-
бования. Обычный твердотопливный двигатель - мо-
322
Глава 5
поблочная конструкция, достаточно автономная. Его
можно состыковывать с различными частями ракеты,
и он будет выдавать нужные параметры; «прямоточ-
ка» - нет. Она требует, чтобы всю ракету построили под
нее. Когда в СКБ это поняли, появился окончательный
проект МБР «Гном».
Особенностью компоновки стал принцип «вложен-
ной ракеты». Вторая ступень помещалась в первую.
Отработав топливо, первая ступень сдвигалась, как бы
стягивалась, и сбрасывалась.
Двигатель состоял из двух самостоятельных частей:
воздухозаборника и камеры сгорания. Воздухозаборник
принимал набегающий воздух, сжимал его и подавал в
камеру сгорания, куда одновременно поступали продук-
ты предварительного сгорания из твердотопливного га-
зогенератора. Было разработано около десяти различ-
ных вариантов воздухозаборника, изготовлены макеты.
Их продули в аэродинамических трубах ЦАГИ. В резуль-
тате создали уникальную конструкцию воздухозаборни-
ка. Она обеспечивала эффективную работу двигателя в
широком диапазоне скоростей полета ракеты.
На базе ЦИАМ в подмосковном Тураеве имелся
стенд с большой тягой, отбойной стеной для выхлоп-
ных газов, аппаратурой, оборудованием. Этот стенд
модернизировали под «Гном». В пиковой части тра-
ектории через двигатель должно было проходить 1,2 т
воздуха в секунду. Мощностей Тураева, даже вместе с
мощностями компрессоров ЦАГИ, не хватало. Поэтому
шло наращивание мощностей стенда. Испытания про-
водили в два этапа, по мере наращивания мощностей.
На первом этапе создали стендовый двигатель раз-
мером в одну треть от натуральной величины и начали
исследование рабочих процессов в камере сгорания.
Провели около десяти стендовых испытаний. Камера
сгорания стала частью контейнера ракеты. Это тоже
было новаторством. Основные требования к камере
сгорания были таковы: минимальный вес, высокая
прочность, устойчивость к высоким температурам.
Была создана трехслойная стеклопластиковая кон-
струкция. Первый слой - прочностной и жаростойкий.
Второй - жаростойкий стеклосотовый. Третий, внеш-
ний, - снова прочностной.
Камеру делали методом намотки стеклоткани и
углеткани на оправку. Диаметр камеры составлял
2,6 м. Соответственно, и диаметр оправки составлял
2,6 м при длине около 12 м. Чтобы стянуть намотку
с оправки, был спроектирован специальный кабестан.
Оправку изготовили в Ижевске, на заводе «Ижбум-
маш», из алюминиевых сплавов. Перевезли в Хотьково
в ЦНИИ специального машиностроения на стеклопла-
стиковое производство. Было очень сложно намотать
камеру сгорания. Тем не менее, это удалось сделать.
323
История развития отечественного ракетостроения
Толщина стенки камеры составила 60 мм. Однако не
менее сложным оказалось сдернуть намотку с оправ-
ки. Ломался кабестан. После трех усилений кабестана
в одну очень морозную ночь, когда алюминий сжался,
камеру сгорания наконец-таки сдернули.
В аэродинамических трубах ЦАГИ была проверена
аэродинамика ракеты в целом. Благодаря применению
прямоточки масса ракеты с ТПК составила 31,2 т при
стартовой массе ракеты 29 т. Это давало возможность
создать самоходную пусковую установку массой не бо-
лее 60 т, т.е. уложиться в заданные параметры.
Ускоритель - четырехсопловый РДТТ на смесевом
топливе - размещался внутри прямоточного двигателя.
Было еще одно новаторство - минометный старт раке-
ты. Применение минометного старта позволило свести
к минимуму тепловое и динамическое воздействие по-
роховых газов на ракету и гусеничный носитель.
На первой ступени сначала в течение 17 с работал
ускоритель, разгоняя ракету до скорости, соответству-
ющей 2М. Скорость схода ракеты составляла 45 м/с.
В диапазоне скоростей полета ракеты М=2,0.. .5,8 на
высотах 4-38 км начинал работать РПДТ После от-
деления РПДТ включалась вторая ступень, а затем
третья. Вторая ступень РПДТ была размещена внутри
центральной трубы РПДТ, разделение РПДТ и этой сту-
пени происходило при запуске двигательной установки
второй ступени.
Вторая и третья ступени были оснащены двигателя-
ми на смесевом твердом топливе. Двигательная уста-
новка третьей ступени работала до полного выгорания
топлива, а необходимая скорость полета обеспечива-
лась доводкой за счет тяги управляющих двигателей
и отсечкой тяги управляющих двигателей по главной
команде от системы управления.
В ходе разработок двигательных установок учитыва-
лись последние достижения отечественной промышлен-
ности в области создания высокоэнергетических твердых
топлив, конструкционных и эрозионно-стойких материа-
лов. Был изготовлен и готовился к испытаниям ускори-
тель для разгона ракеты.
Через полгода на Ново-Краматорском металлурги-
ческом заводе для «Гнома» изготовили около двух де-
сятков газгольдеров (воздушных резервуаров), рассчи-
танных на давление в 400 атмосфер. К этому моменту
с Горьковского машиностроительного завода стали по-
ступать изготовленные по чертежам СКБ натуральные
(полетные) отсеки двигателя.
Небольшое сборочное производство было созда-
но и в СКБ. Затем оно значительно расширилось. Все
было готово к сборке первого макета ракеты в нату-
ральную величину. По плану он должен был появиться
в 1966 г.
Был изготовлен натуральный полномасштабный
двигатель. Двигатель расходовал 4,6 т топлива. Чтобы
продукты первичного разложения топлива из газоге-
нератора попадали в камеру сгорания, пришлось скон-
струировать специальные форсунки. Их тоже испыта-
ли на малых макетах.
Предстояли испытания стендового двигателя в Ту-
раеве. Разработчики понимали, что когда сработает
мощный двигатель, из продуктов сгорания возникнет
огромный газовый «гриб». Поэтому было необходимо
дождаться момента, когда ветра шли мимо поселка Ту-
раево, в сторону, где нет жилья.
16 октября 1965 г. поздно вечером метеостанции со-
общили, что погодные условия в Тураеве благоприятные.
Испытание прошло успешно. Это стало след-
ствием того, что на 90 % рабочий процесс в камере
сгорания отладили на макетах. При натурном пуске
получили очень хорошие энергетические результаты.
Коэффициент сгорания топлива - главный крите-
рий - оказался равен 0,98. Большие размеры двигате-
ля способствовали максимальному сгоранию топлива.
К сожалению, накануне пуска, 9 октября, ушел из жизни
начальник и главный конструктор СКБ Б.И.Шавырин...
В установленные сроки был сделан эскизный про-
ект всего комплекса: ракеты, средств по ее подго-
товке, управлению, пусковой установки на танковом
шасси, которое разработал и изготовил Кировский
завод (главный конструктор - Ж.Я.Котин). Эскизный
проект подтвердил возможность создания ракетного
комплекса с необходимыми боевыми и эксплуатаци-
онными характеристиками. Комиссию по рассмотре-
нию эскизного проекта возглавил директор НИИ-88
(г. Калининград Московской области) ЮАМозжорин.
Комиссия одобрила проект «Гнома», результаты пред-
варительных испытаний элементов ракеты и рекомен-
довала продолжать работы.
Но тему закрыли. По-видимому, даже такой огром-
ной стране, как Советский Союз, вести два проекта од-
ной и той же ракеты было не по карману. Надирадзе,
который возглавлял Московский институт теплотехники,
выбрал классическую схему, у американцев была такая
же. Это гарантировало, что ракета полетит. СКБ же
предлагало сплошные новинки.
«Гном» остался единственным в мире проектом
межконтинентальной баллистической ракеты, оснащен-
ной твердотопливным прямоточным двигателем. Ана-
логов ему в мире нет.
САМОНАВОДЯЩИЙСЯ СНАРЯД «ШАРИК»
Еще одним неосуществленным проектом НПК
«КБМ» стал самонаводящийся снаряд «Шарик», пред-
назначенный для космического комплекса «Союз».
В начале 1960-х гг. наступила эра ракетно-космиче-
ской техники. В этот период наиболее важными стра-
тегическими целями наряду с межконтинентальными
324
Глава 5
баллистическими ракетами являлись искусственные
спутники Земли, которые могли нести ядерный заряд
или были оснащены специальной разведывательной
аппаратурой для фотографирования важных военных
и промышленных объектов с больших высот.
Выбор типа вооружения для пилотируемого кос-
мического аппарата имел принципиальное значение.
Сложность технических задач при создании ракет
класса «космос-космос» прежде всего обуславлива-
лась космическими скоростями сближения и больши-
ми высотами траекторий полета.
В 1963 г. коломенское КБ машиностроения стало
головным предприятием по разработке реактивного
снаряда «Шарик». В работе принимали участие веду-
щие НИИ и КБ оборонной промышленности.
Теоретические и экспериментальные исследова-
ния были направлены на создание самонаводящегося
снаряда «Шарик» класса «космос-космос». Они вы-
полнялись в творческом взаимодействии с ВВИА им.
профессора Н.Е.Жуковского (научный руководитель -
академик А.А. Красовский).
В «Шарике» была применена конструктивная схе-
ма самонаводящегося снаряда-гироскопа, в целом
представляющего собой следящую гироголовку с од-
ноканальной газодинамической коррекцией угловыми
движениями и реактивным одноканальным управле-
нием центром масс. Снаряд и неподвижно закреплен-
ный на нем координатор были конструктивно объеди-
нены, что позволило обеспечить большие габариты, а
за счет этого - высокую пороговую чувствительность и
необходимую дальность действия. При этом углы пе-
ленга снаряда были ничем не ограничены, в связи с
чем можно было атаковать цель на попутно- и встреч-
нопересекающихся орбитах при любых углах между
плоскостями орбит.
Для перехвата космических целей было решено при-
менять пассивные оптические средства, использующие
отраженный от целей солнечный свет. За счет релейного
управления вращающимся снарядом и высокого бы-
стродействия системы управления угловыми движени-
ями и центром масс удалось обеспечить необходимую
точность попадания в цель.
Конструктивно снаряд состоял из двух частей: сна-
ряда гироскопа и отделяемой стартовой двигательной
установки. Он помещался в специальном контейнере.
Для уменьшения воздействия струй газов стартового
двигателя на носитель была применена двухступенчатая
схема стартового двигателя, который состоял из выбра-
сывающего двигателя, стартовой двигательной установ-
ки и механизма отделения стартового двигателя.
На снаряде были применены управляющие двига-
тели с энерговооруженностью, позволяющей в процес-
се самонаведения устранять большие промахи, а также
механизм выбора эксцентриситета тяги.
Комплекс весил 0,14 т, снаряд-0,1 т. Он мог захва-
тывать цель на расстоянии до 500 км и имел скорость
сближения до 16 км/с. До макетного изготовления при
создании «Шарика» дело не дошло - работу закры-
ли. Актуальность этого вида оружия быстро пропала.
Было неясно, как станут развиваться события, в т.ч.
международные. Была создана единственная модель,
которая с 2004 г. является экспонатом Политехниче-
ского института в Москве.
Т'.Н.Каншс, С.Ф.Молчанов
ОАО «ГРЦ Макеева»
МОРСКИЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ
ВТОРОГО ПОКОЛЕНИЯ
Ко второму поколению отечественных морских
баллистических ракет относятся следующие образцы,
разработанные под руководством главного конструк-
тора В.П.Макеева:
-	ракета Р-27 (ведущий конструктор - Ю.К.Иванов);
работы велись с апреля 1962 г. по март 1968 г.;
-	ракета Р-27У (ведущий конструктор - А.П. Греб-
нев); работы велись с июня 1971 г. по январь 1974 г.;
-	ракета Р-27К (ведущие конструкторы -
Н.Д.Шепель, БАСеятелев); разрабатывалась с апреля
1962 г„ в опытную эксплуатацию принята в 1975 г.;
-	ракета Р-29 (ведущий конструктор - Ю.А. Коро-
бейников); работы велись с сентября 1964 г. по март
1974 г.;
-	ракетаР-29Д(ведущийконструктор—Н.Ф.Черепов);
разрабатывалась с августа 1976 г. по март 1978 г.
Были также выполнены дополнительные опытно-
конструкторские разработки, связанные с заменой бо-
евых блоков в интересах обеспечения длительной экс-
плуатации ракет первого и второго поколений; ракеты
получили индексы Р-21М (на вооружении с 1981 г.) и
Р-29ДУ (на вооружении с 1986 г.). Кроме того, ко вто-
рому поколению относится цикл исследовательских и
экспериментальных работ по теме «Арктика».
В начале 1960-х гг. в СССР реализовывались сле-
дующие направления развития морских стратегических
325
История развития отечественного ракетостроения
ядерных сил: в морском ракетостроении - твердото-
пливное и жидкостное, оба однозначно с подводным
стартом; в судостроении - крупногабаритные и мало-
габаритные подводные лодки, отличавшиеся типом
атомной энергетики, степенью автоматизации, матери-
алом прочного корпуса (сталь или титановый сплав).
Создание отечественных морских ракет второго
поколения со средней дальностью стрельбы было за-
дано двумя постановлениями правительства. Первым
(апрель 1961 г.) предусматривалась опытно-конструк-
торская разработка трех сухопутных и одной морской
твердотопливных ракет. Морскую твердотопливную
ракету РТ-15М предписывалось размещать на крупно-
габаритных ПЛ проекта 667А. Длина ракеты ограничи-
валась: высота ракетной шахты 11,3-11,5 м, диаметр
шахты -2 м. Вторым постановлением (май 1961 г.)
СКБ-385 было подключено к работам по вооружению
ПЛ проекта 705Б с размещением баллистических ра-
кет в шахтах высотой 9,5 м и диаметром 1,6-1,7 м.
Такая постановка конкретизировала предшествующее
постановление (август 1958 г), которым была задана
конкурсная (СКБ-385 и ОКБ-586) разработка мор-
ской ракеты на дальность стрельбы 1500-2000 км
с габаритами в 1,5 раза меньше, чем у ракеты Р-13.
При этом на ПЛ проекта 705Б предполагалось разме-
щать или противокорабельные (Р-27К), или стратеги-
ческие (Р-27) ракеты. Таким образом, более реальное
жидкостное ракетостроение увязывалось с менее про-
работанным, но более перспективным корабельным.
И наоборот - реальное корабельное было сопряжено с
твердотопливным ракетостроением, которое серьезно
отставало и от уровня, реализованного в США, и от от-
ечественного жидкостного ракетостроения.
Разработка технического проекта 667А была на-
чата с 16 ракетами РТ-15М. Позднее, при рассмо-
трении технического проекта, было предложено ре-
ализовать возможность размещения на ПЛ, наряду с
твердотопливными, жидкостных ракет Р-27, Р-27К.
В ходе корректировки технического проекта выяви-
лась несовместимость размещения этих ракет. К тому
же разработка ракеты РТ-15М задерживалась, а по
своим ТТХ она уступала ракете Р-27. Работы по ра-
кете РТ-15М постановлением правительства (1963 г.)
были приостановлены до получения положительных
результатов по ракете РТ-2; порядок свертывания
работ был определен решением Комиссии по воен-
но-промышленным вопросам. Материальная часть,
созданная до этого решения, использовалась как
научно-технический задел: провели несколько огне-
вых стендовых испытаний стартового и прототипов
маршевых двигателей; в мае 1964 г. начали ЛКИ бро-
сковых макетов ракеты с погружаемого стенда (два
пуска). С учетом указанных обстоятельств коррек-
тированный технический проект 667А был утверж-
ден в 1964 г. с 16 ракетами Р-27. Это означало, что
для второго этапа развития морских стратегических
ядерных сил выбрали, назовем условно, «большую»
подводную лодку с традиционными решениями, про-
веренными на лодках-прототипах, а также «малога-
баритную» жидкостную ракету.
Решение о создании опытной комплексно-авто-
матизированной скоростной малогабаритной АПЛ
противолодочной обороны с торпедным вооружени-
ем проекта 705 было принято в июне 1960 г., решение
о разработке эскизного проекта - в мае 1961 г. Это
решение предусматривало разработку (на базе ос-
новных технических решений, принятых в эскизном
проекте 705) предэскизных проектов 705А (лодки,
вооруженной крылатыми ракетами типа «Аметист»)
и 705Б (лодки, вооруженной малогабаритными бал-
листическими ракетами). На ПЛ проекта 705Б разме-
щалось восемь баллистических ракет комплекса Д-5
в вертикальных ракетных шахтах. Предэскизный про-
ект 705Б был завершен в 1962 г., но не получил про-
должения. Работы по созданию на базе проекта 705
ракетных подводных лодок были возобновлены в
1964-1965 гг., но также не были реализованы.
Первоначальная привязка к ПЛ проекта 705Б
предусматривала приоритетную разработку противо-
корабельной баллистической ракеты Р-27К с самона-
ведением; предусматривалось также создание стра-
тегической ракеты Р-27. При этом предполагалась
унификация ракет как по размещению на ПЛ, так и по
другим техническим решениям. Безусловным требо-
ванием являлась необходимость скорейшей ликвида-
ции серьезного отставания СССР от США в совокуп-
ности ТТХ наших стратегических ракет. Было ясно, что
традиционными техническими решениями достичь
требуемого результата невозможно. Необходимо
было реализовать новые подходы к проектированию,
конструированию, технологическому обеспечению,
решению вопросов на стыке систем, использованию
всех резервов в интересах создания малогабаритной
ракеты, ракетного комплекса и подводной лодки при
одновременном росте ТТХ. Сегодня можно опреде-
ленно утверждать, что в этих работах не только было
заложено новое поколение баллистических ракет под-
водных лодок, но и созданы основы отечественной
школы морского ракетостроения.
Прежде всего, надо отметить творческое содруже-
ство конструкторских бюро и институтов, возглавляе-
мых В.П. Макеевым, А.М.Исаевым, НАСемихатовым,
Е.И.Забабахиным, ЯАХетагуровым, ААМошковым,
В.Н. Соловьевым, а также отраслевых научно-исследо-
вательских институтов во главе с Н.И.Боравенковым,
Ю АМозжориным, А.И. Вознесенским.
Первые работы по малогабаритной противокора-
бельной двухступенчатой ракете дали существенные
положительные результаты, по которым уже в конце
1961 г. главные конструкторы предложили ВМФ и
326
Глава 5
правительству создать на первом этапе мало-
габаритную одноступенчатую стратегическую
ракету. Предложение было принято, в апреле
1962 г. опытно-конструкторская разработка
противокорабельной и стратегической ракет
комплекса Д-5 была начата. Постановлением
были заданы габариты ракеты (длина - 8,7 м,
диаметр - 1,4 м), ракетной шахты (высота -
9,5 м, диаметр -1,7 м), дальность стрельбы
(1800 км для традиционной ракеты). В февра-
ле 1963 г. на основе первых результатов про-
ектирования постановлением правительства
параметры ракеты были откорректированы:
длина увеличилась на 200 мм, диаметр - до
1,5 м (без изменения габаритов ракетной шах-
ты), максимальная дальность стрельбы - до
2500 км.
Ракета Р-27
Работы по ракете Р-27 были развернуты
на базе значительных результатов в жидкост-
ном двигателестроении, в применении новых
долгохранимых компонентов топлива и ис-
пользовании баковых конструкций из нагар-
тованных алюминиевых сплавов; существенно
был повышен технический уровень ядерных
боезарядов и спецавтоматики, бортовых и ко-
рабельных систем управления, гироприборов. На этой
основе была предложена и реализована совокупность
оригинальных технических решений, ставших класси-
ческими для морского ракетостроения и позволивших
кардинально решить проблему, во-первых, роста бо-
евых свойств морского стратегического оружия, во-
вторых, снижения весогабаритных характеристик ракет
и пусковых устройств, в-третьих, улучшения эксплуата-
ционных качеств. Системный подход к разработке под-
чинил интересы составляющих решению задач более
высокого уровня, жертвуя частными интересами для
достижения высокого качества целого.
Основополагающей идеей малогабаритности мор-
ских ракет стало «утопление» двигателя в топливе.
В конструктивно завершенном виде она была предло-
жена ОКБ-2 АМИсаева: из двигателя были исключены
все разъемные (резьбовые) соединения - только сварка
и пайка, двигатель стал необслуживаемым и непрове-
ряемым в процессе многолетней эксплуатации, он за-
пускался от одного пиропатрона с исполнением цикло-
граммы выхода на режим собственной автоматикой.
Двигатель, как таковой, его конструкция, техно-
логия изготовления, процессы контроля существенно
усложнились; возросли затраты на его создание и
производство. «Утопленность» требовала исключи-
тельной технологической дисциплины и, прежде все-
Боевой блок
Одноступенчатый носитель:
Переднее днище-приборный отсек
Амортизаторы на ракете
Двухслойное межбаковое днище
Коническое днище, рама двигателя
Переходник (в полете не участвует)
Газовый руль, сбрасываемый
Бак горючего
Бак окислителя: два
полубака с переливом
окислителя из нижнего в верхний
Цельносварной корпус носителя;
обечайки и днища вафельной
конструкции
Двухблочный двигатель:
центральный-замкнутый, в баке
горючего; рулевой-открытый,
вне бака (две камеры и ТНА)
Компоновочная схема ракеты Р-27
го, перехода от ручной сварки к сварке автоматами.
Но появились и положительные качества - исчезло
ограничение компоновочной длины двигателя и, са-
мое главное, на ракете ограниченных габаритов раз-
местился дополнительный запас топлива (порядка
15 %). При этом двигательный отсек (хвостовой отсек
ракеты) практически исчез, а рулевой блок двигателя
разместился на коническом днище бака.
Совокупность решений по малогабаритному цель-
носварному алюминиевому корпусу одноступенчатой
ракеты, содержащему стальной двигатель, включала
следующие пункты:
-	размещение маршевого двигателя внутри бака, в
горючем;
-	исключение из компоновочной схемы отсеков,
незаполненных компонентами топлива;
-	разработку конструкций ракеты, воспринимаю-
щих или повышенные, или несвойственные для сухо-
путного ракетостроения нагрузки (в первую очередь
- внешнее давление и изгибающий момент при выходе
ракеты из шахты, обусловленный ходом подводной
лодки);
-	совмещение функций нескольких элементов ра-
кеты в одном из них (например, корпусом приборного
отсека стало вогнутое переднее днище ракеты);
327
История развития отечественного ракетостроения
• Падвюмая/юд*а проекта667А
Подводная лодка проекта 667А - носитель баллистических ракет Р-27
-	использование оболочек «вафельной» конструк-
ции (с «вафельным» оребрением) для более полного
заполнения ракеты топливом, а также упрощения задач,
решаемых пусковыми установками, а не только для об-
легчения конструкции;
-	применение прочногерметичных биметалли-
ческих неразъемных переходников для сопряжения
стальных элементов двигателя с алюминиевыми кон-
струкциями корпуса;
-	использование многослойных днищ для надеж-
ного разобщения окислителя и горючего, а также для
обеспечения возможности контроля герметичности
замерами в межбаковых полостях при эксплуатации.
Последующий опыт использования и развития идей
«утопления» и цельносварного корпуса для морских
ракет показал, что решения А.М.Исаева и В.П.Макеева,
как и риск, который они приняли на себя, те техниче-
ские трудности, которые преодолели разработчики и
изготовители, полностью оправдались. Эти решения
в значительной степени определили облик двух по-
колений морских ракет и стали фирменным золотым
фондом отечественного морского ракетостроения.
Так, например, компоновка двигателя в баке горючего
стала классической схемой для первых ступеней всех
последующих жидкостных морских ракет.
Для создания «вафельных» конструкций, наряду
с расчетными методами, были разработаны техноло-
гии сначала глубокого химического травления, а за-
тем механического фрезерования оболочек из нагар-
тованных плит с обеспечением вначале 5-6-кратного,
а впоследствии 9-кратного превышения толщины ис-
ходного листа (плиты) над остаточной толщиной обо-
лочки. Результат - повышенная несущая способность
на внешнее давление, что позволило применить во-
гнутое переднее днище ракеты (в качестве приборно-
го отсека), работающее на устойчивость и восприни-
мающее полное давление наддува бака окислителя, а
также разделительное дни-
ще, воспринимающее пред-
варительный наддув бака го-
рючего при отказе в системе
опережающего наддува бака
окислителя. Промежуточный
результат - увеличенные
объемы баков и степень за-
полнения ракеты топливом,
конечный результат - повы-
шенная энергетика ракеты
за счет дополнительного
топлива, которое компенси-
ровало утяжеление назван-
ных днищ при ограниченной
длине ракеты, без ущерба
безопасности.
Удалось добиться поло-
жительных результатов при совместной разработке
ракеты и пусковых устройств, т.е. ракетно-стартовой
системы в целом. Во-первых, для уменьшения раз-
ницы между длиной ракеты и ракетной шахты макси-
мально был сокращен объем воздушного «колокола»
для запуска двигателя за счет последовательного пуска
двигателей рулевого и основного блоков (динами-
ческий «колокол»), передачи внешнего давления на
корпус ракеты, применения на ракете переходника и
его размещения в объеме пускового стола. При этом
в полной мере использовались допустимые (макси-
мально до 6 д) перегрузки на ракету при сотрясениях.
Результат - ракета длиной 9 м (с переходником) раз-
мещена в шахте высотой 10,13 м на ПЛ проекта 667А,
где отсутствовали ограничения на увеличение длины
ракетной шахты в отличие от лодки проекта 705Б, на
которой высота шахты не могла превышать 9,5 м.
Во-вторых, ракета Р-27 стала первой морской
ракетой без стабилизаторов, что позволяло карди-
нально сократить кольцевой зазор; бортовая система
управления (главный конструктор - Н.А.Семихатов)
реализовала устойчивый полет ракеты без стабили-
заторов и с малым относительным удлинением (диа-
метр 1,5 м, длина в полете - менее 9 м); малый коль-
цевой зазор был обеспечен переходом на поясную
эластомерную горизонтальную амортизацию ракеты.
Повышенная «энергоемкость» резинометаллических
амортизаторов, их ступенчатая силовая характери-
стика в сочетании с допустимыми повышенными пе-
регрузками на ракету и размещением амортизаторов
на ракете позволили реализовать 100-мм кольцевой
зазор при 60-мм перемещениях ракеты от сотрясе-
ний при глубинном бомбометании.
Амортизаторы устанавливались на ракете и сбра-
сывались после выхода из воды. При старте аморти-
заторы и стенки шахты работали как направляющие,
а штатные направляющие совместно с бугелями, рас-
328
Глава 5
положенными на переходнике (в полете не участву-
ет), обеспечивали только погрузку-выгрузку ракеты.
Применение сбрасываемого газового руля, установ-
ленного на маршевом двигателе, компенсировало
воздействие на ракету набегающего потока воды при
движении ПЛ. Совместная разработка ракеты и пуско-
вого устройства стала системной и реализуемой после
решения В.П.Макеева принять создание пусковой уста-
новки на СКБ-385 аналогично решению С.П.Королева,
в соответствии с которым ОКБ-1 создало пусковую
установку для ракеты Р-11ФМ.
В итоге после сокращения разницы между диа-
метрами и длинами ракеты и ракетной шахты, при
повышении боевых характеристик ракеты (дальность
стрельбы возросла почти в 2 раза, улучшилась точ-
ность): длина ракеты уменьшилась более чем на треть,
объем ракетной шахты - в 2,5 раза, пусковая установка
стала легче более чем на порядок, а ракета - почти
на треть, объем кольцевого зазора сократился почти
в 5 раз. Тем самым весовая нагрузка на лодку от одной
ракеты (ракета, пусковая установка, ракетная шахта,
вода и цистерны кольцевого зазора) была уменьше-
на более чем в 3 раза. Это дает основание считать,
что решения, обеспечившие малогабаритность ракет,
пусковых установок и ракетных шахт, стали основной
предпосылкой пятикратного увеличения боекомплекта
ракет на ПЛ, доведения его до стратегического и миро-
вого уровня.
Другой предпосылкой роста боекомплекта ракет на
ПЛ стала централизация и практически полная авто-
матизация управления эксплуатацией на ПЛ и боевым
применением всех ракет. Это третье фундаментальное
направление в развитии морского стратегического
оружия. Его реализация - итог совместной работы
специалистов корабельных систем повседневного и
предстартового обслуживания ракеты, корабельной и
бортовой аппаратуры системы управления, корабель-
ных цифровых вычислительных систем, самой ракеты
и аппаратуры управления корабельными системами
обслуживания.
При создании малогабаритной ракеты с прочным
цельносварным корпусом была реализована чрезвы-
чайно эффективная идея: заправка на заводе-изгото-
вителе баков ракеты компонентами топлива заверша-
лась ампулизацией заправленных баков путем заварки
заправочно-дренажных клапанов; в таком виде ракета
транспортировалась по суше, морю или воздуху и экс-
плуатировалась на флотах.
Результат: начиная с ракеты Р-27, все жидкостные
морские ракеты используют технологию заводской
заправки с ампулизацией; на флотах ракеты эксплу-
атируются только заправленными; исключены запра-
вочные средства и хранилища компонентов топлива в
местах базирования; исключены опасные работы во-
енным персоналом в менее подготовленных местах и
неизбежные проливы компонентов топлива при экс-
плуатации; существенно повышена экологическая без-
опасность. Средства и агрегаты для транспортировки
и наземной эксплуатации заправленных ракет, их по-
грузки создавались КБ транспортного машинострое-
ния (главный конструктор - В.Н.Соловьев).
Разработка ракеты Р-27 проведена весьма опера-
тивно и включила пуски бросковых макетов с погружа-
емого плавстенда и с экспериментальной ПЛ, а также
испытания с плавстенда двух штатных ракет на взрыво-
безопасность (Южный морской полигон, Севастополь,
Балаклава), совместные летные испытания с наземно-
го стенда на полигоне Капустин Яр, а также с голов-
ной ПЛ (Северный морской полигон, Северодвинск).
Последние завершились в 1967 г. Постановлением
правительства комплекс Д-5 с ракетой Р-27 принят на
вооружение в марте 1968 г.
Ракета Р-27К
Двухступенчатая ракета Р-27К, предназначенная
для поражения надводных кораблей, создавалась на-
ряду с одноступенчатой баллистической ракетой Р-27.
Системы и агрегаты ракет практически полностью
унифицированы по двигателю первой ступени, ракет-
но-стартовой системе, по технологии изготовления и
другим составляющим.
Разработчикам Р-27К
предстояло решить слож-
нейшую задачу - пораже-
ние надводных целей путем
самонаведения, обеспечи-
ваемого второй ступенью,
или управляемой ГЧ раке-
ты, бортовой и корабельной
системами управления при
взаимодействии с систе-
мами целеуказания. При
эскизном проектировании
был принят вариант ракеты
Р-27К с пассивным при-
емом радиолокационного
сигнала, излучаемого кора-
бельным соединением про-
тивника, и с баллистической
коррекцией траектории пу-
тем двукратного включения
двигателя второй ступени
на внеатмосферном участке
полета.
Исходные данные для
самонаведения ракеты вы-
давала аппаратура, уста-
навливаемая на спутниках,
Компоновочная схема
ракеты Р-27К
329
История развития отечественного ракетостроения
которая обнаруживала излучающие корабельные
радиолокационные станции, анализировала принятые
от них сигналы и пеленговала их источники. Данные
о станциях и пеленге передавались по радиолинии на
ПЛ. В процессе полета аппаратура пассивного само-
наведения производила поиск, захват, выбор, а также
сопровождение цели и выдавала в систему управления
ракеты информацию для коррекции ее траектории.
Разработка аппаратуры пассивного самонаведения
была поручена НИИ-648 (НИИ точных приборов, ру-
ководитель - А.С.Мнацаканян). Бортовая аппаратура
самонаведения представляла собой моноимпульсный
широкодиапазонный фазовый многобазовый пеленга-
тор. Он состоял из антенно-фидерного, приемного и
логического цифрового устройств. Двухдиапазонное
АФУ обеспечивало прием высокочастотных сигналов
источников излучения и передачу принятых сигналов
на вход приемного устройства. Приемное устройство
усиливало поступающие сигналы и выделяло сигналы,
пропорциональные направлению на источник излуче-
ния. Логическое цифровое устройство обеспечивало
запоминание целеуказаний, поиск по заданной про-
грамме принимаемых сигналов радиолокационных
станций, выбор главной цели и производило полную
обработку этих сигналов при условии, что они приняты
с заданного направления.
Двигатель второй ступени ракеты Р-27К стал наи-
более сложным двигателем морских ракет, посколь-
ку обеспечивал не только полет по традиционной
траектории, но и самонаведение на подвижную цель
двукратной коррекцией траектории полета. Двигатель
однокамерный, открытой схемы; состоит из двух бло-
ков: основного и ориентации. Газ после турбины ос-
новного блока и газогенератора блока ориентации рас-
пределяется по рулевым соплам, создавая усилия для
управления полетом ракеты. При запуске двигателя на-
чинает работать первая большая пороховая шашка, ко-
торая создает управляющие моменты для парирования
возмущений при пуске основного блока и для стабили-
зации ракеты при разделении ступеней. После догора-
ния первой загорается вторая шашка. Основной блок,
воздействуя поднявшимся давлением окислителя на
пусковые клапаны, запускает блок ориентации. Таким
образом, все операции пуска происходят от одного
электрического импульса. Проработав необходимое
время, основной блок выключается, а блок ориентации
работает непрерывно. Основной блок может еще два
раза включаться и останавливаться, при этом насосы
турбонасосного агрегата основного блока остаются за-
литыми топливом.
В системах комплекса Д-5 предусматривалось
использование ракет Р-27К. Однако складывалось
значительное отставание в разработке более слож-
ной системы с ракетой Р-27К от работ по ракете Р-27
(на вооружении с 1968 г.) и даже от ее серьезной
модернизации - ракеты Р-27У (на вооружении с ян-
варя 1974 г). Более того, настоятельная потребность
решения стратегических задач сдерживания обусло-
вила скорейшее и крупномасштабное развертывание
с 1967 г. тридцати четырех подводных лодок про-
ектов 667А и 667АУ с ракетами Р-27 и Р-27У. В этой
связи ракеты Р-27К на эти лодки не поступали. Ракета
Р-27К прошла полный цикл конструкторской и экспе-
риментальной отработки. С наземного стенда на ГЦП
в Капустином Яре было проведено 20 пусков. Для ра-
кеты Р-27К по проекту 605 была переоборудована ПЛ
проекта 629. Первый пуск ракеты Р-27К с ПЛ проведен
в декабре 1972 г., в ноябре 1973 г. летные испытания
были завершены двухракетным залпом. На последнем
пуске обеспечено прямое попадание наводимого бло-
ка в судно-мишень.
Постановлением правительства работы по ракете
Р-27К завершены в сентябре 1975 г. Подводная лодка
проекта 605 с ракетами Р-27К находилась в опытной
эксплуатации до 1982 г.
Ракета Р-27У
Ракета Р-27У
На ракетах Р-27У использовались
две головные части: более современная
моноблочная с облегченным боевым
блоком и разделяющаяся (кассетного
типа) на три боевых блока малого класса
мощности. Блоки (боеприпасы) устанав-
ливались на стык, который был иден-
тичным переднему стыку корпуса ракеты
Р-27, через соответствующие переходни-
ки. Переходник для трехблочной ГЧ со-
держал механизм отклонения блоков из
транспортного и полетного положения
для последующего их расталкивания (по
окончании активного участка) и полета
на близко расположенные точки падения.
330
Глава 5
Аналогичная ГЧ кассетного или рассеивающегося типа
применялась на американской ракете «Поларис АЗТ»
(1968 г.) и в вариантах отечественных сухопутных ракет
Р-36(1970г.)иУР-100У(1974г.).
Создание малогабаритного боевого блока (боепри-
паса) малого класса мощности стало первым необхо-
димым шагом и условием для последующей разработ-
ки многоблочных разделяющихся ГЧ индивидуального
наведения для морских ракет.
При модернизации ракеты Р-27 конструкторские
доработки систем ПЛ и систем ракетного комплекса,
размещаемых на лодке, не проводились. Корректи-
ровались алгоритмы цифровых вычислительных ин-
формационно-управляющих систем и базы данных,
связанные с подготовкой полетного задания и эксплу-
атацией нового типа ГЧ.
Для ракеты Р-27У ограниченно модернизировались
маршевый двигатель и бортовая аппаратура системы
управления. Дальность стрельбы для моноблока увели-
чилась на 20 %, для трехблочной головной части оста-
лась прежней (2500 км), точность стрельбы улучшилась
на 15 %. Наземное оборудование в основном аналогич-
но таковому для ракеты Р-27. Государственные летные
испытания начались в сентябре 1972 г. и завершились
в августе 1973 г. С января 1974 г. комплекс Д-5У - на
вооружении. Подводная лодка модернизирована по
проекту 667АУ: снижена шумность, установлен новый
навигационный комплекс, улучшены системы радио-
связи и т.д.
Общим для работ по ракете Р-27У, ракетному ком-
плексу и ПЛ стало использование резервов, выявлен-
ных при изготовлении и эксплуатации первых образ-
цов, и результатов совершенствования составляющих
систем в 1960-е гг. В 1981 г. была проведена вторая
модернизация, связанная только с заменой моноблока
ракеты Р-27 на боеприпас, разработанный для ракеты
Р-27У (ракета Р-27М).
Ракета Р-29
На базе проектно-конструкторской разработки
новых технических решений для ракеты Р-27 и Р-27К
в начале 1963 г. были предложены и выполнены про-
ектные работы по межконтинентальной морской раке-
те, а в конце 1964 г. началась опытно-конструкторская
разработка ракеты Р-29 и комплекса Д-9. При этом
требовалось обеспечить межконтинентальную даль-
ность стрельбы при одновременном увеличении за-
брасываемого веса, повысить точность стрельбы и
автономность боевого использования, реализовать
всепогодность боевого применения и непрерывный
выпуск боекомплекта, обеспечить подводный старт
при более плотной компоновке ракеты и пусковой
установки в шахте ПЛ.
Для размещения межконтинентальной ракеты была
модернизирована ПЛ проекта 667А. Новый проект 667Б
выполнен в ЛПМБ «Рубин» (главный конструктор -
С.Н.Ковалев). Конструкция ПЛ осталась в основном
прежней. Установка на ПЛ более мощного ракетного
оружия привела к сокращению боекомплекта ракет до
двенадцати. По проекту 667Б построено восемнадцать
ракетоносцев; четыре ракетоносца проекта 667БД име-
ли увеличенный до шестнадцати ракет боекомплект.
Трехкратное повышение дальности стрельбы при
полуторакратном утяжелении боевой нагрузки реали-
зовалось следующими путями:
-	наращиванием габаритов ракеты и стартового веса;
-	более полным использованием возможностей
оболочек с «вафельным» оребрением;
-	двухступенчатой схемой ракеты с размещением
двигателя второй ступени в баке окислителя первой
ступени;
-	развитием принципа совмещения нескольких
конструктивных элементов в одном из них (достаточ-
но объемный межступенчатый отсек, переднее днище
первой ступени, заднее днище второй ступени и рама
двигателя совмещены в одном межступенчатом днище
фактически нулевого объема);
-	исключением компоновочной длины для боевой
нагрузки (боевой блок размещается в объеме перед-
него днища второй ступени, средства противодействия
противоракетной обороне - в переднем баке, а прибор-
ный отсек, который имеет меньшую компоновочную
длину, - в носовой части ракеты);
-	применением пиросредств (детонирующих удли-
ненных зарядов) для разрушения
жесткой связи ракеты с отделяемы-
ми элементами при использовании
для разделения энергии газов над-
дува баков или «боевого» отсека.
Отделение переднего отсека (бо-
евого блока и приборного отсека)
от ракеты проводится регулируе-
мым давлением в зависимости от
величины фактического импульса
последействия двигателя второй
ступени.
Переднее размещение при-
борного отсека способствовало
реализации астрокоррекции для
повышения точности стрельбы и,
как следствие, сохранению авто-
номности боевого использования.
Рациональность и приоритетность
применения астрокоррекции на
морской баллистической ракете
Р-29 подтверждена впоследствии
применением аналогичной систе-
мы на ракете США «Трайдент-1».
Компоновочная
схема ракеты Р-29
331
История развития отечественного ракетостроения
В разработке ракеты Р-29 одной из серьезнейших
и принципиальных стала проблема реализации при-
емлемой точности стрельбы на межконтинентальных
дальностях полета при характеристиках систем навига-
ции ПЛ, которые обеспечивали кораблевождение, но не
годились для ракетного оружия. Навигация ПЛ не вы-
давала параметры, которые были необходимы системе
управления, чтобы выставить бортовые гироскопиче-
ские приборы ракеты с требуемой точностью, а опреде-
Подводная лодка проекта 667Б
Пуск ракеты Р-29 от пирса
Пуск ракеты Р-29
с подводной лодки 667Б
Подводная лодка проекта 667БД
ление координат точки старта велось с погрешностями
больше, чем допустимая точность стрельбы.
Реализация астрокоррекции стала образцом удач-
ного системного решения сложнейшей технической за-
дачи в ракете и ракетном комплексе, одной из ярких
страниц в создании систем управления морских ракет.
Взаимоувязанность и «взаимоуступчивосгь» составля-
ющих, проявленные ради достижения такого решения,
потребовали изменить конструктивную и компоно-
вочную схему ракеты, а также траекторию ее полета,
ввести в бортовые гироприборы
(НПО автоматики и приборострое-
ния) астровизирующие устройства
(ЦКБ «Геофизика»), существенно
усложнить задачи для бортовых и
корабельных (ЦНИИ «Агат») вы-
числительных систем и системы
управления в целом (НПО авто-
матики). Кроме того. Академией
наук и Военно-морским флотом
совместно с разработчиками были
проведены чрезвычайно объемные
332

История развития отечественного ракетостроения
Пуск ракеты Р-29 в ледовых условиях
исследования по составлению карт звездного неба се-
верных и южных широт, а также каталога навигацион-
ных звезд. В итоге постоянная готовность к боевому
применению высокоточных ракет межконтинентальной
дальности стрельбы из обширных районов Мирового
океана была обеспечена.
Всепогодность боевого применения реализо-
вана совместной разработкой ракеты и пусковых
устройств. Пояса резинометаллических амортизато-
ров разместили не на ракете, а на стенке ракетной
шахты и вследствие этого использовали их для не-
скольких пусков. Они опирались на ракету в районе
днищ, но при погрузке и старте воздействовали на
цилиндрические обечайки, у которых относительная
высота «вафельного» оребрения была повышена.
Пришлось также увеличить кольцевой зазор между
ракетой и шахтой до 150 мм с тем, чтобы обеспе-
чить безударность выхода при предельном волне-
нии моря. Для этой же цели был применен полупояс
амортизаторов на верхнем срезе шахты.
По схеме двигатель первой ступени 4Д-75 анало-
гичен двигателю 4Д-10 ракеты Р-27, но отличается от
последнего размерностью, многими конструктивными
и компоновочными особенностями, а также повышен-
ными удельными характеристиками. В двигателе 4Д-
10 турбонасосный агрегат рулевого блока, стартеры
и ряд агрегатов не были помещены в бак горючего, в
двигателе 4Д-75 ракетчики и двигателисты совместно
«утопили» все, что только можно было, в т.ч. твердо-
топливные стартеры с заваренными в них пороховыми
шашками.
Размещение двигателя второй ступени 4Д-76 в
баке окислителя первой ступени стало определяю-
щим техническим решением, обеспечившим межкон-
тинентальную дальность стрельбы при существенных
ограничениях габаритов морской ракеты. Конечно,
для достижения межконти-
нентальной дальности очень
важны и другие решения: уве-
личение стартового веса, рост
удельных характеристик боль-
шинства составляющих ракеты,
внедрение новых технологий
и т.д. Но основным стало раз-
витие исаевско-макеевского
решения о размещении двига-
телей внутри бака ракеты, на
этот раз в окислителе. Реше-
ние обеспечило эффективное
применение второй ступени на
морской ракете. Двигатель 4Д-
76 - однокамерный, открытой
схемы, с турбонасосным агре-
гатом. Камера сгорания уста-
новлена на кардане, ее качание
обеспечивает управление по тангажу и рысканию.
При создании ракеты Р-29 впервые конструктивно
был исключен контакт ядерного боеприпаса (боевого
блока) с морской водой на всех этапах его пребывания
в составе ракеты и при пусках. Отличительной особен-
ностью конструкции корпуса боеголовки стало нали-
чие радиопоглощающего феррито-фторопластового
покрытия. Применение покрытия позволило создать
ложные цели приемлемых габаритов, а также необхо-
димые средства искажения радиолокационных харак-
теристик боевого блока, приборного отсека ракеты и
ложных целей в интересах маскировки на внеатмос-
ферном участке полета, а следовательно, и для повы-
шения эффективности противодействия системе ПРО,
прогнозируемой на начало 1970-х гг.
Отработка комплекса Д-9 была проведена по схеме,
сложившейся для комплекса Д-5. Летные испытания
включали в себя пуски бросковых макетов с погружа-
емого плавстенда, с плавстенда на пожаро- и взрыво-
безопасность двух принудительно разрушаемых ракет,
а также телеметрических ракет с наземного стенда, с
переоборудованной ПЛ проекта 701 и с головной ПЛ
проекта 667Б. Государственные испытания с головной
ПЛ были завершены в декабре 1972 г.
Ракета Р-29Д
После подписания в 1972 и 1974 гг. соглашений
по ограничению развертывания системы противо-
ракетной обороны, которыми сторонам разрешалось
иметь только по одному району ПРО, была проведена
модернизация ракеты Р-29. С ракеты (индекс Р-29Д)
были сняты средства противодействия (ложные цели,
двигатели увода), размещаемые в баке второй ступени,
334
Глава 5
Передний отсек:
Приборный отсек
Переднее днище-отсек для
размещения боевого блока
Бак горючего второй ступени
Двухступенчатый носитель:
Двухслойное межбаковое днище
Бак окислителя второй ступени
Плоскость разделения ступеней
Однослойное межступенчатое
днище-рама двигателя
Качающийся двигатель
второй ступени, открытая схема
Бак окислителя первой ступени
Цельносварной корпус носителя;
обечайки и днища вафельной
конструкции
Двухбпочный двигатель первой
ступени: центральный-замкнутый.
в баке горючего;
рулевой-открытый, двухкамерный,
камеры вне бака, ТНА в баке
Коническое днище,
рама двигателя
Переходник ______
(в полете не участвует)
Компоновочная схема ракеты Р-29Д
на приборном отсеке и боевом блоке (средства иска-
жения). Боевой блок не изменился.
В результате дальность стрельбы увеличилась на
12000 км, упростилась технология изготовления и
сборки ракеты. Постановление о модернизации вышло
в августе 1976 г. Совместные летные испытания про-
ведены в конце 1976 - начале 1977 гг. На вооружение
ракета принята в марте 1978 г.
Ракета Р-29ДУ
Постановлением правительства в июне 1983 г. за-
дана разработка боевого блока с увеличенными весом
и мощностью. После летной отработки (12 пусков) и
доработок, связанных с корректировкой математиче-
ского обеспечения вычислительных систем комплекса
ракета Р-29ДУ принята на вооружение. Постановле-
ние правительства вышло в июне 1986 г.
Пуск ракеты Р-29Д в ледовых условиях
Исследовательские и экспериментальные
работы по теме «Арктика»
Совокупность работ по теме «Арктика», в которых
изучалась возможность патрулирования стратегиче-
ских ПЛ в арктическом бассейне и пуска ракет в ле-
довых условиях, исследовала систему «среда - подво-
дная лодка - ракетный комплекс» как единое целое и
содержала четыре этапа.
На первом этапе проводились инициативные НИР,
направленные на обеспечение боевого применения
стратегических ракет в ледовых условиях. В этот период
изучались проблемы надводного старта ракет типа Р-29
в высоких широтах с ПЛ, всплывающей в полынью или
разводье, проблемы всплытия лодки в ледовых услови-
ях, намечались пути решения проблемы запуска ракет
через ледовую преграду без всплытия подводной лодки.
Результаты легли в основу принятого в октябре 1969 г.
решения Комиссии по военно-промышленным вопро-
сам о проведении более широких исследований.
На втором этапе изучались проблемы развертыва-
ния ПЛ в арктическом бассейне, оценивались характе-
ристики смежных компонентов системы оружия (на-
вигационно-гидрографическое обеспечение, боевое
управление, связь и т.д.), исследовались арктический
бассейн и физико-механические свойства льда. В ре-
зультате была подтверждена высокая боевая эффек-
тивность межконтинентальных морских ракет типа
Р-29 и высокая боевая устойчивость ПЛ проекта 667Б
при их действии в Арктике, представлены основные
335
История развития отечественного ракетостроения
технические решения задачи стрельбы ракетами в по-
лыньях и разводьях, предложены направления даль-
нейших поисково-исследовательских работ.
На третьем этапе, который также проводился по
решению Комиссии по военно-промышленным во-
просам, были исследованы вопросы преодоления
ракетой сплошного льда при различных доработках
ракетного оружия (защитные обтекатели, форсирую-
щие ступени, капсулы), изучалась возможность пре-
одоления льда средствами, размещаемыми на ПЛ. В
заключение подготовлен итоговый отчет, в котором
обобщались результаты предшествующих работ по
применению стратегического оружия из арктическо-
го бассейна, обосновывались различные варианты
стрельбы ракетами из подледного положения ПЛ,
вырабатывались и предъявлялись требования к нави-
гационному комплексу, системе освещения ледовой
обстановки и др.
Завершающий этап работ по теме «Арктика» вы-
полнялся в соответствии с решением Комиссии по
военно-промышленным вопросам, принятым в июле
1979 г. Исследовались возможности ПЛ по примене-
нию ракетного оружия при боевом патрулировании в
различных ледовых условиях. Проводились исследо-
вательские и экспериментальные работы по обеспече-
нию стрельбы из подледного положения ракетоносца
при преодолении сплошного и битого льда непосред-
ственно ракетой.
Итогом работ по теме «Арктика» стала успешная
залповая стрельба ракетами Р-29Д с ПЛ проекта 667Б
в ледовых условиях, осуществленная впервые в мире
3 июля 1981 г., которая с блеском завершила прове-
денные ранее исследования. Результаты работ были
внедрены в ракетные комплексы третьего поколения.
Итоги работ по морским ракетам
второго поколения
Работы по второму поколению морских, так же как и
сухопутных, стратегических ракет носили конкурентный,
дублирующий и срочный характер. Обуславливалось эго
двадцатикратным преимуществом Соединенных Штатов
в 1960 г. по количеству развернутых боеголовок, а также
разным геостратегическим положением США и СССР.
В этой связи главной задачей для Советского Союза стало
скорейшее достижение относительного равенства количе-
ства развернутых боезарядов и прежде всего на ракетах
с межконтинентальной досягаемостью. И такая задача
была решена - прежде всего системной реализацией
взаимоувязанных технических решений по основным со-
ставляющим морских стратегических сил в интересах ис-
комого результата. Свидетельством этого служат:
-	многократно увеличенный боекомплект ракет на
ПЛ при полной автоматизации его обслуживания и бо-
евого применения;
-	обеспечение предельного или удовлетворитель-
ного уровней: постоянной боеготовности, времени
предстартовой подготовки, скорострельности и непре-
рывного выпуска боекомплекта, а также всепогодно-
сти боевого применения;
-	повышение, а затем достижение межконтинентальной
дальности стрельбы при приемлемой точности попадания за
счет прогресса ракетных, атомных, электронных, судостро-
ительных и материаловедческих технологий с одновремен-
ными увеличением стартового веса ракет и оптимизацией
мощности боезарядов при облегчении боеголовок;
-	соотношение морских ракет и развернутых на
них боезарядов: в 1965 г. у США их больше в 4 раза, в
1970 г.-больше на 64 %.
Табл. 5
Сравнительные характеристики ракет второго поколения СССР и США
Ракета (комплекс)	«Поларис АЗ»	Р-27(Д-5)	«Посейдон СЗ»	Р-29 (Д-9)	Р-31 (Д-11)
Год принятия на вооружение	1964	1968	1971	1974	1980
Дальность стрельбы, км	4600	2500	4600	8200	4200
Стартовая масса, т	16,8	14,3	29,5	33,3	26,9
Диаметр, м	1,37	1.5	1,88	1.8	1,54
Длина, м	9,8	9,1	10,4	13.4	11,35
Масса боевого блока (забрасываемая масса), т	0,45	0,65	(1,35)	(1,1)	(1.0)
Условный технический уровень, км	123	114	211	271	156
Примечание: За условный технический уровень принято отношение масс отделяемых боевых блоков (забрасываемых масс) и стартовых
масс, умноженное на дальность стрельбы.
336
Глава 5
Ракеты второго поколения были развернуты на
ПЛ проектов 667А и 667АУ (34 ед.), проектов 667Б
и 667БД (22 ед.), а также на модернизированных ПЛ
проектов 601, 701,605, которые создавались для со-
вместных ЛИ.
Переход во втором поколении на 30-тонные мор-
ские ракеты использовался в нашей стране и за рубе-
жом в различных целях: у нас обеспечивалась межкон-
тинентальная дальность стрельбы (боевое оснащение
ракеты - моноблочное); в США увеличивалось число
боезарядов на одной ракете, устанавливались разде-
ляющиеся ГЧ индивидуального наведения (РГЧ ИН -
MIRV) при средней дальности стрельбы («Посейдон
СЗ», 1972 г.). Это стало для США новым направле-
нием достижения преимущества в гонке вооружений.
В СССР к началу 1970-х гг. создавались предпосылки
для реализации РГЧ (внедрялись бортовые цифровые
вычислительные машины, создавались малогабарит-
ные боезаряды и боевые блоки). Реализация РГЧ ИН
требовала повышенных энергетических возможностей
ракет, увеличивала их габариты, ступенчатость, старто-
вый и эксплуатационный веса.
Достижение в СССР межконтинентальной даль-
ности стрельбы было серьезным опережением ха-
рактеристик морских ракет США. Но главное - были
компенсированы особенности военно-географиче-
ского положения нашей страны при отсутствии баз
передового базирования подводных лодок (в США -
Шотландия, Испания, остров Гуам). В СССР появилась
возможность организовать боевое патрулирование
в окраинных морях, защищаемых силами ВМФ, а так-
же организовать боевое дежурство в местах базирова-
ния или подо льдами Арктики.
Что касается особенностей работ по второму по-
колению, то, кроме изложенного, следует отметить
наличие конкурентных и дополнительных работ,
в т.ч. по твердотопливным ракетам средней дальности
(РТ-15М главного конструктора В.П.Макеева; Р-31 глав-
ного конструктора ПАТюрина). Опытно-конструктор-
ская разработка твердотопливной ракеты Р-31 (1971—
1980 гг.) затянулась, и по времени окончания может
быть отнесена к третьему поколению морских ракет,
в сравнении с которыми были достигнуты неудовлетво-
рительные результаты как по дальности стрельбы (Р-29
на вооружении с 1974 г.), так и по наличию разделяю-
щейся ГЧ при межконтинентальной дальности стрель-
бы (Р-29Р на вооружении с 1977 г.). Ракета Р-31 была
принята в опытную эксплуатацию на одной ПЛ проекта
667АМ (12 ракет), завершившуюся в 1989 г.
Еще одним существенным результатом работ по
второму поколению морских ракет и ракетных ком-
плексов стало формирование отечественной школы
морского ракетостроения, возглавляемой Виктором
Петровичем Макеевым, Конструкторским бюро ма-
шиностроения (г. Миасс, ныне - Государственный
ракетный центр). Для макеевской школы морского
ракетостроения слова «первый», «впервые», «един-
ственный» стали привычным результатом работы:
-	первый боевой блок с совмещением функций
корпусов ядерного боезаряда и летательного аппарата
в единой конструкции (Р-13);
-	первая боевая жидкостная ракета с подводным
стартом (Р-21);
-	первый старт ракеты на маршевом двигателе из
«глухой» шахты без газоотводов (Р-21);
-	первая малогабаритная ракета с «утопленным» в
горючем двигателем и с обечайками «вафельной» кон-
струкции, работающими на внешнее давление (Р-27);
-	первая ракета с заводской заправкой компонен-
тами топлива и с ампулизацией заправленных баков
сваркой (Р-27);
-	первая морская ракета с кассетной (трехблочной)
головной частью (Р-27У);
-	первая морская двухступенчатая ракета с цель-
носварным корпусом и «утопленными» как в горю-
чем, так и в окислителе двигателями (Р-29);
-	первая морская ракета со средствами противо-
действия противоракетной обороне (Р-29);
-	первая морская всепогодная ракета (Р-29);
-	первая ракета с подводным и надводным старта-
ми (Р-29);
-	первая ракета, стартующая из высоких широт Ар-
ктики (Р-29);
-	первая морская межконтинентальная ракета (Р-29);
-	первая боевая ракета с астрокоррекцией траекто-
рии полета (Р-29);
-	единственная в мире баллистическая ракета с са-
монаведением на корабли (Р-27К).
В.ЕКаргин (1932-2004 гг.). Ге-
рой Социалистического Труда.
С 1956 г. работал в СКБ-385: с
1966 г. - заместитель главного
конструктора, в 1978-1997 гг. -
первый заместитель генерально-
го конструктора. Лауреат Ленин-
ской премии.
Ю.П.Григорьев (род. в 1929 г.).
Академик РАЕН и РАКЦ. Д.т.н.
С1954 г. работал в СКБ-385: на-
чальник отдела пусковых систем,
с 1971 г. - заместитель главного
конструктора по проектирова-
нию. Лауреат Государственной
премии СССР. Заслуженный изо-
бретатель РСФСР.
337
История развития отечественного ракетостроения
Ю.Г.Ренжин (1931-2007). В1955-
1974 гг. работал в СКВ-385.
С 1974 г. - в ЦНИИ машино-
строения. Кт.н. Лауреат Государ-
ственной премии
НИВеличко (род. в 1934 г.). Акаде-
мик РАРАН, РАКЦ. Дт.н. С 1957 г.
работал в НИИ-592 (НПО автома-
тики), г. Свердловск генеральный
директор (1982-1985 тт.). В 1985-
1998 гг. - генеральный конструктор
и начальник КБ машиностроения (с
1993г,- Государственный ракетный
центр). Лауреат Ленинской и Госу-
дарственной премий СССР.
Ю.А.Коробейников(род. в 1930г.).
С1954 г.-в СКБ-385: с 1963 г-
ведущий конструктор комплекса
Д-9, заместитель главного кон-
структора по координации и эко-
номике (1973—1986 гг.). Лауреат
Государственной премии СССР.
ГБ.Мочалов (род. в 1930 г.).
Кт.н. С 1955 по 1999 г. работал
в СКБ-385: сотрудник головного
проектного отдела, начальник
отдела (1967—1992 гг). Лауреат
Гкударственной премии СССР.
Ю.В.Протопопов (1929—1993 гг.).
С 1952г. работал в ОКБ-1. С1954
по 1990г.-в СКБ-385: с 1964г-
начальник отдела летных испыта-
ний, с 1966 г. - начальник отдела
разработки систем обслуживания
ракет, с 1977 г. - главный кон-
структор учебно-тренировочных
средств. Лауреат Государствен-
ной премии СССР.
В.ТЛизин(род. в 1931 г.). С1956
по 1992 г.- в СКБ-385: началь-
ник отдела нагрузок и прочности
(1973 г.). Д.т.н., профессор. Ла-
уреат Государственной премии
СССР.
Б.М.Фомин (1927-1991 гг.).
С1950 по 1991 г. работал в кон-
структорском отделе СКБ-385, с
1976 по 1987 г. - начальник от-
дела. Лауреат Государственной
премии СССР.
ЛНРолин (род. в 1931 г).
С 1955 г. работает в СКБ-385; с
1962 г. - заместитель главного
(генерального) конструктора по
серийному производству и экс-
плуатации. Лауреат Государствен-
ной премии СССР.
ВАБарабошкин (1929—2002 гг.).
С 1953 г. работал в НИИ-642.
С1954 г.-в СКБ-385, с 1974 г. -
главный специалист в 10 ГУ Ми-
нобщемаша.
Н.В.Бардов (род. в 1930 г).
С1949 г.-в СКБ-385: начальник
цеха (1956 г.),заместитель ди-
ректора завода (1966 г.), первый
заместитель начальника КВ ма-
шиностроения (1973—1990 гг).
Лауреат премии Совета Мини-
стров СССР. Заслуженный маши-
ностроитель РСФСР.
338
Глава 5
В.С.Барышников (1930-2004 гг.).
С 1956 по 1983 г. работал в СКБ-
385: в головном проектном отделе;
с1971 г. - начальник отдела экспе-
риментальной отработки пневмо-
гидросистем ракет.
АЛ.Гребнев (1933-2002 тт.).
С 1957 г. - в СКБ-385. ведущий
конструктор (1969 г), главный кон-
структор комплекса (1974 г.). Лауре-
ат Ленинской премии.
В.Г.Крылов (1933-2002 гг.).
В СКБ-385 работал с 1953 по
1993 г.: прошел путь от мастера
до начальника отдела сварки
(1971 г). К.Т.Н., с.н.с. Лауреат
премии Совета Министров СССР.
Ф.Г.Курбанов (1932-2004 гг.).
С1956 по 1998 г. работал в СКБ-
385: с 1966 г. - начальник отдела
внешних испытаний. Лауреат Го-
сударственной премии СССР.
Р.Р.Кутдусов (род. в 1935 г.).
С 1958 г.- в СКБ-385, в голов-
ном конструкторском отделе.
С 1976 г. занимается автомати-
зацией задач управления каче-
ством, совершенствованием про-
цесса НИОКР. Лауреат премии
Миноборонпрома РФ. Лучший
конструктор Министерства.
ЗАРенжина (род. в 1931 г.).
С 1955 по 1974 г.-в СКБ-385:
в конструкторском отделе,
с 1957г- начальник группы.
Ю.Н.Редькин (род. в 1932 г.). С
1956 г. работал на Златоустов-
ском машзаводе. С 1961 по
1981 г. - в СКБ-385: начальник
технологического отдела, заме-
ститель главного конструктора
по технологии (1974 г.). В1981 г.
переведен в аппарат Минобще-
маша. Лауреат Государственной
премии СССР.
ГАХоменя (род. в 1926 г.).
С1951 г.-в СКБ-385;с 1960по
1978 г- начальник телеметриче-
ского отдела.
339
История развития отечественного ракетостроения
Выше перечислены главные «морские» приори-
теты. В действительности у школы морского ракето-
строения приоритетов множество. Они есть и в об-
ласти ракетных конструкций и компоновочных схем,
в подводном старте и гидродинамике, в эксплуатации
морских ракет и технологиях ракетного производ-
ства, в аэродинамике и динамике полета, в точности
стрельбы и в материаловедении, в эксперименталь-
ной наземной и летной отработке, в подготовке по-
летных заданий и в обеспечении боевого планирова-
ния, в управлении разработкой сложных технических
систем и в других областях науки и техники. В наи-
большей степени и с максимальным эффектом при-
оритеты и достижения макеевской школы морского
ракетостроения реализованы в морских ракетах и
ракетных комплексах третьего поколения.
За разработку морских ракет второго поколения
присужден Ленинская премия присуждена в 1974 г.
В.Е.Каргину; Государственная премия СССР присуж-
дена в 1968 г. В.П.Макееву, Ю.П.Григорьеву, Ю.Г. Рен-
жину, в 1974 г. - И.И.Величко, ЮЛКоробейникову,
Г.Б.Мочалову, Ю.В.Протопопову, Б.М.Фомину, в 1983 г.
(по теме «Арктика») - В.Т.Лизину, Л.Н.Ролину. По-
четное звание Героя Социалистического Труда полу-
чили В.П.Макеев (1974 г.) и В.Л.Клейман (1975 г.).
Орденами Ленина награждены ВАБарабошкин
(1969 г.), Н.В.Бардов (1969 г.), В.С.Барышников
(1971 г.), Ш.И.Боксар (1969 г.), И.И.Величко (1969 г.),
АЛГребнев (1975 г.), В.Л.Клейман (1969 г.), Л.М.Косой
(1969 г.), В.Г.Крылов (1969 г.), Ф.Г.Курбанов (1975 г.),
Р.Р.Кутдусов (1975 г.), В.Т.Лизин (1975 г.), Г.Б.Мочалов
(1969 г.), Ю.Н.Редькин (1975 г.), ЗАРенжина (1971 г.),
Л.Н.Ролин (1975 г.), ГАХоменя (1975 г.).
Ъ.Ъ.Нлсов
РАЗВИТИЕ МОРСКОГО РАКЕТОСТРОЕНИЯ
В ЗЛАТОУСТЕ. ДВИГАТЕЛЬНОЕ ПРОИЗВОДСТВО.
ЗАВОДСКАЯ ЗАПРАВКА И АМПУЛИЗАЦИЯ.
ПЕРЕХОД КО ВТОРОМУ ПОКОЛЕНИЮ
МОРСКИХ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ
В 1958 г. началась разработка комплекса Д-4 (ра-
кета Р-21) с подводным стартом ракеты. В1959 г. по-
становлением правительства все работы по комплексу
переданы СКБ-385. Специфика подводного старта из
затопленной шахты ПЛ потребовала обеспечения пол-
ной герметичности отсеков ракеты, электроразъемов,
кабелей, пневмогидравлической арматуры. Цельнос-
варная конструкция ракеты с несущими баками при-
вела к коренной реконструкции корпусного произ-
водства, организации мощного сварочного участка
аргонодуговой сварки, участков пневмо- и гидроиспы-
таний. В двигательном производстве, которое к этому
времени полностью перешло в цех № 2 завода 66,
отрабатывается четырехкамерный двигатель С5.3 с
турбонасосным агрегатом. Качающиеся камеры двига-
теля одновременно являются управляющими органами
ракеты. По предложению завода капризные в изготов-
лении шарнирные узлы подвода компонентов в каме-
ру сгорания заменены на металлорукава собственной
разработки и производства, обнижена высота каналов
охлаждающего тракта камеры сгорания для исключе-
ния прогорания стенки. Так появился двигатель С5.3М.
К конструктивным особенностям двигателя, предъ-
явившим специфические требования к производству,
можно отнести также подводный запуск и широкий
диапазон регулирования тяги, т.к. старт осуществлялся
запуском маршевого двигателя.
Следующий этап в развитии двигателестроения -
освоение первого в мире «утопленника», ракетного
двигателя 4Д-10, размещенного в баке с горючим.
Двигатель, в котором все соединения неразъемные,
паяные и сварные. А сам он вварен герметично в дни-
ще. На заводе осваивается и внедряется целый ком-
плекс установок для автоматической сварки продоль-
ных и кольцевых швов узлов и агрегатов двигателя
и сварки трубопроводов. И 100 %-ный рентгенкон-
троль! На базе цеха № 2 формируется двигательное
производство в составе нескольких цехов: турбона-
сосных агрегатов, камер сгорания, рулевых машин и
гидро-, пневмоарматуры, общей сборки и трубопро-
водов.
Не меньше проблем при освоении новой ракеты
возникло и у «корпусников». Корпусное производ-
ство переезжает в Миасс. Осваивается производство
корпусов из высокопрочного алюминиево-магние-
вого сплава с «вафельным» фоном. Долгое время
обечайки и днища такой конструкции изготавливались
методом химического фрезерования. Значительно
позднее, в начале 1970-х гг., красноярский изобрета-
тель П.И.Никитин предложил конструкцию гидрокопи-
ровального станка, позволяющего фрезеровать вафли
механическим способом. С переходом на корпуса из
алюминиевых сплавов возникает проблема неразъ-
емных соединений с трубопроводами из нержавеющих
сталей двигателей. ВИЛС создает биметалл, техноло-
гами КБ и завода осваивается многопереходная штам-
повка заготовок для биметаллических переходников.
Вопрос решен. Сталь сваривается со сталью, алюми-
ний с алюминием. Следует отметить, что аналогичным
путем проходила отработка множества новых техноло-
гий разработки ГРЦ и отраслевых институтов в сотруд-
ничестве с технологами завода. Потом эти технологии
передавались на другие предприятия кооперации, чаще
всего в более совершенном виде. К таким технологиям
можно отнести и заводскую заправку ракет топливом с
ампулизацией баков.
340
Глава 5
В начале 1960-х гг. встал вопрос о заводской за-
правке изделий с увеличением общего срока хране-
ния и эксплуатации ракет в заправленном виде. Уже
в 1964 г. началось строительство химзавода на пром-
площадке между Златоустом и Миассом. Со станции
Уржумка Златоустовского отделения железной дороги
проложена железнодорожная ветка. Строительство
ведется под эгидой КБ, в изготовлении, монтаже обо-
рудования и пусконаладочных работах принимают уча-
стие цеха и специалисты завода. В короткие сроки был
создан уникальный заправочно-ампулизационный
комплекс. 13 декабря 1966 г. было ампулизировано
первое изделие 4К10. С вводом в эксплуатацию хим-
завод передается в состав завода как объект № 4.
От изделия к изделию растут характеристики, ус-
ложняется конструкция, создаются новые технологии,
растет трудоемкость. Опытно-экспериментальные
работы отнимают все больше сил и возможностей у
завода. Параллельно с началом строительства новых
корпусов и развитием производства в Златоусте идет
поиск нового серийного завода. В 1964 г. выбор пал
на Красмашзавод, имевший к тому времени солидный
опыт изготовления сухопутных жидкостных ракет. Он
был определен головным предприятием по серийному
производству двухступенчатых ракет Р-29 и всех по-
следующих жидкостных ракет разработки ГРЦ. Там же
развивается производство двигателей первой и второй
ступеней ракеты. Двигательное производство в Злато-
усте сосредотачивается на отработке нового направ-
ления - двигателей для ступени развоза блоков. Для
серийного производства завод изготавливает передние
отсеки. По-прежнему на Златоустовском заводе про-
водится опытно-экспериментальная отработка ракет.
Во многом это было обусловлено территориальной
близостью КБ и завода и единоначалием: главный
конструктор В.П.Макеев был одновременно начальни-
ком предприятия, а директор завода - заместителем
начальника.
На директоров заводу везло. Достаточно назвать
будущего заместителя министра МОМ В.Н. Коно-
валова, возглавлявшего завод с 1961 по 1974 г.,
и В.Х.Догужиева, бывшего директором с 1976 по
1983 г, сделавших немало для развития коопера-
ции и завода. Именно при В.Н.Коновалове началось
строительство новых корпусов и определился со-
временный облик завода. «Корпусники» вновь ос-
ваивают площадку первого объекта. Организованы
инструментальный корпус, механосборочный кор-
пус № 3, где разместились крупная механика, ис-
пытания, сварка, сборка корпусов из алюминиевых
сплавов, цех гальванических и лакокрасочных по-
крытий, а также корпус пневмоиспытаний. Для про-
изводства узлов из высокопрочных и жаропрочных
сталей, крупногабаритных стальных корпусов по-
строен корпус 97. Рядом с ним - корпус ЗБ с двумя
уникальными прессами: усилием 4000 т с выкатным
пятиметровым столом для штамповки сферических
и эллиптических днищ, и усилием 1800 т специаль-
но для штамповки в условиях сверхпластичности.
«Небольшим» пристроем к корпусу ЗБ высится де-
вятиэтажное здание заводоуправления. А на втором
объекте - корпус гидролаборатории, пристрой к кор-
пусу 4, куда переезжает сборка двигателей. Построен
и введен в эксплуатацию корпус точного литья по
выплавляемым моделям с обычными и вакуумны-
ми печами. В завершение, между объектами, - кор-
пус 98, в который переезжает производство ГЧ и
создается участок обработки корпусных деталей из
магниево-литиевого сплава ИМВ-2.
ВН.Салимнмк,
ОСВОЕНИЕ ПРОИЗВОДСТВА БРПЛ Р-27
(РСМ-25) И Р-29 (РСМ-40) НА КРАСНОЯРСКОМ
МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОМ ЗАВОДЕ
Важным событием, которое на многие годы опре-
делило судьбу Красноярского машиностроительного
завода, явилось решение (1965 г.) о начале серийного
производства БРПЛ Р-27 (РСМ-25) разработки КБ под
руководством В.П.Макеева. С апреля 1970 г. по август
1973 г. были проведены работы по модернизации этого
комплекса. На модернизированной ракете Р-27У ис-
пользовались две ГЧ: моноблочная с обычным боевым
блоком и разделяющаяся (кассетного типа) на три бое-
вых блока малого класса мощности. Для ракеты Р-27У
ограниченно модернизировались маршевый двигатель
и бортовая система управления. Дальность стрельбы
моноблока увеличилась на 20 %, а точность - на 15 %.
Основные этапы отработки конструкции ракеты Р-27
проходили на Златоустовском машиностроительном за-
воде. В Красноярске для изготовления ракет Р-27 были
использованы уже освоенные на Златоустовском маш-
заводе новые технологии: изготовление алюминиевых
корпусов и вафельных конструкций обечаек и днищ;
биметаллических соединений стальных и алюминиевых
деталей; двухслойных днищ; реализации слепой стыков-
ки пневмо- и электроразъемов; заводской заправки и
ампулизации ракет. Комплекс ампулизации ракет Р-27
был создан на стендовой базе Красмаша - Химзаводе в
1969 г. Первая ракета была заправлена и сдана Заказчи-
ку в сентябре 1969 г. Ракета изготавливалась до 1974 г.
Всего на Красмаше была изготовлена 221 ракета Р-27.
Конструктивные особенности ракеты Р-27 потре-
бовали от завода разработки большого количества
принципиально новых технологических процессов и
оснащения их специальным оборудованием, что по-
ставило вопрос о коренной реконструкции завода.
341
История развития отечественного ракетостроения
Одной из особенностей этих ракет было то, что си-
ловые оболочки корпуса имели вафельную конструк-
цию (вафельное оребрение). Первоначально было
предусмотрено выполнение вафель химическим
фрезерованием, освоенном на Златоустовском маш-
заводе. Процесс химического фрезерования обладал
недостатками как по времени изготовления, так и
по точности выполнения вафель. Заводской изо-
бретатель П.И.Никитин предложил не только схему
получения вафель механической обработкой, но и
конструкцию копировальных фрезерных станков со
следящими гидрокопировальными устройствами.
Схема фрезерования и конструкция станков были за-
щищены авторскими свидетельствами.
На заводе спроектировали и изготовили специ-
альные гидрокопировальные станки, позволяющие
выполнять вафли на цилиндрических, конических и
сферических обечайках. Механическое фрезерова-
ние вафель было внедрено с 1975 г. на ракетах Р-29
и позволило улучшить точность обработки оболочек,
а также достичь высокого массового совершенства и
повысить экономичность процесса их изготовления.
На базе изобретения П.И.Никитина в НИИ техно-
логии машиностроения Министерства общего маши-
ностроения была создана гамма уникальных фрезер-
ных станков с числовым программным управлением.
В процессе эксплуатации станков проводились ме-
роприятия по повышению их надежности и была
разработана система автоматической подстройки
342
Глава 5
на толщину полотна. Была также создана машина для
проведения автоматизированного контроля размеров
готовых обечаек.
Постановка на производство морских баллистиче-
ских ракет потребовала создания нового сварочного
оборудования и освоения автоматической аргоно-
дуговой сварки, сварки трехфазной и однофазной
дугой, 100 %-ного рентгеновского контроля сварных
швов корпусов ракеты. Потребовалось внедрение
100 %-ного контроля качества заготовок шпангоутов,
плит и листов для корпусов ракет и других ответствен-
ных деталей, биметаллических заготовок ультразвуко-
вым методом на наличие внутренних дефектов.
Особое место в обеспечении качества и надежности
ампулизированных ракет морского базирования за-
нимает контроль герметичности. Основным методом
контроля герметичности был принят метод вакуумиро-
вания с применением в качестве пробного газа гелия
или аргона. Для качественного контроля герметичности
и длительной эксплуатации заправленных и
ампулизированных ракет решающее значе-
ние имеют очистка и сушка контролируемых
полостей и поверхностей. Оборудование для
мойки и вакуумной сушки было разработа-
но, изготовлено и внедрено в производство.
Особенностью «утопленного» двигателя
ракеты Р-27 было то, что доступ к нему в
процессе эксплуатации полностью исклю-
чался. Поэтому требовались абсолютная
надежность двигателя и абсолютная гер-
метичность его по внешнему контуру. Это
достигалось качеством отработки конструк-
ции и технологии изготовления двигателя
и полностью сварной конструкции двига-
теля по внешнему контуру. Для получения
прочных и герметичных сварочных швов
максимально использовалась автоматиче-
ская аргонодуговая сварка, для чего были созданы раз-
личные сварочные головки, позволяющие выполнять
в автоматическом режиме большинство сварных швов,
в т.ч. сварку неповоротных стыков трубопроводов в
стесненных условиях.
Сегодня уже трудно установить достоверно при-
чины и обстоятельства, заставившие В.П.Макеева об-
ратить свои взгляды на восток, в сторону Краснояр-
ского машиностроительного завода, но это событие
стало определяющим и в судьбе КБМ, для которого
«Красмаш» на многие годы стал головным заводом
по отработке и постановке на серийное производство
все более совершенных БРПЛ, чьи производственные
и технологические особенности во многом определя-
ли темпы отработки, сдачи на вооружение и серийного
производства самых современных комплексов ракет-
ного оружия морского базирования.
Новые подходы к герметичности, ремонтопригод-
ности БРПЛ, условиям эксплуатации диктовали необ-
343
История развития отечественного ракетостроения
Краткие технические
характеристики
ракеты Р-27
Стартовая масса -14,2 т
Максимальная забрасываемая
масса-0,65 т
Максимальная дальность
стрельбы-3000 км
Головная часть -
моноблочная, кассетная
Условия стрельбы:
-	волнение моря, баллы -до 5;
-	скорость хода лодки, узлы
- 4 (на глубине 40-50 м)
Система управления
-инерциальная
Количество ступеней -1
Длина ракеты-9 м
Диаметр ракеты -1,5 м
Ракета Р-27 (РСМ-25)	Топливо - жидкое
ходимость новых подходов к обеспечению качества и
надежности ракет. Именно в эти годы на заводе на-
чала развиваться система стандартов предприятия по
управлению уровнем качества и надежности. Сегодня
она получила сертификат соответствия международ-
ным стандартам качества.
Постоянно увеличивающиеся объемы производ-
ства и номенклатура выпускаемой продукции требо-
вали постоянного совершенствования приемов и ме-
тодов управления. Не считая продукции гражданского
назначения, на предприятии одновременно произво-
дилось до четырех типов ракет и до шести-семи типов
жидкостных ракетных двигателей. Со временем уси-
лия по совершенствованию управления предприятием
выросли в стройную систему стандартов предприятия,
охватывающую все аспекты управ-
ления и позволяющую эффективно
использовать все организацион-
но-технические, экономические и
социально-психологические фак-
торы. Эта система обладает доста-
точной степенью универсальности
и адаптивности, что подтверждается
успешной деятельностью выходцев
предприятия в других сферах дея-
тельности.
В эти же годы получила заверше-
ние система подготовки высококва-
лифицированных кадров для пред-
приятия. Она стала включать систему
профессиональной подготовки ра-
бочих (включая ГПТУ и техникум) и
ИТР (техникум и завод-втуз).
Производственную деятельность под руководством
В.П.Макеева можно было бы охарактеризовать как
«второе дыхание». История техники знает не много
имен, ставших легендой. К таким именам можно сме-
ло, не боясь натяжки, отнести Виктора Петровича Ма-
кеева. Его уникальные качества инженера, ученого и
организатора сделали его родоначальником и осново-
положником отечественной ракетной техники подво-
дного флота, позволили в короткий исторический срок
осуществить ее стремительный, качественный взлет.
Красноярцы по достоинству оценили новизну и ори-
гинальность конструктивных решений, масштабность и
глубину решаемых проблем, новые организационные
подходы на всех стадиях проектирования, отработки и
постановки на производство комплексов РО, разрабо-
танных под руководством В.П.Макеева.
Решение многих проблем, возникающих в про-
изводстве при отработке, серийном производстве
БРПЛ стало возможным только благодаря тесно-
му взаимодействию и полному взаимопониманию
между заводом и предприятиями-разработчиками,
благодаря атмосфере увлеченности и деловито-
сти, царившей в КБМ, четкой и грамотной работе
ведущих конструкторов и постоянных представите-
лей КБМ на заводе, стратегии КБМ на опережение
разработки, внедрения и совершенствования техно-
логий - этого детища В.П.Макеева, позволившего
(с помощью технологических отделов КБМ) не ока-
зываться в слепой зависимости от отраслевых ин-
ститутов.
Отработка комплекса Д-9 с ракетой Р-29 была
проведена по схеме, сложившейся для комплекса Д-5
с ракетой Р-27. Летные испытания включали в себя
пуски с погружаемого плавстенда, эксперименталь-
ной ПЛ, с плавстенда на пожаровзрывобезопасность,
с наземного стенда, с переоборудованной ПЛ про-
екта 701 и с головной ПЛ проекта 667Б. Последние
Подготовка ракеты Р-27 (РСМ-25) к транспортировке
344
Глава 5
были завершены в декабре 1972 г.
На вооружение комплекс был при-
нят в марте 1974 г. За его разработ-
ку присуждены Ленинская премия и
две Государственные премии СССР
(1974 г.).
Новая ракета Р-29 (РСМ-40)
предназначалась для стрельбы на
межконтинентальную дальность.
После подписания в 1972 и 1974 гг.
международных соглашений по
ограничению развертывания систе-
мы ПРО с ракеты Р-29 были сняты
средства противодействия (ложные
цели) и двигатели увода, размещен-
ные на баке второй ступени, на при-
борном отсеке и в боевом блоке.
В результате ракета получила обо-
значение Р-29Д, дальность стрель-
бы которой увеличилась на 1200 км.
Постановление о модернизации вы-
шло в августе 1976 г. Совместные
летные испытания (четыре пуска)
проведены в конце 1976 г. - нача-
ле 1977 г. На вооружение комплекс
Д-9Д был принят в марте 1978 г.
Ракета р-29 Постановлением правительства в
(РСМ-40) июне 1983 г. была задана разра-
ботка боевого блока с увеличенной
массой и мощностью. После летных испытаний (две-
надцать пусков) и доработок комплекс Д-9ДУ с раке-
той Р-29ДУ был принят на вооружение в июне 1986 г.
К освоению Р-29 (РСМ-40) завод приступил
в 1966 г. Многое, в т.ч. новые двигатели первой и вто-
рой ступеней, утопленные в баки ракеты (разработки
КБ АМИсаева), пришлось изготавливать и осваивать
впервые. Перечень вновь освоенных при этом техно-
логий мог бы составить десятки позиций. Вот только
некоторые из них:
-	сборка, сварка конструкций на универсальных
поворотных стапелях;
-	пространственная гибка трубопроводов;
-	автоматическая сварка трубопроводов в условиях
монтажа и внутренних полостей изделия;
-	сборка, испытание приборных отсеков, агрегатов
и узлов в помещениях с высокой степенью чистоты;
-	изготовление корпусных деталей на обрабатыва-
ющих центрах с ЧПУ;
-	изготовление оболочек и деталей из стекло-угле-
пластиков;
-	изготовление сильфонов диаметром до 400 мм;
-	изготовление шлангов высокого (до 230 кгс/см2)
давления;
-	плазменное напыление металлическими и неме-
таллическими материалами;
-	гидравлические проливные испытания;
-	механические, прочностные (статические) испы-
тания крупногабаритных конструкций;
-	электроэрозионная обработка;
-	раскрой заготовок лазерным и плазменным ме-
тодами;
-	нанесение металлических и неметаллических по-
крытий;
-	высокоэффективные методы подготовки поверх-
ностей узлов и агрегатов, изделий к пневмовакуумным
испытаниям;
-	герметичное коррозионностойкое литье по вы-
плавляемым моделям;
Погрузка ракеты Р-29 (РСМ-40) в шахту подводной лодки
Краткие технические характеристики ракеты Р-29
Стартовая масса - 33,3 т
Максимальная забрасываемая масса -1100 кг
Максимальная дальность стрельбы - межконтинентальная
Головная часть - моноблочная
Условия стрельбы - всепогодность, из подводного положения
Система управления - астроинерциальная
Количество ступеней - 2
Длина ракеты -13 м
Диаметр ракеты -1,8 м
Топливо-жидкое
345
История развития отечественного ракетостроения
-	изотермическая штамповка с использованием
эффекта сверхпластичности;
-	штамповка заготовок с заданным направлением
волокна;
-	раскатка профильных днищ;
-	термообработка деталей из титановых сплавов и
нержавеющих сплавов;
-	пайка стеклоразъемов;
-	электрополирование и химполирование нержа-
веющих сталей;
-	технология сварки трением биметаллических
переходников;
-	изготовление биметаллических переходников из
листовых заготовок;
-	изготовление конических бесшовных обечаек ме-
тодом ротационного выдавливания;
-	изготовление тройников и крутоизогнутых уголь-
ников из трубных заготовок;
-	динамическая балансировка деталей и др.
Особо следует отметить лучшую и наиболее надеж-
ную технологию производства камеры сгорания ЖРД,
невоспроизводимую ни на одном из известных пред-
приятий.
Помощь КБМ и КБХМ в освоении «Красмашем»
этих технологий, решении проблем обучения и адап-
тации красмашевцев трудно переоценить. Работники
этих и других предприятий-разработчиков бескорыст-
но делились своими знаниями и опытом. Большую
роль в этом сыграло привлечение работников пред-
приятия к работам на полигоне, судостроительных за-
водах и эксплуатирующих организациях.
Активная позиция представителей завода в работе
Совета главных конструкторов, межведомственных
комиссий во многом способствовала устранению не-
доделок, неисправностей и дефектов, выявленных в
процессе отработки, производства и эксплуатации.
Заводские специалисты стремились упредить возник-
новение проблем еще на стадии запуска КД в произ-
водство, и им многое удавалось. БРПЛ РСМ-40 была
освоена и сдана на вооружение ВМФ. Первая серий-
ная партия изделий была изготовлена в 1972 г. Ракеты
Р-29(Д, ДУ) изготавливались до 1992 г. Всего было из-
готовлено 958 ракет.
Вот некоторые цифры, хотя бы отчасти отражающие
напряженность труда красмашевцев на этом этапе: объ-
ем промышленной продукции с 1966 по 1970 г. возрос в
2,8 раза, производительность труда возросла в 2,4 раза,
было обеспечено опережение производительности тру-
да относительно роста заработной платы. Средняя за-
работная плата за это время возросла на 29 %. В1971 г.
завод был награжден третьей правительственной на-
градой - орденом Октябрьской Революции. Орденами
и медалями награждено около 200 работников пред-
приятия. Звание Героя Социалистического Труда было
присвоено слесарю-сборщику И.М.Чупрову.
'БЛ.Лопоти, Ю.П.Сешгма&,
ЛДТЪорафещ ^.А.Сакхио^,
Ъ.ОЧгрпиис, £.'ВМаЬаро£
ОАО «РКК «Энергия»
АЛ.Кмшлцн, ТЯЛхмето£,
СЛМюмТшн, СММкашиса
ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ «СПУТНИК», «ВОСТОК»,
«ВОСТОК-2», «ВОСХОД», «ВОСТОК-2М»,
«МОЛНИЯ», «МОЛНИЯ-М», «ВОСХОД-ЗКВ»,
«ПОЛЕТ», «СОЮЗ»
Ракета-носитель 8К72 «Восток»
На базе ракеты Р-7 было создано целое семейство
ракет-носителей для запуска автоматических космиче-
ских аппаратов и пилотируемых кораблей. Модифика-
ции 8К71ПС и 8А91 назывались PH «Спутник» и ис-
пользовались для запуска первых трех искусственных
спутников Земли. Наименование «Восток» носили три
модификации PH семейства Р-7 (Р-7А): 8К72, 8А92,
8А92М. Рассмотрим их подробнее.
Во исполнение Постановления ЦК КПСС и
СМ СССР № 569-264 «О создании объектов «Вос-
ток» для осуществления полета человека в космос...»
была разработана трехступенчатая ракета-носитель
8К72. Ее создали в ОКБ-
1 в 1959-1960 гг. на базе
двухступенчатой межкон-
тинентальной баллисти-
ческой ракеты Р-7 (8К71)
с добавлением третьей
ступени (блока «Е»),
PH «Восток» по-
вторяла конструктивно-
компоновочную схему
предыдущих вариантов
Р-7. Блоки первых двух
ступеней соединялись па-
раллельно, в «пакет», со-
стоящий из четырех оди-
наковых боковых блоков
(«Б», «В», «Г» и «Д»)
первой ступени, которые
окружали центральной
блок «А» второй ступени.
При старте двигательные
установки всех блоков
включались одновремен-
но. Боковые блоки сбра-
Ракета-носигель «Спутник»
346
Глава 5
Ракета-носитель «Восток»
1 - космический аппарат
2 - головной обтекатель
3 - отсек системы управления
и системы измерения
4,9,12 - баки окислителя
5,11,14-баки горючего
6,19,22 - маршевые двигатели
7 - ферма переходная
8 - приборный отсек
10,13-межбаковые отсеки
15,18-баки перекиси водорода
16,17-баки азота
20 - воздушный руль
21 - рулевые агрегаты
сывались после 118-120 с полета, а центральный блок
второй ступени продолжал работать еще в течение
180-190 с. Третья ступень (блок «Е») устанавливалась
на вторую последовательно, и ее ДУ включалась в кон-
це работы второй ступени.
В состав бокового блока входили:
-	верхний опорный и переходной конусы;
-	конические баки окислителя и горючего;
-	межбаковый отсек;
-	отсек вспомогательных компонентов;
-	силовое кольцо и цилиндрический хвостовой отсек.
Опорный конус со сферическим оголовком в вер-
шине служил для стыковки бокового и центрального
блоков. Оголовки упирались в кронштейны силового
пояса центрального блока, передавая ему усилия, соз-
даваемые тягой ДУ боковых блоков. Топливные баки
всех блоков являлись несущими, т.е. их стенки выпол-
няли и роль корпуса. В них создавалось избыточное
давление, наддув, который производился азотом, хра-
нившимся в жидком состоянии в торовом баке отсека
вспомогательных компонентов. В этом же отсеке рас-
полагался торовый бак еще одного вспомогательного
компонента - перекиси водорода, которая служила для
привода турбонасосного агрегата, подающего топливо
в камеры сгорания двигателей. К силовому кольцу,
соединявшему отсек торовых баков с хвостовым, кре-
пилась рама жидкостного ракетного двигателя и узлы
Краткие технические характеристики PH «Восток»
Стартовая масса - 287 т
Масса полезного груза, выводимого на околоземную
орбиту с космодрома Байконур (i = 98°; 99°;
h = 650 км ; Н = 1000 км) -1,15-1,84 т
Компоненты топлива:
окислитель - жидкий кислород
горючее - керосин Т-1
Диаметр ГО, используемого в составе с PH-2,7м
Количество ступеней - 3
Тяга двигательных установок:
-	первой ступени у Земли - 3255 кН
-	первой ступени в вакууме - 4000 кН
-	второй ступени у Земли - 745 кН
-	второй ступени в вакууме -941 кН
-	третьей ступени в вакууме - 54,5 кН
нижнего соединения боковых блоков с центральным.
В хвостовом отсеке бокового блока был установлен
ЖРД 8Д74 (РД-107). Двигатель РД-107 имел четыре
основные неподвижные камеры сгорания и две пово-
ротные рулевые камеры для управления полетом раке-
ты. Если во время полета тяга ЖРД одного из блоков
падала более чем на 25 %, происходил самопроиз-
вольный отрыв дефектного бокового блока от «паке-
та». Две такие аварии произошли до первого пилоти-
347
История развития отечественного ракетостроения
руемого полета -16 апреля 1960 г. при пуске АМС к Луне и
28 июля 1960 г. при пуске корабля-спутника 1К № 1.
Центральный блок включал:
-	приборный отсек с переходной фермой;
-	бак окислителя с силовым опорным поясом;
-	цилиндрический бак горючего;
-	отсек вспомогательных компонентов;
-хвостовой отсек.
Переходная ферма на вершине блока «А» служи-
ла для установки на нем третьей ступени и обеспе-
чивала выход газов стартующей ДУ этой ступени при
«горячем» разделении со второй ступенью. Ферма
опиралась на приборный отсек, разделенный на сек-
ции фанерными перегородками. В секциях ПО рас-
полагались блоки инерциальной системы управле-
ния, радиосистемы, приборы автоматики и т.п. Верх
PH «Восток» на старте
Памятник ракете «Восток» на территории ОАО «РКК «Энергия»
348
Глава 5
ПО был закрыт отражателем с жаростойким покры-
тием, предохранявшим отсек от газов работающей
ДУ блока «Е». В центральной части бака окислителя
блока «А» располагался силовой пояс. Он являлся
(и является для последующих модификаций PH Р-7)
основным элементом блока «А», воспринимающим
усилия от работающих ДУ блоков первой ступени, он
же удерживает всю PH на стартовой позиции. Четыре
откидывающиеся опоры стартового комплекса (ко-
торый часто называют «тюльпаном»), «упираясь» в
«карманы» опорных конусов боковых блоков, фак-
тически «подвешивают» PH за этот пояс на стартовой
позиции. Бак окислителя и бак горючего централь-
ного блока транспортируются с завода на космодром
раздельно и собираются в единый блок уже в здании
монтажно-испытательного корпуса.
В хвостовом отсеке центрального блока был уста-
новлен ЖРД 8Д75 (РД-108). По конструкции он ана-
логичен РД-107 бокового блока, рулевой агрегат
имел четыре рулевые камеры, а также некоторые от-
личия в параметрах и элементах автоматики. РД-108 и
РД-107 работали на жидком кислороде и кероси-
не. Они были разработаны в ОКБ-456 главного кон-
структора В.П.Глушко (ныне ОАО «НПО «Энергомаш»
им. академика В.П.Глушко»).
Блок третьей ступени состоял из переходного от-
сека, торовых баков окислителя и горючего, межбако-
вого отсека, двигательного отсека. На верхнем шпан-
гоуте переходного отсека третьей ступени, блока «Е»,
устанавливался КК «Восток» и головной обтекатель.
Третья ступень имела собственную СУ, которая раз-
мещалась в межбаковом отсеке. Там же размещались
элементы системы телеметрии, энергоснабжения и
автоматики. В центральном отверстии торового бака
горючего располагался ЖРД блока «Е». Первые PH
«Восток» 8К72К, запускавшие беспилотные кораб-
ли-спутники, имели на блоке «Е» тот же ЖРД 8Д714
(РО-5, РД-0105), что и на «лунных» ракетах 8К72.
Этот ЖРД был разработан совместно ОКБ-1 и ОКБ-
154 главного конструктора С.А.Косберга (ОАО «КБ
химавтоматики»). Начиная с пуска 22 декабря 1960 г.
на блоке «Е» устанавливался усовершенствованный
ЖРД 8Д719 (РО-7, РД-0109) конструкции ОКБ-154
с улучшенными параметрами и повышенной надеж-
ностью, который разрабатывался специально для за-
пуска пилотируемых кораблей ЗКА «Восток».
Как правило, первая и вторая ступени для PH 8К72
изготавливались на Куйбышевском заводе № 1, а блок
третьей ступени «Е» разрабатывался и изготавливался
в ОКБ-1 (г. Калининград, ныне-г. Королев) Московской
области. Для ЛКИ ракеты-носителя 8К72 по программе
ЗКА (запуск пилотируемого корабля-спутника) и перво-
го полета человека в космос С.П.Королев сделал ставку
именно на первые две ступени, которые серийно изго-
тавливал завод «Прогресс».
Становление «куйбышевской семерки»
12 апреля 1961 г. ракетой-носителем 8К72 впервые
в мире осуществлен запуск пилотируемого космиче-
ского корабля ЗКА «Восток». 108 минут продолжался
полет первого в мире космонавта - гражданина СССР
Ю.А.Гагарина. PH 8К72 стала первой ракетой-носите-
лем, используемой для пилотируемых полетов.
Кроме того, PH 8К72 в лунном варианте (в литера-
туре известна как «Луна» или «Восток-Л») применя-
лась для исследования Луны (запуск автоматических
межпланетных станций (АМС) «Луна-1» - «Луна-3»).
В1960-1963 гг. PH 8К72 «Восток» стартовала 15 раз,
в т.ч. с беспилотными кораблями-спутниками 7 раз,
с пилотируемыми кораблями «Восток» 6 раз и 2 раза -
с автоматическими спутниками наблюдения «Зенит-2».
Все пилотируемые пуски PH «Восток» были успешными,
но авариями закончились три попьпки запуска PH «Вос-
ток» с беспилотными аппаратами: две - с кораблями-
спутниками и одна - со спутником «Зенит-2».
С космодрома Байконур было осуществлено 18 пу-
сков PH 8К72 (из них 8 - аварийных). В период за-
пусков советских космических кораблей (КК) «Восток»
эту PH в прессе называли «мощной многоступенчатой
ракетой-носителем», или «космической многоступен-
чатой ракетой». Свое имя она неожиданно приобрела
в 1967 г., когда впервые была продемонстрирована
миру на авиасалоне в Ле-Бурже, во Франции. Именно
тогда на ее борту появилось слово «Восток». Кстати,
экспонат ракеты «Восток» для Ле-Бурже был изго-
товлен на заводе № 1. Его сопровождали Е.А.Бубнов,
Б.Н.Богданов (филиал № 3) и Ф.Чепанов, бригадир
слесарей-монтажников завода «Прогресс». Это был
первый вояж технических специалистов филиала и за-
вода за рубеж.
Ракета-носитель 8А92 «Восток-2»
Постановлением СМ СССР от 31 июля 1961 г. Куй-
бышевскому заводу № 1 поручается освоение и вы-
пуск космического комплекса наблюдения «Зенит-2»
в составе КА 11Ф61 и PH 8А92. Менее чем за три года
эта задача была решена. Постановлением ЦК КПСС и
СМ СССР № 210-87 от 10 марта 1964 г. этот комплекс
был принят на вооружение.
Ракета-носитель «Восток-2» (8А92) - первый но-
ситель, разработанный по ТТЗ Министерства обороны
СССР, и первый, сданный на вооружение Советской
Армии. Трехступенчатый носитель создан на базе МБР
Р-7А и третьей ступени носителя «Восток» (8К72). Про-
ектная документация разработана ОКБ-1 с участием
филиала № 3 ОКБ-1. Конструкторская, испытательная
и эксплуатационная документация разработана в пол-
ном объеме филиалом № 3 ОКБ-1 с привлечением
349
История развития отечественного ракетостроения
конструкторов отдела № 21 (СКО) завода «Прогресс».
Принципиально переработаны приборный отсек цен-
трального блока, межбаковые отсеки центрального и
боковых блоков под монтажи новой системы управ-
ления. Технологический процесс, технологическая
оснастка разработаны службой главного технолога
завода «Прогресс». Система управления первой-вто-
рой ступеней (пакета ЦБ + четырех ББ) разработана
СКБ харьковского завода «Коммунар» с использо-
ванием схемного и технологического задела системы
управления МБР Р-7А. Система управления третьей
ступени (блока «Е») также была разработана СКБ за-
вода «Коммунар», при этом использованы принципы
системы управления блока «Е» PH «Восток» (8К72) с
применением новой элементной базы, гироскопиче-
ских и коммутационных приборов новой конструкции.
Носитель использовался для запуска космических ап-
паратов фоторазведки «Зенит-2». Головной обтекатель
металлической конструкции диаметром 2,7 м, длиной
около 8 м, разработанный филиалом № 3 ОКБ-1, из-
готавливался заводом «Прогресс». Масса полезного
груза, выводимого на околокруговую орбиту высотой
200 км и наклонением 51 °, составляла около 5,02 т.
Первый запуск ракеты-носителя 8А92 (PH «Вос-
ток-2») с космическим аппаратом «Зенит-2» № 3 был
назначен на 1 июня 1962 г. Техническое руководство
запуском осуществлял лично С.П.Королев, поскольку
космический аппарат «Зенит-2» № 3 был из серии, из-
готовленной заводом № 88. Все последующие КА из-
готавливались заводом «Прогресс». Подготовка PH на
технической и стартовой позиции протекала нормаль-
но. Испытательную бригаду филиала № 3 возглавлял
ведущий конструктор ВАРясный, ответственным за
подготовку системы управления был начальник от-
дела № 9 Г.Е.Фомин. Первый пуск был неудачным,
двигатели одного из боковых блоков после выхода
на промежуточную ступень тяги выключились, раке-
та рухнула в лоток стартового устройства, произошел
взрыв, пожар. Старт был сильно поврежден. Среди
обломков ракеты нашли коммутационный прибор от-
казавшего бокового блока, в котором дистанционный
переключатель ДП-2 находился в положении «отбой».
Этот дистанционный переключатель представляет со-
бой электромеханическое устройство с силовыми
контактами, двумя обмотками, рабочей и отбойной
механическими защелками. Перед запуском согласно
циклограмме на рабочую обмотку подается напряже-
ние, силовые контакты замыкаются и образуют шину
питания автоматики двигателя. Якорь переключателя
становится на защелку, напряжение с рабочей обмот-
ки снимается, а контакты остаются замкнутыми. При
достижении заданной скорости в полете подается ко-
манда на отбойную обмотку, защелка отпускает якорь
переключателя, контакты размыкаются, шина питания
двигателя снимается, двигатели выключаются.
Была создана аварийная комиссия, председателем
которой стал С.П.Королев. Комиссия с космодрома вы-
летела в Харьков, на завод «Коммунар», потом в Мо-
скву, в НИИ-885. Было установлено, что причиной ава-
рии явилось самопроизвольное переключение ДП-2 из
рабочего в отбойное положение вследствие недостаточ-
ной виброустойчивости защелки в рабочем положении.
Систему управления по решению комиссии доработали
таким образом, чтобы напряжение с рабочей обмотки
не снималось вплоть до «контакта подъема». Через два
месяца, 28 июля 1962 г., вторая ракета-носитель 8А92
успешно стартовала, был выведен на рабочую орбиту
очередной космический аппарат «Зенит-2», который
получил имя «Космос-7». 27 сентября 1962 г. начался
отсчет запусков КА типа «Зенит» изготовления завода
«Прогресс». В этот день на орбите появился спутник
«Космос-9» - первенец куйбышевских (самарских) кос-
мических аппаратов. Это был третий запуск ракеты-но-
сителя 8А92. Конечная стадия летных испытаний и сдача
на вооружение комплекса в составе КА «Зенит-2», раке-
ты-носителя 8А92 (PH «Восток-2») и наземной инфра-
структуры были проведены филиалом № 3 ОКБ-1 и за-
водом «Прогресс». Именно ракета 8А92 стала первым
космическим носителем, запущенным с космодрома
Плесецк.
В1961 г. выделено пять МБР 8К74, которые были до-
работаны под PH 8А92 с новым блоком третьей ступени -
блоком «Е». С1962 г. начался серийный выпуск PH 8А92,
получившей наименование «Восток-2». За период эксплу-
атации (1962-1967 гг.) было осуществлено 45 пусков PH
8А92 (из них 5 - аварийных).
Среди недавно рассекреченных архивных до-
кументов мы обнаружили обращение главного
конструктора филиала № 3 ОКБ-1 Д.И.Козлова к
начальнику 4 Главного управления ГУРВО генерал-
майору Н.Е.Смирницкому. Д.И.Козлов просит взять
под контроль военной приемки детали, узлы, прибо-
ры изделия 8А92 на осуществляющих их изготовление
смежных предприятиях. Это письмо свидетельствует
о планомерном формировании системы качества PH
типа Р-7, сделавшей ее самой надежной в мире.
Ракета-носитель 11А510
Специальная версия носителя 8А92 была создана
для запуска двух опытных образцов космического ап-
парата УС-А разработки ОКБ-52 (В.Н.Челомей), систе-
мы морской разведки и целеуказаний. Отличительная
особенность - относительно легкая ГЧ и длинный об-
текатель (более 12 м).
Адаптер-проставка между блоком «Е» и КА с систе-
мой отделения, а также головной обтекатель были раз-
работаны ОКБ-52. Космические аппараты выводились
на незамкнутую орбиту с выходом на рабочую орбиту
350
Глава 5
собственным двигателем КА. Работы по анализу со-
вместимости носителя с КА проведены филиалом № 3
ОКБ-1. Система управления доработана по динамиче-
ским характеристикам автомата стабилизации, балли-
стическому обеспечению изменения в полете угла тан-
гажа и кажущейся скорости. Оба запуска - 28 декабря
1965 г. и 20 июня 1966 г. - прошли успешно.
Ракета-носитель 8А92М «Восток-2М»
В1964 г. филиалу № 3 ОКБ-1 (ЦСКБ) было поруче-
но провести модернизацию PH 8А92 для осуществления
запуска КА «Метеор» массой до 1,2 т на высокие круго-
вые орбиты. Коллективом предприятия была проведена
модернизация PH 8А92 и создана PH 8А92М, первый
пуск которой осуществлен 20 июня 1964 г.
Ракета-носитель «Восток-2М» (8А92М) - это базо-
вый носитель «Восток-2» (8А92), адаптированный под
запуски КА массой до 2 т на околокруговые средние
(до 1000 км) орбиты. Использовался штатный ГО ба-
зового носителя «Восток-2» (8А92). Проставка-адап-
тер между блоком «Е» и космическими аппаратами
с системой отделения входила в состав полезной на-
грузки. Из-за малой массы ГЧ снизился уровень ста-
тической устойчивости. Для подавления возможности
возникновения автоколебаний корпуса ракеты на ат-
мосферном участке полета проведены конструктив-
ные мероприятия (установлены перегородки в
баках блока «Е») и изменены динамические па-
раметры системы управления на первой-третьей
ступени полета с перекоммутацией их значения
по времени полета по результатам исследования
динамики движения на аналоговом стенде мо-
делирования филиала № 3 ОКБ-1. Носитель был
востребован для запуска спутников военного,
двойного, гражданского применения и на меж-
государственной основе и использовался для КА
типа «Целина-Д» (детальная радиотехническая
разведка), «Метеор» (военная и гражданская
метеорология), «Ресурс-Ф» (ДЗЗ, исследование
природных ресурсов Земли»), типа «IRS» (ДЗЗ,
индийский) и болгарского спутника «Интер-
космос-Болгария-1300». Адаптация, включая
баллистическое обеспечение, в полном объеме
проведена филиалом № 3 ОКБ-1. Носитель сдан
на вооружение Советской Армии в составе кос-
мического комплекса «Целина-Д».
18 марта 1980 г. на космодроме Плесецк,
стартовый комплекс № 43/4, при подготовке к
пуску ракеты-носителя «Восток-2М» произошел
взрыв и пожар. В результате катастрофы погиб-
ли 48 человек. Ракета-носитель должна была
вывести на околоземную орбиту разведыватель-
ный спутник типа «Целина-Д». Во исполнение
решения Государственной комиссии по расследованию
причин аварии (председатель - заместитель председа-
теля Совмина СССР Л.В.Смирнов) проведены меро-
приятия по повышению пожаровзрывобезопасности
носителя, после чего он выпускался под индексом
8А92М-ПВБ.
PH 8А92М «Восток» серийно производилась на за-
воде «Прогресс» до 1985 г., эксплуатация PH 8А92М
продолжалась до 1991 г. Всего было осуществлено
94 пуска PH 8А92М (из них только 2 аварийных).
PH 8А92М «Восток-2М» - первая в СССР ракета,
с помощью которой полезная нагрузка выводилась на
солнечно-синхронную орбиту, причем для этого со-
трудниками ЦСКБ было предложено и реализовано
оригинальное решение запуска в южном направлении
с падением центрального блока второй ступени в аква-
тории Индийского океана.
Ракета-носитель 8К78 «Молния»
Для запуска автоматических КА на высокие эл-
липтические орбиты и межпланетных космических
станций к Луне, Марсу, Венере ОКБ-1 была разра-
ботана четырехступенчатая ракета-носитель 8К78,
получившая наименование «Молния» PH 8К78 соз-
давалась на базе двухступенчатой МБР Р-7А (8К74),
первая и вторая ступени представляли собой «пакет»,
Старт PH «Молния»
351
История развития отечественного ракетостроения
23
Краткие технические характеристики PH «Молния»»
Стартовая масса - 305 т
Масса полезного груза,
выводимого на околоземную орбиту:
- с космодрома Байконур
(i=98,7°; Нкр = 815 км (ССО)) -1,8 т
- с космодрома Плесецк
(i=62,8°; h = 510 км; Н=40000 км) - 2,0 т
- с космодрома Плесецк
(i = 62,8°; h = 700 км;
Н=2000км)-1,25т
Компоненты топлива:
-	окислитель - жидкий кислород
-	горючее - керосин Т-1
Диаметр ГО, используемого
в составе с PH-2,7м
Количество ступеней - 4
Тяга двигательных установок:
- первой ступени у Земли - 3275 кН
- первой ступени в вакууме - 3980 кН
- второй ступени у Земли - 777 кН
- второй ступени в вакууме - 973,5 кН
- третьей ступени в вакууме - 297,93 кН
- четвертой ступени в вакууме - 66,7 кН
состоящий из центрального блока с
двигателем 8Д75К и четырех боко-
вых блоков с двигателями 8Д74К.
В качестве блока третьей ступени
использовался новый блок «И» с
двигателем 8Д715К (РО-9), соз-
данный на основе блока второй
ступени «Б» межконтинентальной
баллистической ракеты Р-9 (8К75),
в качестве четвертой ступени при-
менялся разработанный ОКБ-1
разгонный блок «Л» с двигателем
С1.5400. Производство первых
трех ступеней PH 8К78 ОКБ-1 пере-
дало в 1960 г. филиалу № 3 (ЦСКБ)
и заводу № 1, а производство чет-
вертой ступени было передано в
1965 г. в ОКБ им. САЛавочкина
(ныне - НПО им. САЛавочкина).
Первый пуск PH 8К78 был
осуществлен 10 октября 1960 г.,
первый успешный пуск состоял-
ся 12 февраля 1961 г. За период
эксплуатации с 1960 по 1967 гг. с
космодрома Байконур было про-
ведено 40 пусков PH 8К78 (из них
11 - аварийных). С созданием PH
«Молния» было положено начало
планомерному изучению Солнеч-
ной системы.
Ракета-носитель
«Молния»
1 - космический аппарат
2 - головной обтекатель
3-блок четвертой
ступени
4,12,15-баки горючего
5 - отсек системы
управления
и системы измерения
6,10,13-баки
окислителя
7,20,23-маршевые
двигатели
8 - ферма переходная
9-приборный отсек
11,14-межбаковые
отсеки
16,19-баки
перекиси водорода
17,18-баки азота
21 -воздушный руль
22 - рулевые агрегаты
Ракета-носитель 8К78М
«Молния-М»
Филиалом №3 ОКБ-1 (ЦСКБ)
в 1963-1966 гг. в результате работ
по повышению летно-технических
характеристик была произведена
модернизация PH 8К78. Необходи-
мо сразу отметить, что прежде чем
появилась куйбышевская PH 8К78М,
филиалом № 3 ОКБ-1 самостоя-
тельно была разработана PH 11А57,
которая подробно описана ниже.
Новый вариант ракеты-носителя
получил индекс 8К78М. На боковых
блоках первой ступени PH 8К78М
были установлены четыре двигателя
8Д727, на центральном блоке второй
ступени - один двигатель 8Д728, на
блоке третьей ступени - двигатель
11Д55, серьезной модернизации
подверглась система управления
носителя. Одновременно в ОКБ
352
Глава 5
Вывоз ракеты-носителя «Молния-М» на стартовую площадку
им. САЛавочкина были проведены работы по повы-
шению основных ТТХ и надежности разгонного блока
«Л». Аварийность запусков ракеты 8К78 составляла
примерно 50 %. Аварийность запусков ракеты 8К78М
резко снизилась и составляла не более 5 %. За этими
сухими цифрами стоит громадный труд и забота кон-
структоров, технологов, производственников, контро-
леров, представителей военной приемки филиала № 3
ОКБ-1, завода «Прогресс», ОКБ им. СА.Лавочкина,
смежных предприятий - разработчиков и поставщиков
двигателей, систем управления и других комплектующих
изделий. Вопросам качества и надежности с первого дня
производства ракетной техники на куйбышевских пред-
приятиях уделялось особое внимание. Жесткие требо-
вания к надежности, культуре ведения чертежного хо-
зяйства, технологической дисциплине были на заводах
куйбышевского куста заложены еще при производстве
боевых самолетов, ибо цена любой оплошности завода-
производителя самолета и двигателя - это жизнь экипа-
жа, это качество выполнения боевого задания.
4 октября 1965 г. начались ЛИ модернизированной
ракеты-носителя 8К78М, которая использовалась для
запуска автоматических межпланетных станций для
исследования Луны и Венеры, спутников связи серии
«Молния», научных КА серии «Прогноз», спутников
системы предупреждения о ракетном нападении «Око»
и зарубежных коммерческих КА.
PH 8К78М «Молния» запускалась с космодромов
Плесецк и Байконур, обладала достаточно высоким
для современных ракет космического назначения по-
казателем надежности (97 %), находилась в эксплу-
атации до сентября 2010 г. По состоянию на октябрь
2010 г. проведено 284 пуска PH 8К78М «Молния» (из
них 21 - аварийные), последний из них успешно про-
веден 30 сентября 2010 г.
Организации-разработчики и изготовители: пер-
вой-третьей ступеней - филиал № 3 ОКБ-1 и завод
«Прогресс» (ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»), г. Куй-
бышев (г. Самара); четвертой ступени - ОКБ (НПО)
им. С.АЛавочкина, г. Химки Московской обл.
Старт PH «Молния-М»
353
История развития отечественного ракетостроения
Краткие технические характеристики
PH «Восход»
Стартовая масса - 304 т
Масса полезного груза,
выводимого на околоземную орбиту:
- с космодрома Байконур (i = 52°; 65°; 70°;
h = 180-220 км; Н=280-450 км) - 6-4,15 т
- с космодрома Плесецк (i = 62,8°; 65,4°; 72,9°; 81,4°;
h = 180-230 км; Н=240-430 км) - 5,75-6,15 т
Компоненты топлива:
окислитель - жидкий кислород
горючее-керосин Т-1
Диаметр ГО, используемого в составе с PH-2,7м
Количество ступеней - 3
Тяга двигательных установок:
-	первой ступени у Земли - 3275 кН
-	первой ступени в вакууме - 3980 кН
-	второй ступени у Земли - 777 кН
-	второй ступени в вакууме - 973,5 кН
- третьей ступени в вакууме - 297,93 кН.
Ракета-носитель
11А57 «Восход»
Ракета-носитель «Восход»
1 - космический аппарат
2 - головной обтекатель
3-переходной отсек
4,12ё15 - баки горючего
5 - отсек системы
управления и системы
измерения
6,10,13-баки
окислителя
7,20,23 - маршевые
двигатели
8 - ферма переходная
9 - приборный отсек
11,14-межбаковые
отсеки
16,19-баки перекиси
водорода
17,18-баки азота
21 - воздушный руль
22 - рулевые агрегаты
После запуска первых одно-
местных пилотируемых кора-
блей «Восток» в ОКБ-1 начались
работы по расширению програм-
мы полетов человека в космос
и созданию многоместных кора-
блей «Восход». Расширялась и
программа наблюдения Земли
из космоса. Филиал № 3 ОКБ-
1 и завод «Прогресс» успешно
освоили производство спутни-
ков обзорного фотонаблюдения
«Зенит-2». Встал вопрос полу-
чения более детальных снимков,
началась разработка следующего
типа спутника- спутника деталь-
ного наблюдения «Зенит-4».
Масса космических аппаратов
«Восход» и «Зенит-4» увели-
чилась, по сравнению со свои-
ми прототипами, более чем на
1,0 т. Ракеты-носители «Восток»
(8К72) и «Восток-2» (8А92),
с помощью которых запускались
первые пилотируемые космиче-
ские корабли, и первые спутники
наблюдения по энергетическим
характеристикам не могли вы-
вести новые аппараты на рабо-
чие орбиты. Поэтому во испол-
нение постановления СМ СССР
№1150-451 от 27 ноября 1961 г.
и № 1103-467 от 24 октября
1962 г. была разработана раке-
та-носитель 11А57 «Восход».
С 1961 г. многие работы по со-
вершенствованию конструкции
ракет-носителей, отработка, лет-
ные испытания и эксплуатация
PH типа Р-7 (Р-7А) уже велись
филиалом № 3 - как головным
конструкторским бюро. Но имен-
но ракета-носитель 11А57 стала
первой полностью самостоятель-
ной разработкой Куйбышевского
филиала №3 ОКБ-1.
Ракета-носитель «Восход»
(11А57) - трехступенчатый но-
ситель для запуска полезных
нагрузок массой до 6,15 т на
низкие околокруговые и слабо-
эллиптичные орбиты. Поскольку
354
Глава 5
изначально предполагалось двойное применение но-
сителя, т.е. для запуска спутников военного назначения
и для научных целей, то его разработка велась по ТТЗ
Минобороны СССР. Носитель «Восход» разработан
на базе МБР Р-7А (8К74) и блока «Б» (блок второй
ступени) МБР Р-9 (8К75) с использованием опыта, по-
лученного при создании блока третьей ступени ракеты
«Молния» (8К78). Проектная документация разрабо-
тана филиалом № 3 ОКБ-1 при участии специалистов
ОКБ-1. Схема разработки по сравнению со схемой
разработки ракеты «Восток-2» (8А92) принципиально
изменилась. На ракете «Восток-2» ответственность
за проект несли москвичи - куйбышевцы принимали
участие, на ракете «Восход» ответственными испол-
нителями стали куйбышевцы, а москвичи участвовали,
и даже не столько участвовали, сколько осуществляли
контрольные функции. Конструкторская, испытатель-
ная, эксплуатационная документация в полном объеме
разработана филиалом № 3 ОКБ-1. Летные испытания
ракеты-носителя с космическим аппаратом «Зенит-4»
провели и сдали на вооружение специалисты филиа-
ла № 3 ОКБ-1 и завода «Прогресс».
На центральном и боковых блоках были установле-
ны базовые двигатели МБР Р-7А (8К74) - 8Д75 и 8Д74
соответственно, на блоке третьей ступени (блок «И»)
-двигатель РД-0108 разработки воронежского КБХА,
более совершенный, чем аналоги-прототипы - двига-
тели РД-0106 и РД-0107 блока «Б» МБР Р-9 (8К75)
и блока «И» ракеты-носителя 8К78 (PH «Молния»),
Блок «И» - цилиндрический, по габаритам близок
к блоку «И» ракеты-носителя «Молния» (8К78), но
для унификации блока при использовании с разными
КА между блоком с одной стороны, ГО и КА с другой
стороны был введен переходный отсек. Конструкция
блока «И» усилена, т.к. возросли эксплуатационные
нагрузки. Для носителя «Восток» (11А57) были раз-
работаны три модификации ГО металлической кон-
струкции. Базовый обтекатель для КА «Зенит-2» имел
диаметр 2,7 м и длину около 8 м. Для КК «Восход»
в базовый обтекатель был введен люк для посадки
космонавтов, а в обтекателе для корабля «Восход-2»
дополнительно к люку на противоположной створке
располагался гаргрот для размещения шлюзовой ка-
меры корабля. Система управления была разработана
НИИ-885 (Н.А.Пилюгин), а изготавливалась заводом
«Коммунар». Система управления состояла из двух
подсистем - управления пакетом первой-второй сту-
пеней с размещением командно-управляющего ядра
на ЦБ и управления третьей ступенью с размещением
командно-управляющего ядра на блоке «И».
Филиалом № 3 ОКБ-1 с участием завода «Про-
гресс» был проведен большой объем наземной экс-
периментальной отработки конструкции и систем бло-
ка «И», переходного отсека и ГО. На базе прочности
НИИ-88 (ФГУП ЦНИИмаш) были проведены статиче-
ские испытания блока «И», переходного отсека и ГО.
В НИИ-229 (ныне - ОАО «НИИхиммаш», г. Загорск)
проводились холодные и огневые испытания бло-
ка «И». При проведении холодных испытаний было
установлено, что жидкий кислород в турбонасосном
агрегате нагревается до недопустимо высокой тем-
пературы. Воронежское КБ Химавтоматики по тех-
ническому заданию филиала № 3 ОКБ-1 изготовило
теплозащитную одежду - «штаны» сложного кроя на
турбонасосный агрегат и оперативно поставило пер-
вый экземпляр непосредственно в Загорск. В г. Ча-
паевске Куйбышевской области, на полигоне оборон-
ного завода боеприпасов (ныне - ЧОЗИП) на чистой
площадке было организовано проведение наземной
экспериментальной отработки системы сброса ГО.
Рекогносцировку подходящей площадки в весеннюю
распутицу на боевой машине пехоты лично провели
Д.И.Козлов, А.М.Солдатенков и главный инженер ЧО-
ЗИП Я.Д.Мячин.
Завод «Прогресс» по документации филиала № 3
оперативно изготовил стендовое оборудование в виде
поворотной ферменной конструкции, на которое уста-
навливались переходный отсек, зона полезного груза и
испытуемый головной обтекатель Вся сборка из гори-
зонтального положения переводилась в вертикальное,
и проводились испытания. В качестве системы улав-
ливания для смягчения удара створок после разброса
использовалась простая пшеничная солома. На обтека-
телях космических аппаратов типа «Восход» были две
системы сброса: штатная на основе пружинных толка-
телей и аварийная - на основе пороховых двигателей.
При отработке аварийной системы сброса был случай
возгорания соломы. Предвидя это, в состав испыта-
тельной бригады был включен боевой пожарный рас-
чет с пожарной машиной, которую пришлось вводить
в действие. По результатам испытаний аварийной
системы сброса была установлена недостаточная
прочность в местах установки пороховых двигателей.
Конструкцию доработали и снова проверили. По от-
дельному специальному заданию ОКБ-1 на стенде в
Чапаевске была отработана система отстрела шлюзо-
вой камеры корабля «Восход-2» от спускаемого ап-
парата. Техническое задание и материальная часть для
испытаний были поставлены из ОКБ-1 и завода № 88.
По результатам отработки филиал № 3 ОКБ-1 напра-
вил отчет в адрес С.П.Королева.
Летные испытания ракеты «Восход» начались
16 ноября 1963 г. запуском КА детальной фотораз-
ведки «Зенит-4» («Космос-22»), А уже 12 октября
1964 г. стартовал пилотируемый трехместный ко-
рабль «Восход-1» с космонавтами В.М.Комаровым,
К.П.Феоктистовым, Б.Б.Егоровым. 15 марта 1965 г.
стартовал двухместный корабль «Восход-2», управ-
ляемый командиром корабля П.И.Беляевым. Вто-
рой член экипажа А.А.Леонов впервые в мире вышел
355
История развития отечественного ракетостроения
в открытый космос через шлюзовую камеру. Раке-
та-носитель 11А57 этими двумя пусками полностью
выполнила свою роль в пилотируемой космонавтике
и получила открытое наименование «Восход».
Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 12 июля
1965 г. № 552-210 ракета-носитель 11А57 была при-
нята на вооружение в комплексе с КА «Зенит-4»
и соответствующей наземной инфраструктурой. После
сдачи на вооружение на носитель 11А57 были пере-
ведены запуски КА «Зенит-2», при этом изготовление
ракет «Восток-2» (8А92) было прекращено. Носитель
11А57 использовался для запуска еще трех модифи-
каций КА семейства «Зенит» - «Зенит-2М», «Зенит-
4М», «Зенит-4МК».
Авторы считают необходимым назвать хотя бы
некоторые имена непосредственных участников
первой самостоятельной разработки филиала № 3
ОКБ-1 -ракеты-носителя 11А57. Проектанты: В.С. Са-
винов, В.С.Филиппович, А.С.Нагорнов, Ю.В.Мом-
сенко, Г.К. Глущенко, Г.И.Бакиев, А.С.Логвинов,
Г.Е. Фомин. Проектанты по ПГСХ, ДУ, внутрибаковым
процессам: Б.С.Лосюков, А.А.Сутягин, В.М. Сай-
гак, В.Чернобривец, Е.К.Красночуб. Аэродинамики:
В.С. Савинов, А.М.Ермолаев, ААДушулин, В.И.Сыч,
В.ПЛогинов. Баллистики и динамики: А.В. Солло-
губ, Г.П.Аншаков, И.В.Смирнов, М.М.Фомченко,
Б.Д.Буйлин, Я.А.Мостовой, НАКозлова. Нагрузчики:
ААКозлов, С.Д. Комаров, В.И.Субботин. Конструк-
торы: В.С.Савинов, В.И.Трофимов, А.С.Нагорнов,
Н.И.Стожаров, Н.Е. Гребнев, Г.К.Глущенко, А.С. Ло-
гинов, И.М.Заворитько, Г.И.Бакиев. Прочнисты:
А.Н.Богомолов, А.В.Андреев. Испытатели: А.М. Сол-
датенков, Л.Ф.Шумный, Г.Е.Фомин, Л.С.Закарлюк,
В.Е.Ковеленов, А.И.Лошакрев, С.Д.Чусова (Жукова),
В.А. Жуков, М.В.Соловьева, Н.П.Харченко, С.М. Ба-
турина, А.Семенова, И.В.Филатов. Телеметристы:
Е.А.Болотов, В.Т.Барсук, М.Ф.Шум, В.И.Горбунов.
Холодные и огневые испытания блока «И» в Загор-
ске проводили: Г.Е.Фомин, ВАРясный, А.А.Сутягин,
В.Чернобривец, А.И.Шубняков, В.Н.Чижухин (во-
енная приемка). Отработку сброса ГО и системы от-
стрела шлюзовой камеры в г. Чапаевске проводили
А.М.Солдатенков, Г.Е.Фомин, А.С.Логвинов, А.В. Ви-
ноградов. Этот список можно продолжить.
Вникнуть в проблемы создания первого куйбышев-
ского носителя можно при перелистывании архивных
документов. Так, в августе 1964 г. в ОКБ-1 состоялось
заседание технического руководства по изделию 11А57.
С докладом «Техническое состояние носителей 11А57
для объектов ЗКВ» выступил заместитель главного кон-
структора Е.В.Шабаров. От филиала № 3 присутствовали
АМСолдатенков, ВАРясный, Б.Г.Пензин.
Было принято решение поручить ОКБ-1 и фили-
алу № 3 закончить отработку разброса обтекателя и
представить отчет по проведению испытаний. Кроме
того, поручить ОКБ-1, филиалу № 3 и НИИ-88 за-
кончить проведение статических испытаний обтекате-
ля. Было также отмечено, что проведенные филиа-
лом № 3 и другими соисполнителями дополнительные
отработки отдельных систем позволили существенно
повысить надежность изделия 11А57 в целом.
В июле 1965 г. в филиале № 3 ОКБ-1 состоялось
заседание секции НТО, посвященное вопросу доработ-
ки блока «И» изделия 11А57 для использования его
под объекты ЗКВ. Основными исполнителями по дан-
ной теме являлись отделы 3,17, 50, сектор 11. При-
сутствовали также представители отделов 4, 8, 21 и
сектора 7. Был заслушан доклад В.С.Филлиповича на
тему «Доработка блока «И» изделия 11А57». В пре-
ниях участвовали В.С.Савинов (отд. 3), ДАШмелев,
А.И.Шубнякова, Л.Г.Творогов (отд. 4), Г.П.Аншаков
(отд. 17), Г.Е.Фомин. Доклад и предложенные кон-
структивные решения по доработке блока «И» и раз-
мещению бортовой аппаратуры «ИТ» были одобрены.
На заседании были приняты следующие решения:
-	отделу № 3 совместно с ОКБ-1 окончательно решить
вопрос о необходимости установки теплового экрана;
-	отделу № 3 совместно с ОКБ-1 уточнить усилия,
действующие на трос при расхождении системы «блок
«И» - объект» до 10 м;
-	обратить внимание отделов 8,19, 21,16, 25 на
отсутствие общих и принципиальных схем спецсистем,
а также габаритных чертежей ряда приборов, что за-
держивает работу отдела 4.
В декабре 1965 г. в МОМ был представлен перечень
узлов и агрегатов, входящих в комплекс изделия 11А57
с указанием разработчиков и организации-калькодер-
жателя. Ответственными за составление перечня были
начальник СКО завода «Прогресс» А.С.Панушкин
и начальник сектора № 15 филиала № 3 Н.В.Гольченко.
Ракета-носитель «Восход» (11А57) стала предтечей
семейства ракет-носителей «Союз» - самого извест-
ного, самого популярного, самого многочисленного
и самого надежного семейства космических носителей
в мире. Следует обратить внимание читателей на то,
что в различных изданиях ракету 11А57 иногда имену-
ют ракетой-носителем «Союз» - это неверно, т.к. ра-
кета 11А57 никогда, ни для каких целей не использова-
лась в интересах пилотируемой программы «Союз».
PH 11А57 в тот период была наиболее мощной из
класса ракет Р-7, ее использование позволило суще-
ственно увеличить массу полезной нагрузки, выводи-
мой на орбиту. Это позволило вывести на низкие круго-
вые орбиты новые КА видеонаблюдения и осуществить
запуск многоместных пилотируемых кораблей типа
«Восход» и «Восход-2», тем самым сохранив за нашей
страной первенство в области освоения космического
пространства. За период эксплуатации с 1963 по 1976 г.
с космодромов Байконур и Плесецк было осуществлено
299 пусков PH 11А57 (из них аварийных - только 14).
356
Глава 5
Ракета-носитель 11А59 «Полет»
Двухступенчатая PH 11А59 была разработана во ис-
полнение постановления правительства № 258-110 от
16 марта 1961 г. филиалом № 3 ОКБ-1 (ЦСКБ) на базе
МБР Р-7А (8К74). Ракетой-носителем 11А59 с космо-
дрома Байконур в 1963 и 1964 г. были запущены пер-
вые советские маневрирующие спутники «Полет-1»
и «Полет-2», созданные в ОКБ-52 В.И.Челомея.
«Союзы» - гордость России
PH типа «Союз» много: 11А511, 11А511Л,
11А511М, 11А511У, 11А511У-2, 11А511-ФГ. И все
они разрабатывались коллективом филиала № 3
ОКБ-1 - КФЦКБЭМ - ЦСКБ и изготавливались заво-
дом «Прогресс», исходя из растущих требований по
грузоподъемности. Рассмотрим «Союзы», насколько
это возможно, в хронологическом порядке.
Ракета-носитель 11А511 «Союз»
После успешных запусков «Востоков» и «Восхо-
дов» С.П.Королев приступил к разработке принци-
пиально нового направления в пилотируемой космо-
навтике. Рассматривались не только простые полеты,
максимум с пассивным сближением кораблей за счет
начального баллистического построения, но и группо-
вые полеты, активное сближение, стыковка, переход
космонавтов из корабля в корабль. Для осуществления
длительных полетов предусматривалось обеспечение
более или менее комфортных условий для космо-
навта, для чего в состав корабля нового поколения
вводился бытовой отсек. Задумывался и облет Луны
экипажем из двух человек, для чего на околоземной
орбите собирался «поезд» в составе пилотируемого
корабля 7К и ракетного разгонного блока 9К, который,
в свою очередь, заправлялся топливом на орбите тан-
кером-заправщиком 11 К. Корабль 7К, ракетный блок
9К, танкер-заправщик 11К предполагалось выводить
на орбиту ракетой-носителем среднего класса. Одна-
ко энерговооруженности наиболее мощной в то время
ракеты 11А57 («Восход») не хватало для реализации
предполагаемой миссии. Кроме того, весьма остро
стоял вопрос об оснащении пилотируемого косми-
ческого корабля 7К активной системой аварийного
спасения, способной в случае нештатной ситуации,
грозящей жизни экипажа, на всех участках полета ра-
кеты-носителя принять надежные действия по спасе-
нию космонавтов.
Тем временем и в куйбышевском филиале № 3
велись работы по созданию автоматических КА ново-
го поколения типа «Зенит-4МТ», также требовавших
повышения энергетики базового носителя. Так воз-
никла необходимость разработки новой модификации
ракеты-носителя. Эта модификация получила индекс
11А511 и наименование «Союз» и использовалась
для запуска пилотируемых космических кораблей типа
«Союз», а потом и для грузовых транспортных кора-
блей типа «Прогресс».
Трехступенчатая PH среднего класса 11А511
«Союз» была разработана КФЦКБЭМ в 1966 г. в соот-
ветствии с постановлением правительства № 1184-435
от 3 декабря 1963 г. и предназначалась для выведения
на орбиту вокруг Земли блоков комплексов «Союз-
7К», «Союз-9К» и «Союз-ПК», КА серии «Космос»,
разработанных также Куйбышевским филиалом.
PH 11А511 «Союз» создавалась на базе раке-
ты-носителя 11А57, блок третьей ступени которой
был модернизирован с целью дальнейшего повыше-
ния энергетических характеристик ракеты-носителя.
За период эксплуатации с 1966 по 1976 г. с космо-
дрома Байконур было проведено 32 пуска (один пуск
аварийный и одна авария PH на стартовой позиции до
пуска) ракет-носителей 11А511.
Для проведения отработки лунной кабины (объ-
ект Т2К) ракетно-космического комплекса Н1-ЛЗ на
базе ракеты-носителя 11А511 «Союз» была разра-
ботана ее модификация: PH 11А511Л. Эта модифи-
кация отличалась необычной надкалиберной формой
ГО. Обтекатель был разработан, полностью отработан
и изготовлен для летного изделия в Куйбышеве сила-
ми КФЦКБЭМ и завода «Прогресс». В филиале № 3,
а затем в харьковском ОКБ завода «Коммунар» были
проведены тщательные теоретические исследования и
моделирование динамики движения ракеты, посколь-
ку надкалиберный обтекатель существенно влиял на
устойчивость полета ракеты. Пришлось дорабатывать
автомат стабилизации СУ, почему ракете и присвоили
отличительный индекс. В полете надкалиберный обте-
катель дал о себе знать. При полете в окрестности пере-
хода звукового барьера возник мощный возмущающий
момент, ракету прилично тряхнуло, но все кончилось
благополучно. Возможную аварию предотвратили
значительный запас управляемости, создаваемый ру-
левыми двигателями пакета, большой запас прочности
ГО и замков системы раскрытия створок обтекателя.
Позднее в ЦНИИмаш была детально исследована и из-
учена подобная ситуация, даны соответствующие реко-
мендации для проектирования надкалиберных обтека-
телей. В 1970-1971 гг. с космодрома Байконур было
осуществлено 3 пуска ракеты-носителя 11А511Л.
Для вывода на орбиту военно-исследовательского
корабля 7К-ВИ, над разработкой которого в середи-
не 1970-х гг. трудились коллективы Куйбышевского
филиала ЦКБЭМ и завода «Прогресс», на базе раке-
ты-носителя 11А511 была разработана модификация
11А511М. В 1971-1974 гг. с космодрома Плесецк
357
История развития отечественного ракетостроения
Краткие технические
характеристики PH «Союз»
Стартовая масса - 310 т
Масса полезного груза, выводимого на
околоземную орбиту, с космодрома Байконур
(i = 51,8°; h = 190-220 км) - 5,5-7,0 т
Компоненты топлива:
- окислитель - жидкий кислород
- горючее - керосин Т-1
Диаметр ГО, используемого в
составе с PH -2,7-3, Зм
Количество ступеней - 3
Тяга двигательных установок:
- первой ступени у Земли - 3275 кН
- первой ступени в вакууме - 3980 кН
- второй ступени у Земли - 777 кН
- второй ступени в вакууме - 973,5 кН
- третьей ступени в вакууме - 297,93 кН
Ракета-носитель «Союз»
1	- космический аппарат
2	- головной обтекатель
3	- переходной отсек
4,12,15-баки горючего
5 - отсек системы
управления и системы
измерения
6,10,13-баки окислителя
7,20,23 - маршевые
двигатели
8 - ферма переходная
9-приборный отсек
11,14 - межбаковые отсеки
16,19-бак перекиси
водорода
17,18-баки азота
21 -воздушный руль
22 - рулевые агрегаты
было осуществлено 8 пусков ракеты-
носителя 11А511М, предназначенных
для вывода на орбиту автоматических
КА специального назначения.
Ракета 11А511 «Союз», несомнен-
но, является самой знаменитой PH
семейства Р-7. Она стала первым от-
ечественным носителем, старт которого
был показан по телевидению; это было
при пуске КК «Союз-3», пилотируемо-
го Г.Т.Береговым 26 октября 1968 г. PH
легко узнаваема по четырем кониче-
ским боковым блокам первой ступени,
что отличает все «семерки» от других
PH, характерному головному обтека-
телю с четырьмя прямоугольниками
решетчатых стабилизаторов и изящной
«башней» системы аварийного спасе-
ния на вершине.
Разработка этой модификации на-
чалась в середине 1963 г. К тому време-
ни ОКБ-1 разрабатывало пилотируемый
комплекс «Союз» 7К-9К-11К для об-
лета Луны. Согласно первоначальным
исходным данным (конец 1962 г. - на-
чало 1963 г.), масса корабля «Союз» на
орбите должна была составить 5,8 т. Его
запуск предусматривался с помощью
унифицированного носителя 11А57
«Восход» на базе ракеты Р-7А.
Однако к середине 1963 г., когда в
ходе разработки проектная масса кора-
бля превысила 6 т, а масса ГО с двига-
телями системы аварийного спасения
приблизилась к 2 т, стало ясно, что PH
11А57 не сможет вывести его на рас-
четную орбиту. Начался поиск путей мо-
дернизации этой PH с целью увеличе-
ния грузоподъемности. Модернизация
ступеней проводилась Куйбышевским
филиалом ОКБ-1, а головного блока
- совместно ОКБ-1 и филиалом № 3.
Внешне ступени практически не изме-
нились, но были существенно модерни-
зированы:
-	облегчена бортовая кабельная
сеть СУ и телеметрии;
-	телеметрическая система на бо-
ковом и центральном блоках заменена
новой системой, установленной на бло-
ке «А»;
-	снижено наклонение орбиты КК к
плоскости экватора с 64,8 до 51,5 °;
-	повышена прочность некоторых
силовых элементов первой ступени, т.к.
358
Глава 5
Табл. 6
Ракета-носитель	Начало эксплуатации	Окончание эксплуатации	Количество пусков*
«Спутник» (8К71,8А91)	04.10.1957	15.05.1958	4(3)
«Восток» (8К72,8К72К)	23.09.1958	10.07.1964	26(18)
«Восток-2» (8А92,11А510)	01.06.1962	12.05.1967	45 (40)
«Восток-2М» (8А92М)	28.08.1964	29.08.1991	94(92)
«Восход» (11А57.11А59)	16.11.1963	29.06.1976	299 (285)
«Молния»(8К78)	10.10.1960	22.10.1967	40(29)
«Молния-М» (8К78М, 8К78М-ПВБ)	04.10.1965	30.09.2010	280 (278)
«Союз» (11А511)	28.11.1966	14.10.1976	32 (30)
* В скобках—количество успешных пусков
при новой циклограмме их отделение предусматрива-
лось при повышенном скоростном напоре;
-	из-за разброса параметров двигатели 8Д727
(РД-108) для блока «А» подбирались индивидуально
(удельная тяга - не менее 252 с на земле);
-	уменьшена длина блока «И», облегчена его ка-
бельная сеть;
-	модернизирована СУ третьей ступени.
Самым существенным отличием PH «Союз» от
предыдущих носителей типа Р-7, предназначенных для
пилотируемых полетов, стала разработанная ОКБ-1
система аварийного спасения нового типа. Она «взво-
дилась» за 15 мин до подъема PH и обеспечивала спа-
сение экипажа в случае аварии PH как на стартовом
столе, так и на любом участке полета. В дальнейшем
на створках ГО были установлены твердотопливные
ракетные двигатели разделения, уводящие отделяемый
головной блок с экипажем на участке между отделе-
нием ДУ САС и сбросом ГО. Для спасения экипажа до
157-й секунды PH была снабжена отделяемым голов-
ным блоком САС, который представлял собой своео-
бразный летательный аппарат, состоящий из уводимой
части КК (СА и БО), головного обтекателя, двигатель-
ной установки.
Твердотопливная ДУ САС представляла собой два
многосопловых блока реактивных твердотопливных
двигателей (для разделения и увода ОГБ) и четыре не-
больших управляющих РДЯ Корабль соединялся с ГО
тремя опорами, которые окружали СА и «упирались»
в нижний шпангоут БО. На этом шпангоуте СА как бы
«висел».
При аварии PH включались РДТТ разделения и
увода, которые поднимали ОГБ над аварийным но-
сителем и уводили его на высоту не менее 850 м и в
сторону не менее чем на 110 м. Затем СА отделялся
и совершал посадку на парашюте (при аварии в пер-
вые 26 с полета - на запасном, затем - на основном).
Тяга РДЯ составляла 76 тс, а время работы - менее
2 с. При срабатывании РДЯ экипаж испытывал пере-
грузки до 10 д.
При аварии между 161 и 522 с полета спускаемый
аппарат и бытовой отсек отделялись от приборно-агре-
гатного отсека, затем СА отделялся от БО и спускался
по штатной программе посадки.
При аварии после 522 с и до выхода на орбиту про-
изводилось разделение отсеков КК по штатной схеме,
но спуск проходил по баллистической траектории, при
этом перегрузки могли превышать 10 д.
В ходе разработки САС, в 1965 г., выяснилось, что
сброс ГО при аварии целиком невозможен без силь-
ного удара по приборно-агрегатному отсеку. Решили
ГО разделить на две части поперечным стыком, чтобы
при срабатывании ДУ САС отделять только верхнюю
часть ГО. При этом его нижняя часть вместе с ПАО КК
оставалась с ракетой. Для сохранения устойчивости в
полете на ГО появилось четыре решетчатых стабилиза-
тора. Такая конструктивно-компоновочная схема ОГБ
САС стала базовой для всех модификаций PH серии
«Союз» и КК «Союз»; она сохранилась до сих пор,
хотя в течение всех лет эксплуатации несколько раз
модернизировалась.
Первый пуск PH 11А511 «Союз» состоялся 28 но-
ября 1966 г. На орбиту был выведен беспилотный КК
«Союз» («Космос-133»). Всего было произведено
32 пуска этой PH (один пуск аварийный и одна авария
PH на стартовой позиции до пуска). Последний пуск
состоялся 14 октября 1976 г., на орбиту был выведен
транспортный корабль 7К-Т «Союз-23».
359
История развития отечественного ракетостроения
Лопата, Ю.К.Семенов,
Ъ.Д.гЪарафе£&, Ъ.Л.Со/саюп,
ЪЛЛЧерпок,, Е-.ЪЛЛаюарао
ОАО «РКК «Энергия»
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС Н1-ЛЗ
Созданию ракеты Н1 с ЖРД предшествовали ис-
следования по возможности разработки ракет с дви-
гателями на основе использования ядерной энергии.
В соответствии с постановлением правительства от
30 июня 1958 г. в ОКБ-1 был разработан эскизный про-
ект, утвержденный С.П.Королевым 30 декабря 1959 г.,
в котором была показана возможность создания ракет
с ядерным двигателем.
Для разработки ЯРД были подключены ОКБ-456
(В.П.Глушко) ГКОТ и ОКБ-670 (М.М.Бондарюк) ГКАТ.
ЯРД представлял собой ракетный двигатель, имеющий
ядерный реактор в цилиндрическом корпусе с подо-
гревом рабочего тела до 3000 К, снабженный четырь-
мя соплами. В качестве рабочего тела в ЯРД ОКБ-456
Проект ракеты-
носителя на базе Р-7
с использованием на
первой ступени шести
блоков с ЖРД и на второй
ступени - центрального
блока с ЯРД
предлагало использовать
аммиак, а ОКБ-670 - смесь
аммиака со спиртом. Удель-
ный импульс тяги ЯРД при
указанных выше условиях
должен был составить не ме-
нее 430 кгсс/кг. ОКБ-1 раз-
работало три варианта ракет
с ЯРД.
По первому варианту
предлагалась схема ракеты
ЯХР-2 длиной 48 м, подоб-
ная ракете Р-7, но с шестью
боковыми ракетными бло-
ками первой ступени, осна-
щенными 36 двигателями
Н.Д.Кузнецова, и второй
ступенью (центр) с ЯРД,
развивающим тягу в вакуу-
ме 140-170 тс, который на-
чинал работать в космосе
перед отделением боковых
ракетных блоков. Стартовая
масса ракеты первого вари-
анта должна была составить
850-880 т, масса полезного
груза, выводимого на орбиту
ИСЗ,- 35-40 т.
Второй вариант ракеты
представлял собой односту-
пенчатую МБР со стартовой
массой 87 т и массой полез-
ного груза 2,6 т (с ЯРД ОКБ-456) или стартовой мас-
сой 100 т и массой полезного груза 4 т (с ЯРД ОКБ-
670) при одинаковой дальности стрельбы 14000 км.
С экологической точки зрения вариант МБР выглядел
достаточно несовершенным, хотя и планировалось
объединить стартовое сооружение с искусственным
водоемом. Третий вариант ракеты представлял собой
«суперракету» со стартовой массой 2000 т и массой
полезного груза до 150 т. Первая и вторая ступени вы-
полнялись в виде «пакетов» из конических ракетных
блоков, которые должны были иметь на первой сту-
пени большое количество ЖРД НК-9 тягой по 52 тс.
Вторая ступень включала четыре ЯРД суммарной тя-
гой 850 тс, удельным импульсом тяги в вакууме до
550 кгсс/кг при использовании другого рабочего тела
при температуре нагрева до 3500 К. Жидкий водо-
род в качестве рабочего тела в ЯРД в то время еще не
предлагался. Перспективность использования жидкого
водорода в смеси с метаном в качестве рабочего тела
в ЯРД была показана в дополнении к «О возможных
характеристиках космических ракет с использованием
водорода», утвержденном С.П.Королевым 9 сентября
1960 г. Однако в результате дальнейших проработок
была показана целесообразность создания тяжелых
PH с использованием на всех ступенях ЖРД на ос-
военных компонентах топлива с применением в по-
следующем водорода в качестве горючего и только
в перспективе - ядерных двигательных установок.
Постановлением правительства от 23 июня 1960 г.
«О создании мощных ракет-носителей, спутников,
космических кораблей и освоении космического про-
странства в 1960-1967 гг.» предусматривалось прове-
дение в 1960-1962 гг. проектно-конструкторской про-
работки и необходимого объема исследований в целях
создания в ближайшие годы новой космической ракет-
ной системы со стартовой массой 1000-2000 т, обе-
спечивающей вывод на орбиту вокруг Земли тяжелого
межпланетного космического корабля массой 60-80 т,
мощных жидкостных ракетных двигателей с высокими
характеристиками, ЖРД на жидком водороде, ядер-
ных и электрореактивных двигателей, высокоточных
систем автономного и радиотехнического управления,
систем космической радиосвязи и т.п. Постановлением
правительства от 13 мая 1961 г. «О пересмотре планов
по космическим объектам в направлении выполнения
задач оборонного значения» был определен срок соз-
дания ракеты Н1 в 1965 г., однако Постановлением от
16 апреля 1962 г. «О важнейших разработках межкон-
тинентальных баллистических и глобальных ракет и
ракет-носителей космических объектов» проектирова-
ние ракеты-носителя Н1 было ограничено разработкой
в 1962 г. эскизного проекта с необходимым экономи-
ческим обоснованием стоимости ее создания.
К этой работе были привлечены: по двигателям -
ОКБ-456 (В.П.Глушко), ОКБ-276 (Н.Д.Кузнецов) и
360
Глава 5
ОКБ-165 (А.М. Люлька); по системам управления -
НИИ-885 (Н.А. Пилюгин), НИИ-944 (В.И.Кузнецов); по
наземному комплексу - ГСКБ Спецмаш (В.П.Бармин);
по измерительному комплексу - НИИ-4 МО (А.И. Со-
колов); по системе опорожнения баков и регу-
лирования соотношения компонентов топлива -
ОКБ-12 (А.С.Абрамов); по аэродинамическим ис-
следованиям - НИИ-88 (ЮАМозжорин), ЦАГИ
(В.М.Мясищев) и НИИ-1 (В.Я.Лихушин); по технологии
изготовления - Институт сварки им. Патона Академии
наук УССР (Б.Е.Патон), НИТИ-40 (Я.В.Колупаев), завод
«Прогресс» (А.Я.Линьков); по технологии и методи-
ке экспериментальной отработки и дооборудованию
стендов - НИИ-229 (Г.М.Табаков) и др.
При выборе стартовой массы PH Н1 последова-
тельно были рассмотрены многоступенчатые раке-
ты-носители со стартовой массой от 900 до 2500 т с
одновременной оценкой технических возможностей их
создания и подготовленности промышленности страны
к их производству. Расчеты показали, что большинство
задач как военного, так и космического назначения
решаются PH с полезным грузом массой 70-100 т, вы-
водимым на круговую орбиту Земли высотой 300 км.
Для проектных проработок PH Н1 был принят по-
лезный груз массой 75 тс использованием на всех
ступенях ЖРД на компонентах топлива кислород-ке-
росин. Этому значению массы полезного груза соот-
ветствовала стартовая масса PH 2200 т, было учтено,
что применение на верхних ступенях в качестве горю-
чего водорода позволит увеличить массу полезного
груза до 90-100 т при той же стартовой массе. Иссле-
дования, проведенные технологическими службами
заводов-изготовителей и технологическими институ-
тами страны, показали не только техническую возмож-
ность создания такой PH с минимальными затратами
средств и сроков, но и готовность промышленности
к ее производству. Одновременно были определены
возможности экспериментальной и стендовой отра-
ботки агрегатов PH и блоков второй и третьей ступеней
на существующей экспериментальной базе НИИ-229 с
минимальными доработками. Пуски PH предусматри-
вались с космодрома Байконур, для чего необходимо
было создать технические и стартовые сооружения. В
процессе проектирования были рассмотрены различ-
ные компоновочные схемы с поперечным и продоль-
ным делением ступеней, с несущими и ненесущими
баками, в результате чего была принята схема ракеты с
поперечным делением ступеней при подвесных моно-
блочных сферических топливных емкостях, с много-
двигательными установками на первой, второй и тре-
тьей ступенях. Выбор количества двигателей в составе
ДУ является одной из принципиальных проблем при
создании ракеты-носителя. После проведенного ана-
лиза было принято решение о применении двигателей
с тягой 150 тс по следующим причинам:
-	двигатель такой размерности можно было из-
готовить и отработать практически на существующей
производственно-технической и экспериментальной
базах; создание двигателя тягой 600-900 тс потребо-
вало бы новых производственных и эксперименталь-
ных баз, что значительно увеличило бы сроки и стои-
мость разработки ракеты;
это тогда считалось недо-
пустимым;
-	двигатель тягой
150 тс хорошо «привязы-
вался» ко второй ступе-
ни PH. Эта возможность
была использована, и
идентичные двигатели,
только с увеличенной сте-
пенью расширения сопла,
были поставлены на вто-
рую ступень, что умень-
шило номенклатуру дви-
гателей;
-	так как надежность и
работоспособность двига-
телей зависят от количества
проведенных стендовых
испытаний (суммарного
времени наработки), то при
равных экономических за-
тратах большую надежность
можно получить, отраба-
тывая двигатели меньшей
тяги;
-	при многодвигатель-
ной установке возможно
резервирование двига-
телей (при выключении
отказавшего), что суще-
ственно повышает вероят-
ность выполнения задачи.
Для этой цели на первой,
второй и третьей ступенях
носителя была установле-
на система контроля ра-
боты двигателя «КОРД»,
которая отключала двига-
тель при отклонении его
контролируемых пара-
метров от нормы. Тяго-
вооруженность PH была
принята такой, что при
отключении одного двига-
теля на начальном участке
траектории полет про-
должался, а на последних
участках полета первой
Ракетно-космический
комплекс Н1-ЛЗ в составе
трехступенчатой ракеты Н1
и лунного комплекса ЛЗ
(разрабатывался по лунной
пилотируемой программе)
Краткие технические
характеристики
РКК Н1-ЛЗ (7Л)
Масса выводимого полезного
груза на орбиту Земли
(Нкр=200 км) - 90 т
Стартовая масса -2820 т
Масса топлива:
-кислорода -1730 т
-керосина-680 т
Суммарная тяга двигателей
на земле-4615 тс.
361
История развития отечественного ракетостроения
В качестве первой ступени ракеты Н1 использовался
блок «А». Максимальный диаметр блока -16,8м
(по стабилизаторам - 22,3 м), высота -30,1 м
ступени можно было отключать и большее число дви-
гателей без ущерба для выполнения задачи. Забегая
несколько вперед, следует отметить, что из-за огра-
ниченности сроков разработки ракетного комплекса
налетные испытания PH вышла с низким уровнем на-
дежности единичного двигателя, а система «КОРД»
имела недостаточную систему алгоритмов выявления
предаварийного состояния двигателей и невысокую
помехозащищенность аппаратуры (это привело к вы-
даче ложного сигнала на выключение двигателей при
первом пуске PH), а перед началом летных испытаний
прошла недостаточный объем отработки в сопряжении
с другими системами ракеты (например, с системой
энергопитания).
В ОКБ-1 и других организациях были проведены
специальные исследования по обоснованию выбора
компонентов топлива с анализом целесообразности
применения их для PH Н1. Анализ показал значитель-
ное уменьшение массы полезного груза (при посто-
янной стартовой массе) в случае перехода на высоко-
кипящие компоненты топлива, что обусловливается
более низкими значениями удельного импульса тяги
и увеличением массы топлива баков и газов наддува
из-за более высокой упругости паров этих компонен-
тов. Сравнение разных топлив показало, что жидкий
кислород - керосин значительно дешевле АТ+НДМГ,
а стоимость единовременных затрат на капитальные
В качестве второй ступени ракеты Н1 использовался блок «Б».
Максимальный диаметр блока- около 10,3 м, высота - 20,5 м
В качестве третьей ступени ракеты Н1
использовался блок «В». Максимальный диаметр блока -
около 7,6 м, высота по стыкам -11,5м
вложения и отработку двигателей более чем в 2 раза
меньше для кислорода и керосина, при этом стоимость
компонентов жидкий кислород - керосин, обеспечи-
вающих пуск PH, в 8 раз меньше, чем для АТ+НДМГ.
Замкнутая схема ЖРД (дожигание генераторного
газа в камере сгорания) обеспечивает тепловое само-
воспламенение компонентов и существенно влияет на
устойчивость внутрикамерных процессов. Это под-
твердил опыт создания ЖРД замкнутой схемы в ОКБ-
1 под руководством М.В.Мельникова и ЖРД НК-9 в
ОКБ-276 (Н.Д.Кузнецов), Ракета-носитель Н1 состояла
из трех ступеней (блоки «А», «Б», «В»), соединенных
между собой переходными отсеками ферменного типа
и головного блока. Силовая схема представляла собой
каркасную оболочку, воспринимающую внешние на-
362
Глава 5
грузки, внутри которой размещались топливные баки
(бак горючего впереди), двигатели и другие системы.
В состав двигательной установки первой ступени вхо-
дили 24 двигателя НК-15 (11Д51) тягой на земле по
150 тс, расположенные по кольцу, на второй ступе-
ни - точно таких же 8 двигателей с высотным соплом
НК-15В (11Д52), третьей ступени - 4 двигателя НК-19
(11Д53) с высотным соплом; все двигатели имели
замкнутую схему. Приборы системы управления, теле-
метрии и других систем располагались в специальных
отсеках на соответствующих ступенях.
На стартовое устройство PH устанавливалась опор-
ными пятами, расположенными по периферии торца
первой ступени. Принятая аэродинамическая компо-
новка позволяла свести к минимуму потребные управ-
ляющие моменты и использовать на PH для управле-
ния по тангажу и крену принцип рассогласования тяги
противоположных двигателей. Из-за невозможности
транспортирования целых отсеков ракеты существую-
щими транспортными средствами принято их члене-
ние на транспортабельные элементы. На базе ступеней
PH Н1 можно было создать унифицированный ряд
ракет: Н11 с применением второй, третьей и четвертой
ступеней PH Н1 со стартовой массой 700 т и полезным
грузом массой 20 т на орбите ИСЗ высотой 300 км
и Н111 с применением третьей и четвертой ступеней
PH Н1 и второй ступени ракеты Р-9А со стартовой мас-
сой 200 т и полезным грузом массой 5 т на орбите
ИСЗ высотой 300 км, которые могли решать широкий
круг боевых и космических задач.
Работы по комплексу Н1 проводились под прямым
руководством С.П.Королева, возглавлявшего Совет
главных конструкторов, и его первого заместителя
В.П.Мишина. Над проектированием комплекса Н1
работали К.Д.Бушуев, С.С.Крюков, М.К.Тихонравов
(проектные и расчетно-теоретические работы);
С.О.Охапкин (конструкция и прочность); Б.Е.Черток
(система управления); М.В.Мельников (двигательные
установки); ЛАВоскресенский, Я.И.Трегуб (испы-
тания и средства испытаний); АЛАбрамов (назем-
ный комплекс); а также Я.П.Коляко, П.Ф.Шульгин,
ПАЕршов, С.Ф.Пармузин, А.Ф.Кулябин, С.С.Лавров,
В.В.Симакин, Р.Ф.Аппазов, В.Ф.Гладкий, ВАУдальцов,
ВАКалашников, Э.Б.Бродский, И.И.Райков,
Э.И.Корженевский, П.И.Ермолаев, И.Л.Минюк и дру-
гие сотрудники ОКБ-1. Проектные материалы по ра-
кете Н1 (всего 29 томов и 8 приложений) в начале
июля 1962 г. были рассмотрены экспертной комис-
сией под председательством Президента Академии
наук СССР М.В.Келдыша, в состав которой входили
видные ученые, руководители различных министерств
и ведомств, научно-исследовательских организаций и
промышленных предприятий. Комиссия отметила, что
обоснование возможности создания PH Н1 выполне-
но на высоком научно-техническом уровне и отвечает
требованиям, предъявляемым к эскизным проектам
PH и межпланетных ракет, может быть положено в
основу для разработки рабочей документации. Вместе
с тем члены комиссии М.С.Рязанский, В.П.Бармин,
А.Г.Мрыкин и некоторые другие высказались о не-
обходимости привлечь ОКБ-456 к разработке двига-
телей для PH. Но все попытки это сделать оказались
безуспешными. По взаимному согласию разработку
двигателей поручили ОКБ-276, которое не имело до-
статочного теоретического багажа и опыта разработки
ЖРД при практически полном отсутствии эксперимен-
тальной и стендовой баз для этого. Результат этого
шага (отказ В.П.Глушко от разработки двигателей и
подключение новой организации) сказался значитель-
но позднее как по технике дела, так и по срокам прове-
дения работ. В рекомендациях комиссии указывалось,
что первоочередной задачей создания PH Н1 является
ее боевое использование, хотя в ходе дальнейших ра-
бот задачи боевого применения выпали из поля зре-
ния и главное назначение ракеты Н1 было определено
как носителя космических объектов, в первую очередь
для посылки экспедиции на Луну и ее возвращения на
АДГулько (1904-1991 гг.). Ге-
рой Социалистического Труда.
С 1944 г. - заместитель главно-
го конструктора ОКБ НИИ-88, с
1947 г. - начальник группы, на-
чальник сектора ОКБ НИИ-88 -
ОКБ-1, с 1966 г. - заместитель
начальника отдела ЦКБЭМ, ин-
женер-конструктор Головного КБ
НПО «Энергия».
ВДВачнадзе (род. в 1929 г.).
В 1974—1977гг. - начальник 3 ГУ
МОМ СССР. В 1977-1991 гг. -
генеральный директор НПО
«Энергия». Лауреат Ленинской
премии
ААБорисенко (1930-2004 гг).
В 1966—1999 гг. - заместитель,
первый заместитель генераль-
ного директора НПО «Энергия»,
первый вице-президент РКК
«Энергия» им. С.ПКоролева -
директор АОЗТ «ЗЭМ РКК
«Энергия» им. С.П.Королева.
Лауреат Государственной премии
СССР.
363
История развития отечественного ракетостроения
Землю. В значительной степени на выбор такого ре-
шения повлияло сообщение о работах, проводимых в
США по лунной пилотируемой программе («Сатурн -
Аполлон»).
В постановлении от 24 сентября 1962 г. было ука-
зано начать летные испытания PH Н1 в 1965 г., опре-
делены основные этапы работ и сроки их выполнения:
-	стендовая отработка автономных двигателей
третьей ступени -1964 г., второй и первой ступеней -
1965 г.;
-	стендовая отработка двигателей в составе блоков
и установок - с 1964 г. по первый квартал 1965 г.;
-	изготовление двух комплектов агрегатов назем-
ного оборудования -1964 г.;
-	подготовка стартовой и технической площадок
для обеспечения первых пусков PH -1964 г;
-	отработка и отладка комплекса наземного обо-
рудования совместно с PH -1965 г.;
-	окончание строительства стартовой позиции и
сдача ее в эксплуатацию -1965 г.
В ходе разработки КД (1963-1964 гг.) были впервые
решены такие научно-технические и производственные
В.С.Овчинников (1925-1989 гг.).
С 1955 г. работал в ОКБ-1: стар-
ший инженер, начальник груп-
пы, начальник отдела. В 1967-
1989 гг. - заместитель руково-
дителя комплекса, руководитель
комплекса ЦКБЭМ (НПО «Энер-
гия» им. С.ПКоролева). Д.т.н.,
профессор. Лауреат Ленинской
премии.
И.С.Прудников (1919—2005 гг.).
В 1956-1984 гг. - начальник
отдела, главный конструктор
темы ОКБ-1 (ЦКБЭМ, Головного
КБ НПО «Энергия»). В 1984—
1995 гг. - старший научный со-
трудник РКК «Энергия». Д.т.н.
Лауреат Ленинской премии.
ВАТимченко (1931—2005 гг.).
С 1954г.работалвОКБ-1 (ЦКБЭМ,
НПО «Энергия», РКК «Энергия»
им. С.П.Королева): инженер; на-
чальник сектора; заместитель
начальника отделения. В 2004-
2005 гг. - главный научный со-
трудник РКК «Энергия». Лауреат
Государственной премии СССР.
проблемы, как изготовление крупногабаритных свар-
ных конструкций топливных емкостей, теплоизоляция
баков при криогенных температурах компонентов,
использование новых металлических и неметалличе-
ских материалов, сварка больших толщин материалов,
сборка крупногабаритных отсеков, разработка средств
разделения и отделения блоков, хвостовых отсеков,
головного обтекателя и т.п. В разработке технической
документации принимали участие С.О.Охапкин (руко-
водитель), Э.И.Корженевский, Б.Е.Гуцков, ГАФадеев,
Л.Б.Григорян, В.В.Симакин, А.Д.Гулько и др.
Разработка конструкции ракеты Н1 потребовала
нового подхода к прочностным расчетам узлов и агре-
гатов: необходимо было разработать новые критерии
прочности с учетом специфики нагрузок на PH, решить
проблемы статической и динамической прочности PH,
определяемой ее жесткостными характеристиками.
В работах по прочности ракеты Н1 под руковод-
ством С.О.Охапкина принимали участие О.И. Ма-
люгин, А.С.Авдонин, К.С.Колесников, Н.А.Павлов,
МАВавулин, Л.И.Маненок, К.И.Кудрявцев, АА Гриша-
нин, Л АФирсова и др. В это же время на предприятии
разрабатывалась, отрабатывалась и изготавливалась
большая номенклатура арматуры как для штатных об-
разцов PH, так и для экспериментальных установок,
что потребовало создания самостоятельного отдела 41
(АЯВольцифер) со своей экспериментальной базой и
специализированного арматурно-двигательного про-
изводства с уникальным оборудованием. В АДП рабо-
тали В.Д.Вачнадзе, В.И.Житомирский, Б.М.Бочаров,
ААБорисенко, ГАКуликов. Большой вклад внесли
А.Н.Вольцифер, Ю.П.Ильин, В.Ф.Нефедов, С.Л.Макин,
Н.И.Кофанов, Г.И.Брыковидр. В декабре 1962 г. ОКБ-1
представило в ГКОТ согласованные с главными кон-
структорами «Исходные данные и основные техниче-
ские требования на проектирование стартового ком-
плекса для ракеты Н1». 13 ноября 1963 г. Комиссия
Ракета-носитель Н1
в монтажно-испытательном корпусе космодрома
364
Глава 5
Лунный комплекс включал ракетные блоки «Г» и «Д», лунный корабль (ЛК)
с ракетным блоком «Е» и лунный орбитальный корабль (ЛОК) с ракетным блоком «И»
Лунный орбитальный корабль (ЛОК)
ВСНХ СССР своим решением одобрила межведом-
ственный график разработки проектной документации
по комплексу сооружений, необходимых для летной
отработки PH Н1, исключив само строительство и ма-
териально-техническое обеспечение.
Постановлением правительства от 24 декабря
1963 г. определены изготовители и поставщики агрега-
тов и систем стартовой позиции и комплекса специаль-
ного наземного технологического оборудования. В то
же время предложения Министерства обороны СССР
о необходимых ассигнованиях утверждены не были, а
выделенных на 1965 г. в размере одной трети от требу-
емых средств на строительно-монтажные работы было
явно недостаточно.
Работами по созданию полигонного комплекса
в ОКБ-1 руководили М.И.Самохин и АНИванников.
Большой вклад в создание наземного комплекса внес-
ли сотрудники ОКБ-1 АЛАбрамов, АТ.Дементеев,
В.С.Овчинников, Е.В.Чарнко, БАДорофеев, А.И.Беда,
ПАНовожилов, АВ.Пучинин и многие другие. Рабо-
ты по созданию и строительству полигона находились
под пристальным вниманием С.П.Королева. К началу
1964 г. общее отставание работ от предусмотренных
сроков составило 1-2 года и было настолько ощу-
тимым, что постановлением от 19 июня 1964 г. срок
начала ЛКИ перенесен на 1966 г. В постановлении от
3 августа 1964 г. впервые было определено, что важ-
нейшей задачей в исследовании космического про-
странства с помощью ракеты-носителя Н1 является ос-
воение Луны с высадкой экспедиций на ее поверхность
и последующим возвращением их на Землю.
После выхода этого Постановления С.П.Королев
провел частичную реорганизацию, в частности, создал
проектный отдел 93 (И.О.Прудников), перед которым
была поставлена задача проектирования лунного и
лунного орбитального кораблей. Отдел подчинялся
К.Д.Бушуеву. Проектирование PH и комплекса Н1-ЛЗ
в целом продолжал вести отдел 3 (Я.П.Коляко) под ру-
ководством С.С.Крюкова.
Ракетный комплекс, в состав которого входили
PH Н1 и лунная система для посылки на поверхность
Луны с последующим возвращением на Землю эки-
пажа в составе двух человек (посадка на Луну пред-
усматривала одного человека), получил обозначение
Н1-ЛЗ. Основными разработчиками лунной системы
ЛЗ были:
-	ОКБ-1 - головная организация по системе в
целом, разработке ракетных блоков «Г» и «Д», двига-
телей для блока «Д» и разработке лунного и лунного
орбитального кораблей;
365
История развития отечественного ракетостроения
Основные исходные по условиям посадки ЛК на поверхность
Луны, впервые сформулированные С.П.Королевым:
«Справка. Посадку ЛК следует рассчитывать на достаточно
твердый грунт типа пемзы. Вертикальная скорость =
О м/с при спуске наб = 1 м+. Боковая скорость должна
быть практически » 0 м/с. 28/Х.64. Королев».
-	ОКБ-276 (Н.Д.Кузнецов) - по разработке двига-
теля блока «Г»;
-	ОКБ-586 (М.К.Янгель) - по разработке ракетного
блока «Е» лунного корабля и двигателя этого блока;
-	ОКБ-2 (А.М.Исаев) - по разработке двигательной
установки (баки, ПГ системы и двигатель) блока «И»
лунного орбитального корабля;
-	НИИ-944 (В.И.Кузнецов) - по разработке систе-
мы управления системы ЛЗ;
-	НИИ АП (НАПилюгин) - по разработке систем
управления движением лунного и лунного орбиталь-
ного кораблей;
-	НИИ-885 (М.С.Рязанский) - по радиоизмери-
тельному комплексу;
-	ГСКБ Спецмаш (В.П.Бармин) - по комплексу на-
земного оборудования системы ЛЗ.
Началу работ предшествовали исследования по вы-
бору принципиальной схемы лунной системы ЛЗ, ее
основных характеристик, применяемых компонентов
топлива, а также характеристик PH, обеспечивающих
решение задачи. После выбора принципиальной схемы
системы ЛЗ основное внимание при проектировании
было уделено выбору компонентов топлива блоков и
их двигателей с учетом энергетических характеристик,
накопленного опыта разработки, заданной надежности
и сроков создания.
Были определены сроки начала ЛКИ -1966 г., экс-
педиции - 1967-1968 гг. Работы по созданию водо-
родных двигателей, проводившиеся ОКБ-2 и заводом
«Сатурн» (А.М.Люлька), находились на начальной
стадии, отсутствовала стендовая испытательная база.
Готовность этих двигателей в заданные сроки не обе-
спечивалась. Для блока «Г» наиболее оптимальным
оказался двигатель на компонентах кислород - керо-
син тягой 40 тс, используемый на блоке «В» PH, для
блока «Д» - двигатель на компонентах кислород -
керосин тягой 8,5 тс, разрабатываемый ОКБ-1 для
ракеты ГР-1 (8К713). Поскольку для малых запасов
топлива энергетические характеристики низкокипящих
и высококипящих окислителей практически равны, а
к ракетным блокам лунного и лунного орбитального
кораблей предъявляются требования высокой эксплу-
атационной надежности при длительном пребывании
в космосе с учетом их многократных запусков, были
выбраны двигатели на АТ+НДМГ тягой до 800 кгс для
ЛОК и тягой 2 тс с дросселированием тяги до 800 кгс
для ЛК (оба с дублированием).
Лунный корабль (ЛК)
366
Глава 5
Система ЛЗ состояла из разгонных
ракетных блоков «Г» и «Д», ЛОК (соб-
ственно корабль и ракетный блок «И»)
и ЛК (собственно корабль и ракетный
блок «Е»), головного обтекателя (сило-
вой каркас при наземной эксплуатации и
защита системы от аэродинамического и
теплового воздействия при прохождении
плотных слоев атмосферы), сбрасыва-
емого при достижении определенных
скоростных напоров, двигательной уста-
новки САС, обеспечивающей увод спу-
скаемого аппарата ЛОК от аварийной PH.
Лунный орбитальный корабль состоял из
спускаемого аппарата, бытового отсека,
на котором был расположен специаль-
ный отсек с двигателями ориентации и
причаливания и агрегатом системы сты-
ковки, приборно-агрегатного отсека цилиндрической
формы и энергетического отсека конической формы,
в которых размещались ракетный блок «И» и агрега-
ты системы энергопитания на кислородно-водородных
топливных элементах. Бытовой отсек служил одновре-
менно шлюзовой камерой при переходе космонавтов в
лунный корабль через открытый космос (после наде-
вания лунного скафандра «Кречет»). Лунный корабль
состоял из герметичной кабины космонавта, отсека с
двигателями ориентации с пассивным плоским ячеи-
стым агрегатом стыковки, приборного отсека, лунного
посадочного агрегата и ракетного блока «Е». Электро-
Лунный орбитальный корабль на монтажном стенде
питание ЛК осуществлялось химическими аккумулято-
рами, устанавливаемыми снаружи на раме ЛПА и при-
борном отсеке. Система управления строилась на базе
БЦВМ и имела ручную систему управления, позволя-
ющую космонавту самостоятельно выбирать место
посадки визуально через специальный иллюминатор.
Лунное посадочное устройство было четырехопорной
оригинальной конструкции с сотовыми поглотителями
остаточной вертикальной скорости посадки.
В создании ЛОК и ЛК принимали участие И.С. Пруд-
ников, К.П.Феоктистов, Е.Ф.Рязанов, В.А. Тимчен-
ко, В.А. Овсянников, Б.В.Чернятьев, Ю.М. Фрумкин,
Лунный корабль
в цехе
Отработка посадки лунного корабля
в стендовых условиях на специальном макете
367
История развития отечественного ракетостроения
Ю.МЛабутин, Г.И.Гадалин, Э.Н.Родман, Б.И. Сотни-
ков, В.Л.Пенчук, В.М.Филин, Н.П.Голунский, Н.А. Пав-
лов, К.М.Хомяков, Н.В.Фоломеев, М.П.Герасимов,
Г.В.Баканов, АГ.Решетин, ЛАГоршков, В.Ф. Садовый,
В.Н.Бобков, В.Е.Миненко, Н.П.Белоусов, К.С. Шустин,
ВИДудников, АА.Калашьян, О.И.Козюпа, Б.Г. Су-
прун, В.Г.Осипов, А.И. Буянов. Полет комплекса Н1-ЛЗ
планировался по следующей схеме:
-	вывод системы ЛЗ ракетой-носителем Н1 на орби-
ту ИСЗ (время пребывания на орбите ИСЗ - до 1 сут.);
-	разгон системы ЛЗ блоком «Г» на траекторию
полета Земля - Луна (блок «Г» работает до полной
выработки топлива);
-	доразгон системы ЛЗ блоком «Д» до заданной
скорости, проведение двух коррекций и переход систе-
мы ЛЗ (блок «Д» - ЛК - ЛОК) на орбиту искусствен-
ного спутника Луны; время полета к Луне - 3,5 сут.,
пребывания на орбите ИСЛ - до 4 сут.;
-	перевод системы ЛЗ с помощью блока «Д» с
круговой на эллиптическую орбиту, ее ориентация и
юстировка;
-	переход одного космонавта в ЛК из ЛОК;
-	отделение лунной посадочной системы (блок
«Д» и ЛК) от ЛОК;
-	разворот и торможение ЛК блоком «Д»;
-	отделение блока «Д» и его увод;
-	торможение с помощью блока «Е», маневр, юсти-
ровка и посадка ЛК на Луну; время пребывания на Луне
от 6 до 24 ч;
-	взлет ЛК с Луны с помощью блока «Е» и сты-
ковка ЛК с ЛОК на орбите ИСЛ (время пребывания на
орбите ИСЛ - до 1 сут.);
Космический аппарат Т2К для отработки функционирования
систем лунного корабля в условиях космического
пространства на околоземной орбите
1 - посадочный радиолокатор
2-каркас
3—ракетный блок «Е»
4 - блоки системы жизнедеятельности
5-система САФ
6 - прибор наблюдения
7-кабина космонавта
8 - блок двигателей ориентации
9 - радиатор системы терморегулирования
10 - стыковочный узел
11 - ионные датчики
12 - телевизионная камера
13-приборный отсек
14 - всенаправленные антенны
15 - антенна системы РКО
16 - навесной приборный отсек
17-отражатель
18 - резервный двигатель
19-бак окислителя
20-бак горючего
21 -кабель-мачта
22 - пневмосистема
23 - слабонаправленные антенны
24-астровизир
25 - антенны системы сближения
26 - антенна системы телеметрии
27 - источники питания
28 - баллоны системы СТР
29 - баллон системы СОГС
30 - основной двигатель
368
Глава 5
-	разгон ЛОК с помощью блока «И» по траектории
Луна - Земля, проведение коррекций (время полета к
Земле - 3,5 суток);
-	отделение СА, вход в плотные слои атмосферы
Земли со второй космической скоростью, планирую-
щий спуски посадка на территории СССР.
Общее время экспедиции -11-12 сут.
В декабре 1964 г. был разработан проект лунной
системы ЛЗ, содержащий исходные данные для разра-
ботки рабочих чертежей ракетных блоков «Г» и «Д»,
ЛОК и ЛК. Проект был рассмотрен и одобрен комисси-
ей под председательством Президента Академии наук
СССР М.В.Келдыша, а 10 февраля 1965 г. был утверж-
ден план создания лунной системы ЛЗ. Планом пред-
усматривалось: выдача и согласование технических
заданий на разработку основных систем и агрегатов
(февраль 1965 г.); разработка эскизного проекта си-
стемы ЛЗ в целом (август 1965 г.); разработка рабочей
документации (апрель-июнь того же года); изготовле-
ние экспериментальных установок, систем и образцов
ракеты (макетно-технологического образца - второй
квартал 1966 г. и первого летного образца - четвер-
тый квартал 1966 г.); создание комплекса наземного
оборудования (второй квартал года); эксперименталь-
ная отработка агрегатов и блоков (1966 г.); летно-кон-
структорские испытания комплекса Н1-ЛЗ (1966 г.).
В 1965 г. С.П.Королев энергично проводит этот
план в жизнь, внимательно следит за ходом работ,
принимает ряд принципиальных технических решений
по проекту комплекса. После его смерти руководство
работами по Н1-ЛЗ принял на себя В.П.Мишин, что
стало центральным направлением его деятельности.
В проекте Н1-ЛЗ требовалось уточнить ряд аэродина-
мических характеристик ракетного комплекса, создать
динамически подобные модели, распределить работы
между НИИ-944 и НИИ-885 по системам управления
и радиокомплексу, наметить программу эксперимен-
тальной отработки блоков и систем комплекса ЛЗ,
связанную с поведением жидкости при длительном
пребывании в невесомости и т.п.
Были разработаны нормы вибропрочности и ви-
броустойчивости аппаратуры и агрегатов комплекса,
определено влияние акустического поля давления,
возникающего при работе всех двигателей первой
ступени, на прочность конструкции, а также харак-
теристики демпферов и решен ряд других проблем,
требующих экспериментального подтверждения на
установках и ракете. Наибольшие трудности возникли
при работах по двигателям первой и второй ступеней
ракеты-носителя в связи с задержками производства
и отсутствием необходимой экспериментальной базы.
В результате исследований было установлено, что для
проведения экспедиции на Луну в составе двух космо-
навтов с высадкой на ее поверхность одного из них и
возвращением их на Землю при одном пуске ракеты-
носителя Н1 необходимо
выводить на орбиту ИСЗ
полезный груз массой
не менее 95 т. В связи с
этим были предприняты
поиски решений, обеспе-
чивающих выведение на-
званной массы полезного
груза без коренной его
переработки, сохранение
в максимальной степени
документации, оснастки
и т.п. Основными меро-
приятиями, принятыми к
реализации полета ком-
плекса Н1-ЛЗ, были вы-
бор трассы запуска с на-
клонением 52°; снижение
высоты орбиты с 300 до
220 км, увеличение ра-
бочего запаса топлива за
счет введения вставок в
экваториальной части ба-
ков, термостатирование
Запуск космического
аппарата Т2К на орбиту ИСЗ
горючего до температуры - (15-20) °C и переохлаж-
дение кислорода до -191 °C; установка дополнитель-
ных шести двигателей в центральной части блока «А»
и форсирование тяги двигательных установок первой,
второй и третьей ступеней в среднем на 2 %; установ-
ка четырех решетчатых стабилизаторов на хвостовом
отсеке блока «А» и т.д. В результате стартовая масса
PH возросла до 2800 т. Работы по двигателю 11Д58
блока Д шли напряженно, но сомнений в обеспечении
надежности и заданных сроков не вызывали, что было
подтверждено дальнейшим ходом работ. Он обеспечи-
вал семикратный запуск при длительном пребывании
в условиях космического пространства и невесомости.
К системе управления PH предъявлялись жесткие тре-
бования по рациональному использованию энергети-
ческих возможностей PH, а сложность динамической
схемы потребовала теоретических и эксперименталь-
ных исследований по оценкам динамических харак-
теристик PH и способов обеспечения устойчивости
движения ее как жидконаполненного упругого объек-
та. Движение PH совершалось не по жесткой, наперед
заданной траектории, а по эластичной, наиболее оп-
тимальной в энергетическом отношении. Изменение
режимов работы отдельных двигателей по тяге дости-
галось за счет изменения малых расходов горючего в
газогенераторе путем перестройки работы регулятора
относительно маломощными электрогидравличе-
скими рулевыми приводами системы РКС. В поиск
путей решения динамики движения ракеты большой
вклад внесли Г.С.Ветров, ГИДегтяренко, И.М. Рапо-
порт, О.Н.Воропаев, Е.Ф.Лебедев, Л.И.Алексеев и др.
369
История развития отечественного ракетостроения
Ракетно-космический комплекс Н1-ЛЗ
в пути на стартовый комплекс
Для управления по крену
Г.НДегтяренко
(род. в 1928 г.). С1998 г.-
главный специалист,
ведущий научный
сотрудник РКК «Энергия»
им. С.П.Королева.
использовались специаль-
ные управляющие сопла,
работающие на газогенера-
торном газе основных дви-
гателей. Система управле-
ния PH в первоначальном
варианте строилась с ис-
пользованием в основном
аналоговых и релейных
схем в составе бортовых
приборов, а затем (с ра-
кеты 7Л) появилась воз-
можность создать систему
управления на базе бор-
товой цифровой вычисли-
тельной машины. Это позво-
ЛауреатГосударственной	лило полнее использовать
премии СССР.	энергетические возможно-
сти PH и улучшить точност-
ные показатели. Система управления разрабатывалась
в НИИ АП по заданию ОКБ-1. Принципы построения
ДУ определялись наличием глубоко переохлажденных
компонентов топлива, автономностью подключения
двигателей к топливным бакам, идентичностью по-
Ракетно-космический комплекс Н1-ЛЗ
около пускового устройства стартовой позиции
строения пневмогидравлических систем различных
блоков, внедрением резервирования. Это позволило
облегчить совместную отработку одиночных двигате-
лей с системами PH, унифицировать элементы пнев-
могидравлических систем и уменьшить их количество.
В работах по созданию двигательных установок
участвовали П.Ф.Шульгин, ПАЕршов, Н.Н. Тупицын,
НАЗадумин, Г.Я.Александров, Г.Г.Подобедов, В.Г. Ха-
спеков, В.М. Протопопов, И.И.Райков и др.
Для оценки правильности функционирования
систем и агрегатов, определения причин и мест от-
казов на PH Н1 имелась система бортовых телеме-
трических измерений, включая системы измерения
медленноменяющихся параметров (типа РТС-9), бы-
строменяющихся параметров (типа БРС-4) и автоном-
ные регистраторы (типа АРГ-4), в создании которой уча-
ствовали ЕВ.Шабаров, Э.Б.Бродский, Н.П.Голунский,
В.В.Воршев, Я.И.Трегуб, ВАПаликин и др.
Наземная экспериментальная отработка комплекса
Н1-ЛЗ включала отработку прочности, герметично-
сти, испытаний в глубоком вакууме и в условиях не-
весомости; отработку механических и пиротехнических
систем разделения и стыковки, пневмогидравлических
систем блоков PH и системы ЛЗ, приборов и аппара-
туры управляющих и измерительных систем, систем
энергопитания, арматуры, систем жизнеобеспечения;
проведение высокотемпературных и тепловакуумных
испытаний, исследования газодинамических процессов
при старте и разделении ступеней; стендовую отработ-
ку блоков PH, включая отработку термодинамических
370
Глава 5
Установка ракетно-космического комплекса Н1-ЛЗ на пусковое устройство
процессов при заправке баков, хранении, подготовке к
пуску; комплексную отработку PH совместно со старто-
вой позицией, включая отработку термодинамических
процессов топливных систем наземного комплекса,
систем стыковки ракетного и стартового комплексов,
технологических процессов подготовки стартового и
ракетного комплексов к пуску PH.
Наземная экспериментальная отработка прочно-
сти комплекса включала статические, динамические
и ударные испытания узлов и агрегатов комплекса.
Испытание крупногабаритных сборок проводилось на
базе НИИ-88, динамические и ударные испытания уз-
лов и агрегатов - на экспериментальной базе ОКБ-1,
оснащенной испытательными механическими, гидрав-
лическими и вибрационными стендами и стендами для
испытаний на удар. Все испытания были проведены до
начала ЛКИ с выдачей соответствующих заключений.
Узлы и агрегаты, требующие отработки герметично-
сти, тепловой защиты и теплоизоляции, проходили ис-
пытания на экспериментальной базе ОКБ-1 и НИИ-229,
оснащенной термо- и барокамерами с различной глу-
биной вакуума и высокотемпературными установками
требуемых тепловых параметров. Экспериментальная
отработка системы сброса хвостовых отсеков, разделе-
ния головного обтекателя и его сброса проводилась в
НИИХСМ (В.С.Лыжков), здесь отрабатывалось лунное
посадочное устройство, исследованы и отработаны га-
зодинамические процессы старта PH на моделях мас-
штаба 1:10. Отработка систем разделения блоков PH
проводилась на технической позиции в МИК PH. Отра-
ботка систем разделения ЛК и ЛОК в штатных и аварий-
ных ситуациях, систем стыковки, отделения блока Д и
разделения его элементов в полном объеме была про-
ведена на производственных площадях ЗЭМ. Экспери-
ментальная отработка пневмогидравлических систем
ДУ подтвердила их надежную работу при длительном
пребывании в условиях невесомости.
Блок «Д» успешно прошел испытания в условиях
космоса по программе Л1: запуски космических аппа-
ратов «Зонд-4» (2 марта 1968 г.), «Зонд-5» (16 сентя-
бря 1968 г.) и «Зонд-6» (10 ноября 1968 г.). Работоспо-
собность бортовых систем лунного корабля с ракетным
блоком была успешно проверена в полете на околозем-
ной орбите на беспилотном лунном корабле Т2К без
ЛПУ, который был запущен ракетой-носителем «Союз»
24 ноября 1970 г. («Космос-379»), 26 февраля 1971 г.
(«Космос-398») и 12 августа 1971 г. («Космос-434»),
Комплексная наземная отработка, проверка рабо-
тоспособности систем ДУ и конструкции блоков, тем-
пературных, динамических и вибрационных режимов
371
История развития отечественного ракетостроения
Подготовка ракетно-космического комплекса
Н1-ЛЗ на стартовом устройстве к пуску
Две ракеты Н1
на стартовом комплексе
Первые секунды попета ракетно-космического комплекса Н1-ЛЗ (изделие 11А52 № 6Л), 1971 г.
372
Глава 5
PH Н1 и головного блока проводились на специально
дооборудованном сооружении № 2 в НИИ-229 с 1965
по 1974 г. В это время были проведены холодные ис-
пытания блоков «Б», «В», «Г»и «Д» без запуска дви-
гателей, на которых отрабатывались режимы заправки,
предстартового наддува, захолаживания, слива и др.
Проведены четыре огневых испытания ЭУ-16 (№ 2 -
13 апреля 1967 г., № 3 - 2 февраля 1967 г., № 2А -
23 августа 1967 г, №5-25 ноября 1970 г. (полномас-
штабный модуль блока «В» с четырьмя двигателями
суммарной тягой около 600 тс)); три огневых испыта-
ния ЭУ-15 (№ 1 - 23 июня 1968 г., № 1А - 29 августа
1970 г., № 1Б -15 декабря 1973 г. (полномасштабный
модуль блока «Б» с восемью двигателями суммарной
тягой 1200 тс)); цикл огневых испытаний на много-
разовой установке (ЭУ-87), воспроизводящей штатные
условия работы единичных двигателей установок бло-
ков «А»; огневые испытания ФЭУ-15 (модуль блока
«Г») и огневые испытания блока «Д». Все испытания
прошли с положительными результатами, по которым
все блоки были допущены к ЛКИ.
В комплексных огневых испытаниях участвова-
ли Л.А.Воскресенский, Е.В.Шабаров, Б.А. Дорофеев,
Э.Б. Бродский, А.С.Мазо, В.Д.Семенов, Г.Г.Табаков,
Б.В.Фалеев, Н.А.Омельницкий, А.И.Филин и др.; в аэ-
родинамических испытаниях - А.Ф. Кулябин, А.Ф. Тю-
рикова, Г.И.Борисов и др.; в отработке пневмогидро-
систем - Б.Е.Гуцков, П.А.Ершов, В.М. Протопопов,
А.А. Ржанов, Н.А.Задуминидр.
Для комплексной отработки конструкции и тех-
нологии изготовления PH (в т.ч. прочностных требо-
ваний), ее испытаний, стыковки с головным блоком,
отработки сопряжения и методики эксплуатации со-
вместно с наземным оборудованием СК и службами
космодрома, отработки взаимодействия персонала
и методов управления на всех этапах подготовки PH
был создан электрически, пневматически и гидрав-
лически действующий образец ракеты-носителя Н1.
Образец просуществовал с 1966 г. по первый квартал
1975 г. и претерпел за это время четыре модифика-
ции, которые были связаны с изменениями в про-
цессе создания и модернизации ракеты-носителя Н1.
Летно-конструкторские испытания ракеты Н1 с упро-
щенным головным блоком системы ЛЗ (с беспилот-
ным кораблем 7К-Л1С вместо ЛОК и ЛК) начались
в феврале 1969 г. К началу ЛКИ были проведены экс-
периментальная отработка узлов и агрегатов, стендо-
вые испытания блоков «Б» и «В», испытания с макет-
ным образцом ракеты 1М на технической и стартовой
позициях. Испытаниями руководили заместители
технического руководителя Б.Н.Филин и П.К.Кошкин,
руководители испытаний - Б.М.Сербии, В.П.Шинкин
и В.С.Васичкин, доводки изделия Н1 - главный кон-
структор Б.А.Дорофеев и заместитель главного кон-
структора Г.Н. Дегтяренко.
Первый пуск ракетно-космического комплекса
Н1-ЛЗ (№ ЗЛ) с правого старта 21 февраля 1969 г.
закончился аварийно. В результате возникших высоко-
частотных колебаний в газогенераторе двигателя № 2
оторвался штуцер отбора давления за турбиной и об-
разовалась течь компонентов, приведшая к пожару в
хвостовом отсеке, нарушению БКС системы контроля
работы двигателей, которая на 68,7-й секунде выдала
ложную команду на выключение двигателей. Несмо-
тря на аварию, этот пуск подтвердил правильность
выбранных динамической схемы, динамики старта,
процессов управления PH с помощью рассогласова-
ния тяги двигателей, позволил получить опытные дан-
ные по нагрузкам на PH и ее прочности, воздействию
акустических нагрузок на ракету и стартовую систему
и некоторые другие данные, в т.ч. эксплуатационные
характеристики в реальных условиях.
Второй пуск комплекса Н1-ЛЗ (№ 5Л) был прове-
ден 3 июля 1969 г. с правой пусковой установки и так-
же закончился аварийно из-за ненормальной работы
двигателя № 8 блока «А». Ракета упала на стартовое
сооружение, что привело к значительным разрушени-
ям стартового комплекса. Однозначно причина аварии
не была установлена. По заключению аварийной ко-
миссии под председательством В.П.Мишина наиболее
вероятной причиной аварии было разрушение насоса
окислителя двигателя при выходе на главную ступень.
Эти аварии послужили причиной обращения Глав-
нокомандующего ракетных войск Маршала Советского
Союза Н.И.Крылова к министру общего машиностро-
ения С.А.Афанасьеву в декабре 1969 г. с письмом, в
котором говорилось: «Результаты анализа двух аварий-
ных пусков комплекса Н1-ЛЗ, а также статистика пусков
других сложных ракетно-космических комплексов по-
казывают, что существующая методика отработки ракет-
но-космических комплексов не обеспечивает высокого
уровня их надежности при выходе на ЛИ. Существую-
щая методика наземной отработки РКК в основном
аналогична методике отработки боевых ракет, кото-
рые, как правило, значительно проще РКК типа Н1-ЛЗ.
В то же время в процессе ЛИ боевых ракет расходуется
несколько десятков изделий (от 20 до 60) для их отработ-
ки до требуемого уровня надежности. При проведении
ЛКИ тяжелых РКК отсутствует возможность длительной
летной отработки с большим расходом ракет-носите-
лей. Ввиду этого представляется целесообразным из-
менить принятый объем и характер наземной отработки
этих комплексов к моменту выхода на ЛИ. По нашему
мнению, новые методы наземной отработки тяжелых
РКК должны строиться на основе многоразовости дей-
ствия и больших запасов по ресурсу комплектующих
систем и агрегатов; проведения предполетных огневых
испытаний двигателей и ракетных блоков без последу-
ющей переборки с целью выявления производственных
дефектов и прохождения периода приработки».
373
История развития отечественного ракетостроения
По результатам анализа испытаний, расчетов, ис-
следований и экспериментальных работ, на что ушло
2 года, были выработаны мероприятия, позволившие
исключить аварийные случаи по всем предполагае-
мым причинам, повысить надежность двигателей и
других систем и агрегатов и обезопасить стартовое со-
оружение. Основными мероприятиями были повыше-
ние надежности насоса окислителя (увеличение зазо-
ров, уменьшение нагрузки на подшипник); улучшение
качества изготовления и сборки ТНА; установка перед
насосами двигателя фильтров, исключающих попада-
ние в него посторонних предметов; заполнение перед
стартом и продувка азотом хвостового отсека блока
«А» в полете и введение фреоновой системы пожа-
ротушения; введение в конструкцию теплозащиты эле-
ментов конструкции, приборов и кабелей систем, рас-
положенных в хвостовом отсеке блока «А», изменение
расположения приборов в нем в целях повышения их
живучести; введение блокировки команды АВД до 50
с полета и аварийный увод PH от старта по сбросу пи-
тания и т.п.
Проведенные летные испытания показали неэф-
фективность принятой системы контроля качества
Памятник С.П.Королеву на территории ОАО «РКК «Энергия»
двигателей (КОНРИД). Поэтому с июля 1970 г. ОКБ-276
приступило к созданию по вновь выданному ЦКБЭМ
техническому заданию качественно новых двигате-
лей многократного запуска, обеспечивающих более
чем трехкратный ресурс, устанавливаемых на ракету
без переборки после огневых стендовых испытаний.
Третий запуск ракетно-космической системы Н1-ЛЗ
(№ 6Л) был проведен 27 июня 1971 г. с левого старта.
Все 30 двигателей блока «А» вышли на режим пред-
варительной и главной ступеней тяги в соответствии со
штатной циклограммой и нормально функционирова-
ли до их выключения системой управления на 50,1 с,
однако с начала полета наблюдалось ненормальное
протекание процесса стабилизации по крену, а рас-
согласование по углу вращения непрерывно увеличи-
валось и к 14,5-й секунде достигало 145°. Поскольку
команда АВД была заблокирована до 50 с, то полет до
50,1 с был практически неуправляемым.
Наиболее вероятная причина аварии - потеря
управляемости по крену из-за действия неучтенных
ранее возмущающих моментов, превышающих распо-
лагаемые управляющие моменты органов крена. Вы-
явленный дополнительный момент крена возник при
всех работающих двигателях из-за мощного вихревого
потока воздуха в задонной области ракеты, усугубив-
шегося несимметричностью обтекания выступающих
за днище ракеты деталей двигателей.
Для обеспечения управления ракетой по крену
менее чем за год под руководством М.В.Мельникова
и Б.А.Соколова были созданы рулевые двигатели
11Д121, работающие на окислительном генератор-
ном газе и горючем, отбираемых от основных дви-
гателей. 23 ноября 1972 г. был произведен четвертый
пуск комплекса Н1-ЛЗ. Ракета № 7Л, стартовавшая в
этом пуске, претерпела значительные изменения, на-
правленные на устранение выявленных недостатков
и увеличение массы выводимого полезного груза.
Управление полетом осуществлял бортовой вычис-
лительный комплекс по командам гиростабилизи-
рованной платформы разработки НИИ АП. В состав
двигательных установок введены рулевые двигатели,
система пожаротушения, улучшена механическая и те-
пловая защита приборов и бортовой кабельной сети и
др. Измерительные системы были доукомплектованы
вновь созданной малогабаритной радиотелеметриче-
ской аппаратурой разработки ОКБ МЭИ (главный кон-
структор - А.Ф.Богомолов). Всего на этой ракете было
установлено более 13000 датчиков.
Ракета пролетела без замечаний 106,93 с , но за
7 с до расчетного времени разделения первой и второй
ступеней произошло практически мгновенное разру-
шение насоса окислителя двигателя № 4, которое при-
вело к ликвидации ракеты. Очередной пуск намечался
на четвертый квартал 1974 г. К маю на ракете № 8Л
были реализованы все проектные и конструктивные
374
Глава 5
мероприятия по обеспечению живучести ракеты, вы-
текающие из анализа предыдущих полетов и дополни-
тельных исследований. Начался монтаж модернизиро-
ванных двигателей.
Назначенный в мае 1974 г. руководитель ЦКБЭМ,
преобразованного в НПО «Энергия», академик
В.П.Глушко своим приказом с молчаливого согласия
Министерства общего машиностроения (С.А. Афана-
сьев), Академии наук СССР (М.В. Келдыш), Военно-
промышленной комиссии Совмина (Л.В. Смирнов) и
ЦК КПСС (Д.Ф.Устинов) прекратил все работы по ком-
плексу Н1-ЛЗ. Это решение лишило страну возможно-
сти запуска тяжелых кораблей.
Ъ.А.Tla.лькл&-Свирше$скм11,
А Ю.IKumachko.
ГП«КБЮ»
ГП «ПО «Южмаш»
УЧАСТИЕ В ПРОГРАММЕ Н1-ЛЗ. РАЗРАБОТКА
РАКЕТНОГО БЛОКА «Е»
Вспоминает директор ЮМЗ А.М.Макаров:
«После того как выяснилось, что В.Н.Челомей
носитель на Пуну сделать не может, выполнение этой
престижной национальной задачи поручили ОКБ Сер-
гея Павловича Королева. Он отлично понимал, что на
«семерке» такой полет осуществить невозможно и
задумал создать мощную ракету Н1. Однако Королев
понимал и другое: одному его КБ не под силу решить
такую сложную и грандиозную проблему. Надо при-
влечь к работе над Н1 другие организации и производ-
ственные базы, в первую очередь ОКБ Янгеля.
Однажды по правительственной связи Сергей Пав-
лович позвонил мне. «Александр Максимович, - об-
ратился Сергей Павлович ко мне, - правительство по-
ручило нам государственную задачу - полет на Пуну.
Хочу подключить Ваш завод и КБ Янгеля к работе над
этим проектом. Как думаешь, воспримут мое предло-
жение Михаил Кузьмич и сотрудники КБ?».
Я ответил Королеву, чтобы он не беспокоился за
завод, а насчет КБ обещал потолковать с Янгелем и
выразил надежду, что Михаил Кузьмич с пониманием
отнесется к этому предложению...
Буквально через пару дней я встретил Сергея Пав-
ловича в нашем аэропорту, и мы сразу поехали на за-
вод. После осмотра завода мы часа три просидели у
меня в кабинете. Говорили о предстоящей работе. На
второй день встретились с Янгелем и его ближайшими
помощниками. Сергей Павлович Королев рассказал о
проекте полета на Пуну ракете-носителе Н1 ио поса-
дочно-взлетном блоке «Е», который предполагалось
создать в Днепропетровске, особо отметив, что требу-
ется абсолютная надежность блока и его двигателей.
Обсуждение прошло оживленно, как говорят, при вза-
имном интересе. К моей радости, Янгель заинтересо-
вался идеей и в принципе не возражал разработать по-
садочно-взлетный блок «Е» лунного корабля, о чем и
был подписан соответствующий документ».
3 августа 1964 г. принимается Постановление пра-
вительства № 655-268 «О работах по исследованию
Луны и космического пространства». Создание ракеты
Н1 и космического корабля ЛЗ, облет Луны плани-
ровалось произвести в 1966 г. с посадкой на Землю.
В первом полугодии 1967 г. - произвести посадку на
Луну с одним или двумя космонавтами с возвращени-
ем на Землю. Этим постановлением ОКБ-586 и заво-
ду № 586 поручены разработка и изготовление блока
«Е» - ракетного блока КК.
Ракетный блок «Е» являлся основным узлом лун-
ного корабля. Он был призван обеспечить:
-	торможение лунной кабины на завершающей ста-
дии посадки на Луну,
-	возможность зависания лунной кабины на не-
большой высоте над поверхностью Луны для осущест-
вления горизонтального маневра при выборе места
посадки,
-	взлет лунной кабины на орбиту искусственного
спутника Луны для стыковки с находящимся там лун-
ным орбитальным кораблем.
В случае каких-либо нештатных ситуаций на участ-
ке снижения к Луне и при нахождении лунной кабины
на поверхности Луны блок «Е» должен был обеспе-
чить немедленный взлет лунной кабины по аварийной
программе с возвращением на орбиту вокруг Луны
для стыковки с лунным орбитальным кораблем.
В конструктивном отношении блок «Е» состоял из
следующих основных узлов:
-	конического силового отсека клепаной конструкции;
-	бака горючего с коническим корпусом, вогнутым
нижним и выпуклым верхним днищами;
-	тороидального бака окислителя;
-	двигательной установки 11Д410, состоящей из
двух независимых двигателей с собственным ТНА -
однокамерного основного 11Д411 и двухкамерного
резервного 11Д412;
-	донного экрана из тонких листов титанового
сплава, подкрепленного титановыми профилями,
предназначавшегося для защиты нижней части блока
«Е» от теплового, газодинамического и механического
воздействия факела двигателей и частиц лунного грун-
та при посадке и взлете.
Он имел сложную торосферическую форму, ко-
торая обеспечивала прохождение равнодействующей
всех газодинамических сил при старте лунной кабины
через центр масс для обеспечения минимума боковых
375
История развития отечественного ракетостроения
возмущений. В процессе разработки блока «Е» необхо-
димо было впервые решить ряд сложных технических
задач, главными из которых являлись обеспечение на-
дежного запуска двигателей в условиях невесомости и
необходимого температурного режима компонентов
топлива при длительном нахождении в космосе. При
этом необходимо было учитывать чрезвычайно жест-
кие требования по массовым характеристикам блока.
Разработка двигательной установки для блока «Е»
была поручена двигательному КБ-4, входящему в со-
став ОКБ-586. Требования к двигателям - основному
и резервному - были чрезвычайно тяжелыми. Основ-
ной двигатель 11Д411 должен был иметь два режима
- основной и режим глубокого дросселирования - до
35 %, а также возможность двух включений. Резерв-
ный двигатель 11Д412 был однорежимным с регу-
лировкой тяги до 10 %. Главное требование - высо-
чайшая надежность. От этого зависела жизнь первого
космонавта-селенита. На участке посадки лунной ка-
бины на поверхность Луны должен работать основной
двигатель. В случае его отказа должен был включиться
резервный двигатель и вывести лунную кабину на ор-
биту вокруг Луны для стыковки с лунным орбиталь-
ным кораблем. При старте с Луны предусматривался
запуск обоих двигателей - основного и резервного.
Такая схема обеспечивала высокий уровень надежно-
сти - порядка 99,977 %. Включение основного и ре-
зервного двигателей в штатной ситуации должно было
осуществляться в условиях невесомости.
В связи с этим одной из сложных технических про-
блем была разработка внутрибаковых устройств, обе-
спечивающих подачу топлива в двигатель в условиях
В.М.Кульчев (1921-1997 гг.).
Герой Социалистического Труда.
С1952 г. работал на ПО «ЮМЗ»:
инженер по сварке, заместитель
начальника цеха, начальник цеха
(1952-1963 гг.), главный техно-
лог завода (1963—1985 гг.). Лау-
реат Ленинской премии.
Б.И.Губанов (1930-1999 гг.). Ге-
рой Социалистического Труда.
Д.т.н. Инженер, начальник сек-
тора, заместитель начальника
отдела ОКБ-586 (1954-1965 гг.).
главный инженер КБ «Южное»
(1965—1967 гг). первый заме-
ститель генерального конструк-
тора НПО «Энергия» - главный
конструктор РКС «Энергия»
(1982-1990 гг).
невесомости, надежно исключая попадание на вход
двигателей газа наддува.
После долгих поисковых и экспериментальных
работ материаловедов и конструкторов был принят
вариант жестких разделителей с мелкоячеистыми
сетками, которые за счет действия капиллярных сил
на границе раздела газовой и жидкой фаз содержи-
мого баков обеспечивают непроникновение газовых
пузырей к заборным устройствам двигателей. Для
подтверждения их работоспособности был проведен
большой объем экспериментальной отработки на мо-
делях, стендах невесомости, впоследствии в натурных
условиях, который принес положительные результаты.
Основной вклад в их разработку и отработку внесли
проектанты Н.В.Цуркан, И.Г.Писарев, конструкторы
М.С.Алимамедов, Б.А.Шевченко, Ю.М.Цирульник.
Разработанный КБ-4 двигатель 11Д411 обеспечи-
вал шестикратное изменение тяги, имея турбонасос-
ную систему подачи топлива и камеру с регенератив-
ным охлаждением, для которой дросселирование тяги
в таком широком диапазоне представляло особо труд-
ную задачу. При этом камера двигателя обеспечивала
высокий удельный импульс тяги (324 с).
Отработка двигателя с февраля 1969 г. началась
на пятом стенде НИИХМ, куда каждый месяц выезжа-
ла бригада специалистов ОКБ, затем испытания были
продолжены на введенном в строй четвертом стенде
в комплексе 8 ОКБ-586. Наработки двигателя до от-
каза так и не удалось добиться, т.к. для подтверждения
высоких показателей нужно было провести большое
количество испытаний. А двигатель никак не хотел от-
казывать. Во время ресурсных испытаний двигатель
работал безотказно в течение 10000 с при требуе-
мых 470 с.
Проблема обеспечения температурного режима
конструкции блока «Е» и компонентов топлива была
связана с длительностью полета ЛК от Земли до Луны
и контрастом между солнечным нагревом и космиче-
ским холодом при стоянке ЛК на неосвещенной по-
верхности Луны. Вся наружная поверхность блока была
закрыта многослойной экранно-вакуумной изоляци-
ей, состоящей из чередующихся слоев алюминирован-
ной полиэтиленгерефталатной пленки и стекловуали.
В зонах, подвергающихся воздействию высоких тем-
ператур от факела двигателей, в составе ЭВТИ вместо
пленки использовалась алюминиевая и даже никеле-
вая фольга. Отдельные незащищенные элементы кон-
струкции полировались. В местах контакта блока «Е»
с ЛПУ устанавливались пластмассовые термомосты.
Для исключения излучения тепла через сопла камер
сгорания двигателей сопла закрывались вышибными
заглушками из многослойной ЭВТИ. После посадки
на Луну срезы сопел закрывались захлопывающи-
мися полукруглыми крышками, отстреливающимися
перед стартом с Луны.
376
Глава 5
В работах по обеспечению температурного ре-
жима блока «Е» особая роль принадлежит теплови-
кам Ю.И.Мошненко, Т.Е.Александровой, проектанту
АГ.Морозу, конструкторам Г.А.Демерцеву, А.А. Ере-
менко. Все технические решения по теплоизоляции
блока также проходили большой объем эксперимен-
тальной отработки, которая завершалась комплексны-
ми тепловыми испытаниями полноразмерного макета
блока «Е» в термобарокамере.
Ввиду того, что самая совершенная пассивная те-
плоизоляция не способна абсолютно исключить тепло-
обмен и сохранить температуру компонентов топлива
в заданном, довольно узком диапазоне, в состав блока
был введен контур жидкостной системы терморегу-
лирования лунного корабля. Внутри топливных баков
блока «Е» были размещены трубопроводы, по кото-
рым циркулировал жидкий теплоноситель из системы
жизнеобеспечения космонавта.
В серьезную проблему для разработчиков блока «Е»
вылилась проблема массы конструкции блока. В резуль-
тате скрупулезного анализа и споров в ТЗ была указана
согласованная масса - 0,525 т. После выпуска конструк-
торской документации дефицит массы составил более
50 кг. Для стимулирования инициативы инженеров ОКБ
был выпущен приказ главного конструктора, в котором
авторам реализованных предложений по снижению
массы назначалось вознаграждение в размере 25 руб.
за 1 кг. Были и сложные предложения, требовавшие
принятия решения на высоком уровне, изменения тех-
нологии изготовления. Учитывая престижность работы,
завод никогда не отказывался от реализации даже са-
мых сложных и трудоемких предложений.
Результаты кампании за снижение массы были
просто замечательными: после того как изготовили
и взвесили первый блок «Е», выяснилось, что его
масса в сборе ниже заданной в ТЗ почти на 25 ки-
лограммов!
Высочайшие требования к надежности блока «Е»
потребовали в короткое время провести очень боль-
шой объем наземной отработки. Эта задача была
успешно решена совместными дружными усилиями
завода и ОКБ. Под руководством директора завода
АММакарова, главного инженера Н.Д.Хохлова, а за-
тем Л.Л.Ягджиева, главного технолога В.М.Кульчева
своевременно были изготовлены все узлы, агрегаты
и опытные конструкции, необходимые для отра-
ботки. А под руководством главного инженера ОКБ
Б.И.Губанова в сжатые сроки была проведена подго-
товка экспериментальной базы ОКБ и в полном объеме
проведена наземная экспериментальная отработка.
После того, как блок «Е», как и другие блоки ЛК,
успешно прошли всю наземную экспериментальную
отработку, настал черед летных испытаний. В связи с
неготовностью к полетам носителя Н1 (к тому времени
прошли два пуска PH и оба аварийные) и для эконо-
мии средств первые полеты летных образцов лунного
корабля было решено проводить на носителе 11А511
(«Союз»), Носитель должен был вывести опытный об-
разец лунного корабля на околоземную орбиту, где в
условиях невесомости должны были обеспечиваться
запуск двигателя блока «Е» и совершаться различные
маневры ЛК с управлением в автоматическом режиме
собственной аппаратурой корабля.
Испытания проводились на космодроме Байконур.
Председателем Государственной комиссии по летным
испытаниям лунного корабля был назначен генерал
А.А.Максимов, заместитель начальника ГУКОС.
Первый пуск прошел 24 ноября 1970 г., второй -
26 февраля 1971 г., третий - 12 августа 1971 г. Все
испытания прошли успешно. В средствах массовой
информации они были представлены как запуски ис-
кусственных спутников Земли серии «Космос».
Блок «Е» в составе ЛК полностью подтвердил свою
работоспособность, правильность заложенных в нем
технических решений, и был готов к работе в составе
космической системы Н1-ЛЗ. К сожалению, носитель
Н1 так и не был отработан.
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
К.&Нс-стсроА
ФГУП «ГКНПЦ имени М.В.Хруничева»
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ ТЯЖЕЛОГО КЛАССА
УР-500К «ПРОТОН»
Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров
СССР от 24 апреля 1962 г. была задана разработка
варианта УР-500 - ракеты-носителя тяжелых косми-
ческих объектов УР-500К. От базовой ракеты УР-500
конструкция ракеты-носителя УР-500К отличалась
наличием третьей ступени. Двигательная установка
третьей ступени УР-500К проектировалась ОКБ-154
С.А.Косберга и состояла из неподвижно установлен-
ного маршевого двигателя (высотная модификация
двигателя первой ступени ракеты УР-200) и рулевого
двигателя открытой схемы с четырьмя качающимися
камерами.
Все технологические и сборочные операции вы-
полнялись в цехах завода имени Хруничева, который
стал монопольным производителем ракеты-носите-
ля. На заводе значительно расширился фронт сбо-
рочных работ. Ракета УР-500К «Протон» состояла
из 18701 наименования детально-сборочных единиц.
На изготовление ракеты уходило 7,353 т черных метал-
377
История развития отечественного ракетостроения
PH УР-500К «Протон» в сборочном цехе
лов и 25,856 т цветных. К подготовке производства УР-
500К привлекли ведущие НИИ страны. С их помощью
были разработаны т.н. директивные технологические
процессы. Они базировались на выходящей из стен КБ
документации, которая перед сдачей в производство
проходила трехкратный контроль на технологичность.
Изготовление баков для ракеты «Протон» было
поручено коллективу цеха № 73, ранее специализи-
рующемуся на изготовлении отсеков фюзеляжа само-
летов М4 и ЗМ. Начальник цеха Н.У.Фролов и его за-
местители П.А.Борисов, Л.Н.Фуфурин, Е.И.Воробьев
организовали переподготовку рабочих кадров. Заново
было создано технологическое бюро цеха во главе с
А.В.Берхиным, в которое влились молодые специ-
алисты в области сварки. Костяк техбюро в эти годы
составляли А.Н.Волков, БАМихалкин, В.А. Ермакова,
Г. Г.Безрукова, Т.К.Мишина, М.Н.Платов, В.А. Грошиков,
В.М.Корнеев, А.Н.Шинкоренко. Совместно со специ-
алистами отдела сварки В.Н.Бодровой (Михалкиной),
Н.И.Цитрон, АНЕреминой, А.Ф.Булановой технологи
цеха приступили к разработке рабочих техпроцессов на
изготовление сварных узлов ракеты-носителя «Про-
тон». В цехе появилась целая группа высококвалифи-
цированных сварщиков: А.П. Глухов, ИАМельников,
Л.К.Бобышкин, М.Шершнев, Н.С. Кроткий, А.С.Чуднов,
А.В.Суворов, Е.В. Белявский, Н.Д. Грецов.
Вместе с рабочими набирались опыта в производ-
стве сварных конструкций, отрабатывали технологию
изготовления, контроля сварных швов, испытаний,
сборки и монтажа цеховые инженеры, старшие масте-
ра и мастера производственных участков: М.П. Чернов,
Ф.И.Глушаков, Г.В.Климкин, АКТугачев, А.Е. Му-
равьев, А.Е.Григорьян, Б.И.Кравцов, М.Г.Смирнов
и др. Для производства качественной продукции
наряду с производственниками учились и набира-
лись опыта работники ВТК цеха: В.Н.Афонченко,
В.Н. Иванов, В.Г.Париченко, З.В.Панфилова, Н.В. Ов-
сянкина, М.Н.Платов, Н.С.Мерзликин, Р.В. Платов,
А.В.Афанасьева, З.Г.Горюнова, НАСурнина, Р.К. Ко-
шель, КАКлючарев. Осваивали методы неразру-
шающего контроля с помощью специалистов ЦЗЛ
рентгенологи цеха: Р.Н.Жандарева, В.П.Борисова,
Н.Т.Васильева и др. Проводили испытания на проч-
ность сварных корпусов В.Г.Рыбасс, А.Н.Кудинов,
П.А.Смешкалин, ПАКузнецова, И.Н.Ногин и др. Чуть
больше года потребовалось коллективу цеха № 73 под
руководством Н.У.Фролова для того, чтобы освоить
новые технологии и приступить к серийному произ-
водству ракеты-носителя «Протон».
В конце 1963 г. приступил к сборке стендовых изде-
лий цех № 22. В1964 г. началась сборка летных ракет-
носителей. С первых дней было установлено тесное
378
Глава 5
сотрудничество с Филиалом ЦКБМ (ныне - КБ «Са-
лют»). Большое внимание цеху уделял ведущий кон-
структор по теме Ю.Н.Труфанов. Постоянную группу
конструкторов Филиалом ЦКБМ (ныне - КБ «Салют»)
в цехе № 22 возглавлял Б.П.Лебедев - конструктор
высокой квалификации. Большую работу по отработ-
ке КД проводил отдел главного конструктора заво-
да -заместитель ОГК А.И.Циммерман, начальники КБ
В.Ф.Бандурин, ДГ.Костко, П.П.Королев, В.И.Федотов.
Проблемы сыпались как из рога изобилия. Стали
разрушаться баки, изготовленные из малоисследован-
ного алюминиевого сплава, главный технолог заво-
да А.А.Тимм предложил Челомею заменить сплав на
более пластичный и хорошо освоенный АМГ-6, хоть
это и вызывало утяжеление баков и, следовательно,
носителя. Пришлось провести даже специальные ис-
пытания баков, однако сплав АМЦ опять-таки их не
выдержал, главный конструктор завода Б.Г.Бритков на
основе весового и прочностного анализа, проведенно-
го в его отделе, убедил Челомея, что можно сохранить
заданную массу ракеты, если оптимизировать весовые
и прочностные характеристики изделия, однако время
нахождения ракеты в заправленном состоянии на стар-
те сокращалось. Завод получил согласие Челомея, и во
все цеха «вернулся» сплав АМГ-6.
Находясь в курсе работ по лунной программе, Че-
ломей понял, что с помощью ракеты С.П.Королева Р-7
реализовать программу будет очень сложно, т.к. вы-
вести на орбиту полезную нагрузку массой более 7 т
ракета не может и для сборки ЛК потребуется несколь-
ко запусков Р-7 со стыковками и перестыковками.
До реализации проекта сверхтяжелого носителя Н1
было еще очень далеко. Незадолго до отставки Хрущева
он предложил руководству страны проект облета Луны с
помощью трехступенчатой ракеты УР-500К, работа над
которой была практически завершена. Ракета могла вы-
вести на орбиту тяжелый корабль весом до 20 т.
В соответствии с Постановлением ЦК КПСС и
Совета Министров СССР от 3 августа 1964 г. «О ра-
ботах по исследованию Луны и космического про-
странства» была поставлена задача ускоренной раз-
работки проекта облета Луны с помощью ракетного
комплекса на базе носителя УР-500К. Для решения
задачи облета Луны разрабатывался проект ракет-
но-космического комплекса в составе ракеты УР-
500К, разгонного блока и облетного корабля ЛК но-
вой разработки (ОКБ-52). Комплекс получил индекс
УР-500К-ЛК. 30 июня 1965 г. В.Н.Челомеем был ут-
вержден «Эскизный проект пилотируемого космиче-
ского корабля для облета Луны».
В тот же день решением комиссии ВСНХ по воен-
но-промышленным вопросам была назначена научно-
техническая экспертная комиссия под председатель-
ством М.В.Келдыша по анализу деятельности ОКБ-52.
Одной из задач комиссии являлась проверка правиль-
ности принятых технических решений по созданию
ракетно-космического комплекса УР-500-ЛК. С 5 по
19 августа 1965 г. комиссия рассмотрела представлен-
ные ОКБ-52 и смежными организациями материалы
эскизного проекта ракеты-носителя УР-500К и косми-
ческого корабля «ЛК». Комиссией было рекомендо-
вано продолжить работы по программе облета Луны
комплексом УР-500-ЛК.
Однако Постановлением ЦК КПСС и Совета Мини-
стров СССР от 25 октября 1965 г. «О сосредоточении
сил конструкторских организаций промышленности на
создании комплекса ракетно-космических средств для
облета Луны» предписывалось работы по обеспечению
облета Луны проводить с использованием в качестве
облетного корабля 7К-Л1 разработки ОКБ-1. Разра-
ботка разгонного блока (блок «Д») также поручалась
ОКБ-1. ОКБ-52 должно было обеспечить реализацию
программы носителем УР-500К. Комплекс получил
индекс УР-500К-Л1. Проект УР-500К-ЛК был закрыт.
13 декабря 1965 г. С.П.Королевым и В.Н.Челомеем
были утверждены «Основные положения по космиче-
скому комплексу УР-500К-Л1».
21 сентября 1966 г. на площадку 92 космодрома
Байконур с завода имени Хруничева прибыл техноло-
гический макет носителя под номером 22601. Макет
собрали и к концу октября провели пневмоиспытания,
тут же на полигон пришел с завода состав с первой
летной ракетой «Протон» (серийный номер 22701).
В феврале 1967 г. на площадку 92 доставили ГЧ:
разгонный блок «Д» и космический корабль Л 1-П.
Непосредственное техническое руководство под-
готовкой к испытаниям осуществлял Ю.Н.Труфанов,
ему помогали ведущие инженеры Лесновский и Не-
дайвода.
Вспоминает АКНедайвода:
«2 марта 1967 г. состыкованный носитель достави-
ли на стартовую позицию - площадку 81 - для под-
готовки к работе. Пустить ракету собирались 8 марта,
но военные попросили, по вполне объяснимым при-
чинам, перенести пуск на пару дней. 10 марта погода
стояла пасмурная, температура воздуха была около
нуля градусов. Создавалось впечатление, что воздух
будто наполнен влагой тающего снега, облака висе-
ли прямо над головой. В
общем, внешне обстановка
выглядела весьма хмурой.
И вот пуск: ракета быстро
поднялась над стартом и
тут же скрылась в облаках.
Только рев двигателей да
«репортаж» по громкой
связи говорили о том, что
ракета летит. Все три ступе-
ни отработали штатно, за-
тем отделился разгонный

А.К.Недайвода
379
История развития отечественного ракетостроения
Транспортировка ракеты УР-500К «Протон» на стартовую позицию
Ракета-носитель на стартовой позиции
блок и благополучно вывел на орбиту космический
аппарат. В сообщении ТАСС его назвали спутником
«Космос-146». Так стартовал носитель «Протон».
В кооперацию по созданию PH УР-500К вошли
широко известные опытные организации, которые
вложили свой интеллектуальный потенциал в создание
бортовых систем, в частности:
-	КБ энергетического машиностроения (глав-
ный конструктор - В.П.Глушко) - двигатели первой
ступени; КБ химавтоматики (главный конструктор -
С.А.Косберг, впоследствии - А.Д.Конопатов) - двига-
тели второй и третьей ступеней;
-	НИИ автоматики и приборостроения (главный
конструктор - НАПилюгин) и ОКБ завода «Комму-
нар» (главный конструктор - Л.Л.Балашов) - система
управления;
-	разработка стартового комплекса - кооперация
во главе с КБ общего машиностроения (главный кон-
структор - В.П.Бармин);
-	разработка технического комплекса - коопера-
ция во главе с филиалом № 2 ЦКБМ (главный кон-
структор - В.М.Барышев).
С 1970 по 1979 г. было произведено 56 пусков
УР-500К, из них 6 были неудачными, причины аварий
устанавливались однозначно, после чего разрабатыва-
лись мероприятия по устранению дефектов. Програм-
ма летных испытаний ракеты-носителя УР-500К за-
380

История развития отечественного ракетостроения
PH УР-500К «Протон». Старт
PH УР-500К «Протон». Первые секунды полета
вершилась 29 сентября 1977 г. запуском орбитальной
станции «Салют-6». Постановлением ЦК КПСС и Со-
вета Министров СССР от 27 июня 1978 г. космический
ракетный комплекс с ракетой-носителем УР-500К был
принят на вооружение.
Всего на «Протоне» успешно запущены шесть дол-
говременных орбитальных станций типа ДОС (с 1971
по 1986 г.); пять орбитальных станций, созданных по
программе «Алмаз» (с 1973 по 1991 г.); четыре транс-
портных корабля снабжения; пять модулей станции
«Мир» и два модуля МКС («Заря» и «Звезда»). Все
эти космические аппараты были 20-тонного класса.
Именно с помощью «Протона» были проведены и все
основные отечественные исследования Луны, Марса,
Венеры и кометы Галлея.
В1988 г. «Протоны» вывели 2 космических аппара-
та «Фобос-1», предназначенных для посадки на спут-
ник Марса. Спутник «Интеграл», разработанный Евро-
пейским космическим агентством, имеющий на своем
борту гамма- и рентгеновский телескопы, успешно вы-
веден «Протоном» на орбиту с максимальной высотой
153000 км. Созданная в середине 1960-х гг. ракета-но-
ситель УР-500К была наиболее мощным из числа нахо-
дящихся в эксплуатации отечественных носителей.
382
Глава 5
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
ПРОЕКТ СВЕРХТЯЖЕЛОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ
УР-700
Видя негативные стороны проекта ракеты-носителя
Н1, разрабатываемого ОКБ-1, В.Н.Челомей с 1962 г.
организовал в филиале № 1 ОКБ-52 проработки
сверхтяжелой ракеты-носителя с весом полезной на-
грузки на орбите ИСЗ от 70 до 175 т, присвоив ему
индекс УР-700. ОКБ-52, после закрытия проекта УР-
500ЛК с сентября 1965 г„ совместно со сложившейся
кооперацией разработчиков провело инициативную
работу в виде «Предэскизного проекта пилотируемого
космического корабля «ЛК-3» для полета на Луну».
В проекте предлагалось в короткие сроки создать
сверхтяжелый носитель УР-700 с лунным кораблем
разработки ОКБ-52, базируясь на опыте создания и от-
работки ракеты-носителя УР-500К и корабля ЛК, для
осуществления пилотируемой экспедиции на Луну.
Корабль, по мнению В.Н.Челомея, должен был до-
ставлять экипаж из двух человек в любую точку Луны
по схеме прямой посадки на 88 % видимой части ее
поверхности, включая полярные области. Он считал,
что PH этого класса должна обеспечивать решение не
только задачи оставить след на поверхности Луны, но
и заложить основу для будущих экспедиций по ее все-
стороннему изучению, а также использовать затем эту
ракету или ее модификации для исследования Марса,
Венеры и других тел Солнечной системы.
Расчеты специалистов ОКБ-52 показали, что потреб-
ная начальная масса корабля на опорной околоземной
орбите для решения этих задач должна быть около 175 т.
В октябре 1966 г. проект был направлен в министерство,
16 ноября В.Н.Челомей представил основные техниче-
ские детали его альтернативного проекта лунной экспеди-
ции на пленарном заседании Консультативного совета по
рассмотрению выполненных работ по программе Н1-ЛЗ.
В конце года, по поручению министра С.А. Афа-
насьева, ЦНИИмаш подготовил «Заключение по
сравнительному анализу комплекса УР-700 с моди-
фикациями ракеты Н1», в котором было указано, что
«перспективные, более мощные модификации раке-
ты-носителя Н1, как показала экспертная комиссия
по сравнению ракетно-космической системы УР-700-
ЛК-700 с перспективными модификациями Н1, явля-
ются совершенно новыми ракетами, требующими для
своего создания не меньших материальных и времен-
ных затрат по сравнению с созданием ракеты-носите-
ля УР-700, при меньших весах полезной нагрузки, вы-
водимой на орбиту ИСЗ, и при значительно меньшем
объеме решаемых задач».
Обсуждение предэскизного проекта длилось боль-
ше года. Результатом его рассмотрения было поруче-
ние о разработке эскизного проекта на предлагаемую
космическую систему. Разработка эскизного проекта
ракетно-космической системы УР-700-ЛК-700 была
начата в соответствии с постановлением правительства
от 17 ноября 1967 г. по тактико-техническому заданию
ИКИ АН СССР и Министерства обороны СССР.
В конце 1967 г. под председательством В.Н.Челомея
проходит заседание Совета главных конструкторов, на
котором В.Н.Челомей сообщил о выходе постановления
и предложил обсудить основные контуры этой работы.
По завершения эскизного проекта оставалось 9 месяцев.
Основные технические соображения В.Н.Челомея:
-	с В.П.Глушко договорились в части двигателей
первой ступени тягой по 640 т. Вес ракеты - 4800 т,
выводит на орбиту ИС3150 т;
-	УР-700 не следует связывать с Н1, у которой
полезная нагрузка 75-95 т, УР-700 - 150 т и выше.
Можно стартовать с любой точки Луны, в любое вре-
мя. Возможны высадка беспилотной станции на Марс
весом 12 т, пилотируемый облет Марса.
Сверхтяжелая ракета-носитель УР-700 (макет)
383
История развития отечественного ракетостроения
Сравнительные размеры лунных пилотируемых
УР500-ЛК-1	УР700-ЛК-700	Н1-ЛЗ
комплексов с ракетами-носителями
УР-500К, УР-700 (ОКБ-52, ЦКБМ),
Н1 (ОКБ-1, ЦКБЭМ) и «Сатурн-5»
111.9
метры
Сатурн-5
Это позволит обеспечить преимущество по срав-
нению с США («Сатурн-5» выводит 127 т). По схеме
«А» на третьей ступени может быть выведен полез-
ный груз 250 т.
Было предложено материалы эскизного проекта
смежных организаций представить в августе 1968 г.,
все частные задания согласовать до конца 1967 г, со-
став эскизного проекта представить на утверждение
М.В.Келдышу. Решение Совета главных конструкторов
было принято единогласно. Эскизный проект ракетно-
космической системы УР-700-ЛК-700 был подписан
В.Н.Челомеем 30 сентября 1968 г. Он включал в себя
57 томов из 279 книг.
Во «Введении» отмечалось: «...разрабатываемая в
настоящее время в ЦКБЭМ ракетно-космическая систе-
ма Н1-ЛЗ даже при окончательной доводке будет иметь
возможность решить только первую, ограниченную за-
дачу по исследованию Луны - задачу высадки экспеди-
384
Глава 5
ции со сроком пребывания на поверхности Луны одного
космонавта в течение нескольких часов, без проведения
серьезных научных исследований - и не обеспечит ши-
рокого освоения Луны... .Ракетно-космическая система
УР-700-ЛК-700 разрабатывается с учетом возможности
организации на Луне долговременных лунных баз для
широкого освоения Луны. Кроме широкого освоения
Луны, на базе РКС УР-700-ЛК-700 могут быть созда-
ны системы для пилотируемого облета Марса, Венеры,
возможна организация экспедиции на Марс.
Ракета УР-700 с ЛК-700 должна была иметь массу
4823 т, выводить на орбиту 151 т, компоненты топли-
ва - АТ+НДМГ, высота с ЛК-700 - 74,5 м, диаметр
первой ступени -17,6 м. На первой ступени -6 + 3
двигателя 8Д420 суммарной тягой 4116 + 2058 т, на
второй - 3 двигателя 8Д420 суммарной тягой 2058 т,
на третьей - 3 двигателя 11Д44 тягой 174,7 т х 3
(в вакууме). Ракета построена из блоков диаметром
4,1 м (принятым для УР-500, что было пределом для
транспортировки с завода-изготовителя железнодо-
рожным транспортом), сборка ускорителей первой-
третьей ступеней и общей - на технической позиции.
При разработке УР-700 инженеры филиала № 1
ЦКБМ (в 1966 г. ОКБ-52 было переименовано в Цен-
тральное конструкторское бюро машиностроения)
выбрали сразу как тандемную, так и пакетную схему
на одной ракете. Центральный блок PH - вторая сту-
пень - состоял сам из двух ступеней. Нижний отсек
представлял собой пакет, собранный из трех длинных
цилиндрических модулей. Эти модули были моди-
фикацией центрального блока PH УР-500. На каждый
модуль устанавливался один двигатель. Верхний отсек
центрального блока состоял из трех цилиндрических
модулей меньшего диаметра, соединенных в пакет. На
каждый модуль устанавливался один двигатель 11Д44.
Центральный блок по всей длине был окружен
тремя пакетами, каждый из которых состоял из двух
одинаковых цилиндрических модулей. Этот комплект
из шести цилиндрических модулей представлял собой
первую ступень PH УР-700. Как на центральном блоке,
на первой ступени на каждом модуле устанавливался
двигатель 8Д420. Все двигатели девяти модулей из
состава первой и второй ступеней должны были запу-
скаться при старте.
В расчетной точке траектории, после выработки
топлива, боковые блоки сбрасывались, оставляя ра-
ботающей нижнюю секцию центрального блока. Эта
секция затем также отбрасывалась и включались
три двигателя 11Д44 общей тягой 520 т для выведе-
ния 151-тонного полезного груза на околоземную
орбиту. Начальные параметры этой орбиты: высота
186 х 260 км и наклонение 51,5°.
Общие затраты на создание РКС УР-700-ЛК-700
оценивались в 816 млн руб. Эскизный проект включал,
кроме 279 книг документации, натурный макет корабля.
Несмотря на положительные результаты рассмо-
трения эскизного проекта, дальнейшие работы по ра-
кетно-космической системе УР-700-ЛК-700 не были
развернуты. Предложения ЦКБМ по выправлению по-
ложения с освоением Луны и планет приняты не были.
Нет никаких оснований для измышлений, что будто
бы работы ЦКБМ сыграли какую-либо отрицательную
роль в развитии лунной программы СССР. Наоборот,
созданная в ходе работ по этой программе ракета-
носитель УР-500К «Протон» выполняла и выполняет
огромный объем задач в развитии отечественной и
мировой космической техники. Научно-технический
задел, полученный в ходе проектных работ по РКС
УР-700-ЛК-700, может быть востребован на дальней-
ших этапах развития космонавтики.
В подтверждение этому за месяц до высадки амери-
канцев на Луну министерство своим приказом № 232
от 30 июля 1969 г. поручило ЦКБМ совместно
с ЦНИИмаш разработать НИР «Аэлита» - проект ко-
рабля МК-700 для пилотируемой экспедиции на Марс.
Через год в отчете по этой работе было показано,
как можно решить задачу освоения Марса, основыва-
ясь на реалиях того времени, положив в основу мате-
риалы, разработанные по проекту УР700-ЛК700.
Н.С.Каройиса£,
Ъ.А. Па1лысо&-С£мрше£сюш,
ДЮЗПимхешсо
ГП «КБЮ»
ГП «ПО «Южмаш»
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ СЕРИИ «КОСМОС»
(11К63,11К65)
В 1956 г. на одном из совещаний в проектном от-
деле ОКБ главный конструктор М.К.Янгель проинфор-
мировал своих помощников и проектантов о новом
задании: «В следующем году Королев будет запускать
искусственный спутник Земли на «семерке». Мне пред-
ложено подстраховать эту работу. Берите нашу боевую
ракету, ставьте на нее вторую ступень, решайте задачу».
Идея создания космической PH на базе боевой ра-
кеты была чрезвычайно плодотворной: существенно
сокращались сроки и стоимость разработки космиче-
ского ракетного комплекса и упрощалась его эксплу-
атация за счет использования существующего старто-
вого комплекса и его технологического оборудования.
В дальнейшем по этому пути шло строительство почти
всех космических ракетных комплексов ОКБ-586.
Были проведены проектные проработки семей-
ства PH на базе всех боевых ракет ОКБ, находящихся
в то время на разных стадиях разработки. По расчетам
385
История развития отечественного ракетостроения
проектантов, для превращения боевой ракеты Р-12
(8К63) в космический носитель нужна была, как мини-
мум, еще одна ступень.
В связи с успешным запуском первого ИСЗ фир-
мой Королева, подстраховки со стороны М.К.Янгеля
не потребовалось, и интерес правительства к работам
ОКБ-586 в этом направлении существенно ослаб. Од-
нако в самом ОКБ-586 энтузиасты космического на-
правления во главе с начальником проектного отдела
В.М.Ковтуненко продолжали творческий поиск, кото-
рый в конце концов привел к успеху.
С 1958 г. ОКБ-456 (В.П.Глушко) разрабатывало
двигатели РД-119 на жидком кислороде и НДМГ для
третьей ступени PH разработки С.П.Королева, пред-
назначенной для вывода на орбиту вокруг Земли тя-
желого корабля-спутника и запуска КА к Луне. Однако
С.П.Королев предпочел использовать для этой цели
альтернативный кислородно-керосиновый двигатель
РД-0109 разработки Воронежского ОКБ-254 (главный
конструктор - С.А.Косберг). Двигатель В.П.Глушко
РД-119, таким образом, оказался невостребованным.
На одном из совместных совещаний В.П.Глушко пред-
ложил этот двигатель М.К.Янгелю. Проектные прора-
ботки ОКБ-586 с использованием двигателя РД-119
показали не только приемлемость его для разрабаты-
ваемой второй ступени PH, но и возможность увели-
чения полезной нагрузки вдвое по сравнению с азот-
нокислотным двигателем. Правда, при этом менялась
вся концепция построения космического ракетного
комплекса, однако преимущества были весьма ощу-
тимы. Двигатель РД-119 был принят. Получилась за-
конченная увязка второй ступени PH, а вместе с нею -
и всего ракетного комплекса.
Предложение ОКБ-586 о создании двухступенчато-
го носителя легкого класса на базе серийной боевой
ракеты 8К63 было незамедлительно поддержано Ака-
демией наук СССР и Министерством обороны, кото-
рые увидели в нем возможности реализации собствен-
ных насущных задач.
Несмотря на огромную занятость работами по
созданию боевых стратегических ракет, ОКБ-586
нашло возможности выделить группу специалистов
для создания первой своей космической ракеты.
В апреле 1960 г. был разработан эскизный проект
носителя.
В августе 1960 г. было подписано постановление
правительства о создании ракеты-носителя 63С1 на
базе боевой ракеты Р-12. Постановлением разрешалось
изготовление десяти ракет и запуск на них различных,
не повторяющихся по задачам и составу аппаратуры КА.
Запуск должен был осуществляться с временного экс-
периментального шахтного старта на ГЦП-4.
Работы по созданию первого собственного кос-
мического носителя пошли полным ходом. Веду-
щим конструктором по комплексу 63С1 был назна-
чен В.А.Пащенко, его помощником - П.П.Плешаков.
Огромный энтузиазм исполнителей, создававших
первую в ОКБ ракету-носитель, принес свои плоды:
выпуск конструкторской документации, изготовление
и наземная отработка космической ступени заняли
меньше года. Летом 1961 г. первая летная ракета 1ЛК
была отправлена на полигон.
Летно-конструкторские испытания ракеты 63С1,
получившей индекс 11К63, проводились в два эта-
па. Председателем Государственной комиссии был
назначен начальник полигона генерал-полковник
В.И.Вознюк, техническим руководителем - В.М. Ков-
туненко, его заместителем - И.П.Козлов. Пуски
первого этапа проводились из ШПУ стартового ком-
плекса «Маяк-2», дооборудованной ГСКБ Спецмаш
(В.П.Бармин) для пусков ракеты 63С1 после отработки
шахтного старта ракеты 8К63. Испытания систем PH
проводились на технической позиции в МИК на пло-
щадке 20. После проведения полного объема электро-
и пневмоиспытаний ступени ракеты на грунтовых
тележках транспортировались на стартовую позицию.
Сборка ракеты на СП производилась в вертикальном
положении. Сначала с помощью штатного обору-
дования в шахту загружалась первая ступень. Затем
полностью собранная вторая ступень перегружалась
на стрелу установщика и опускалась вниз, где стыко-
валась с первой ступенью. Это была единственная от-
ечественная PH, на которой с шахтным вариантом ПУ
был реализован вертикальный способ сборки ступеней
ракеты непосредственно на стартовом столе.
Первый пуск состоялся 27 октября 1961 г. и ока-
зался аварийным: из-за сбоев в работе датчика регуля-
тора скорости система управления функционировала
неустойчиво. Спутник на орбиту не вышел.
Через два месяца, 21 декабря 1961 г. стартовала
вторая ракета (2ЛК) со вторым спутником ДС-1. Пер-
вая ступень отработала нормально, но ЖРД второй
ступени выключился за 5 с до программного времени.
Пуск PH 63С1 16 марта 1962 г., по счету третий,
прошел успешно во всех отношениях, и спутник ДС-2 -
первый действующий КА разработки ОКБ-586 - вышел
на орбиту. Это было великим событием в истории ОКБ.
Оно ознаменовало собой не только появление в стране
второй космической ракеты-носителя после прослав-
ленной Р-7 ОКБ-1, но и новый этап в развитии ОКБ-
586, показавшего свои возможности также и в области
РКТ и мирного исследования космоса.
В1964 г. для пусков ракеты 63С1М второго этапа
были дооборудованы две пусковые установки старто-
вого комплекса «Двина» на площадке 86 ГЦП-4. Эти
ПУ были оборудованы подвижными башнями обслу-
живания, на которых были смонтированы кольцевые
площадки, обеспечивающие доступ ко всем зонам об-
служивания PH. За 15 мин до старта башня обслужива-
ния отводилась от ракеты примерно на 30 м.
386
Глава 5
В 1964 г. PH 11К63 была принята в эксплуатацию
Министерством обороны СССР. В 1967 г. на НИИП-53
(Плесецк) был сдан в эксплуатацию наземный старто-
вый комплекс «Радуга» с одной ПУ для запусков PH
11К63, разработанной КБТМ (главный конструктор -
В.Н.Соловьев). В мае 1967 г. комплекс «Радуга» (со-
став: ракета-носитель 11К63 («Космос»), стартовое
устройство и юстировочный космический аппарат ДС-
П1-Ю) принят на вооружение. Эксплуатация PH 11К63
на этом комплексе проводилась до 1977 г. Последний
пуск состоялся 18 июня 1977 г. Всего было произведено
165 пусков PH 11К63, из них 143 - успешных. PH 11К63
стала первой советской массовой космической ракетой,
изготавливаемой серийно и принятой на вооружение.
В1960 г. ОКБ-586 по собственной инициативе на-
чало работу над созданием второго, более мощного,
космического ракетного комплекса на базе второй
своей боевой ракеты - 8К65.
Необходимость разработки новой PH была вызва-
на постоянно возраставшей потребностью регулярного
вывода на орбиту ИСЗ различного назначения в инте-
ресах народного хозяйства, науки и обороны страны
(связь, метеорология, навигация, разведка и прочее).
Использование для этих целей мощного носителя на
базе Р-7 или легкого 11К63 было либо экономически
нецелесообразным, либо невозможным по энергети-
ческим характеристикам. Требовался новый космиче-
ский носитель, промежуточный между королевской
«семеркой» и янгелевским «Космосом».
30 октября 1961 г. вышло правительственное поста-
новление о создании космического носителя 65СЗ на
базе боевой ракеты 8К65 и разработке еще трех косми-
ческих тем: метеорологического спутника «Метеор» и
спутников систем специальной связи для МО СССР
«Стрела» и «Пчела». Эти работы поручались ОКБ-586
со сроком выполнения в 1962-1963 гг. Спутники мете-
орологического и связного назначения должны были
выводиться на орбиту новой PH.
Еще до выхода правительственного постановления
был разработан эскизный проект нового носителя
(апрель 1961 г.). В качестве первой ступени исполь-
зовалась, как уже было отмечено, незначительно до-
работанная ракета Р-14 (8К65) разработки ОКБ-586.
Вторая ступень ракеты была спроектирована вновь с
использованием двигателя 11Д49 разработки ОКБ-2
(главный конструктор - А.М.Исаев) на тех же самовос-
пламеняющихся компонентах, что и двигатели первой
ступени - азотная кислота АК-27И и НДМГ. Тяга дви-
гателя в вакууме -16 тс. Топливный отсек второй сту-
пени - единый с промежуточным днищем, разделяю-
щим его на полости горючего и окислителя. Двигатель
второй ступени крепится непосредственно к нижнему
днищу топливного отсека, выполненному в форме
усеченного конуса. Над топливным отсеком размеща-
ется цилиндрический приборный отсек, на него опи-
рается рама для крепления полезного груза и ГО, под
которым размещается КА. При проектировании второй
ступени широко использовались оборудование, мате-
риалы и полуфабрикаты, применявшиеся для ракеты
Р-14 (панели для топливных емкостей с силовым на-
бором, приваренным точечной сваркой, прессованные
алюминиевые профили и прочее).
Особенностью ДУ второй ступени была возмож-
ность работы на трех режимах:
-	основной режим, на котором двигатель в полете
может работать дважды; при выведении КА на высокую
круговую орбиту первое включение двигателя форми-
рует траекторию промежуточной орбиты в апогее; вто-
рое включение переводит вторую ступень на круговую
орбиту; двукратный запуск маршевого двигателя был
разработан в стране впервые;
-	режим работы рулевых камер, использовавшийся
для стабилизации ракеты до, после и во время работы
двигателя в основном режиме;
-	режим малой тяги - для ориентации ракеты и
создания небольших ускорений, обеспечивающих воз-
можность повторного запуска двигателя в основном ре-
жиме; питание двигателя в режиме малой тяги и работа
его при втором включении обеспечивались топливом,
имевшимся в двух навесных топливных баках; система
малой тяги существенно расширяла диапазон орбит КА.
Автономная инерциальная система управления
разработана ОКБ-692 (главный конструктор-В.Г. Сер-
геев), в ней впервые были применены электронные
счетно-решающие приборы, обеспечивающие более
точное выведение КА на заданную орбиту.
PH могла выводить на околоземные орбиты КА
массой до 1,5 т, т.е. втрое больше, чем PH «Космос»
(11К63). Началась разработка КД на новый носитель.
Когда в апреле 1962 г. было принято постановление
правительства о создании образцов межконтиненталь-
ных баллистических и глобальных ракет и носителей
тяжелых космических объектов, главный конструктор
ОКБ-586 М.К.Янгель, считающий создание боевых
ракет главной задачей ОКБ, проводит совещание с
ближайшими соратниками по оценке объема заказов,
имеющихся в портфеле ОКБ, и возможности их реали-
зации в заданные сроки.
В своем глубоко продуманном и аргументирован-
ном выступлении главный конструктор акцентировал
внимание присутствующих на том, что от работ по
созданию новых боевых ракет ОКБ никто не осво-
бодит, что ракету Р-56 в качестве первенца ОКБ для
освоения Луны нужно делать бесспорно, что имею-
щегося потенциала ОКБ и завода уже сейчас недо-
статочно для выполнения заданий. Далее логически
следовал вывод, потрясший присутствующих: необхо-
димо передать разработку носителя 65СЗ и спутников
метеорологического и связного назначения в другие
организации.
387
История развития отечественного ракетостроения
Решение главного конструктора заключалось в
том, что разработка носителя 65СЗ и КА связного на-
значения «Стрела» и «Пчела» передаются в недавно
образованное ОКБ-10 в Красноярске (главный кон-
структор - М.Ф.Решетнев).
Военно-промышленная комиссия при СМ СССР
(председатель - Л.В.Смирнов) согласилась с пред-
ложениями ОКБ-586, сохранив за ним роль головной
организации по всем работам и предписывая оказание
всей необходимой научно-технической помощи. Кол-
лектив молодого Красноярского ОКБ-Ю в это время
очень нуждался в заказах, и подарок от ОКБ-586 в виде
разработки носителя 65СЗ и связных спутников там
воспринимался как воистину царский.
По линии носителя отработка систем и узлов
ракеты 65СЗ, изготовленных в Красноярске, прово-
дится на стендовой базе ОКБ-586 под руководством
специалистов ОКБ-586. Работникам ОКБ-586, свя-
занным с работами по новому носителю и пожелав-
шим перейти на постоянную работу в Красноярск, где
перспективы на жилплощадь были несравненно луч-
ше, чем в Днепропетровске, М.К.Янгель дал согласие
на перевод.
В середине 1963 г. большая группа ведущих спе-
циалистов ОКБ- г°6 во главе с В.С.Будником прибы-
ла в Красноярск для согласования программ летных
испытаний и телеизмерений нового носителя. Осе-
нью 1963 г. в Загорске начинаются огневые стен-
довые испытания второй ступени носителя 65СЗ с
участием представителей ОКБ-2 А.М.Исаева, ОКБ-Ю
М.Ф.Решетнева и ОКБ-586. Испытания прошли успеш-
но. Летные испытания нового носителя проводились с
НИИП-5. Для сокращения объема работ было принято
решение доработать стартовую площадку на месте раз-
рушенной 24 октября 1960 г. при подготовке к первому
пуску МБР Р-16. Все доработки старта, а также транс-
портно-установочное оборудование были разработаны
и изготовлены Новокраматорским машиностроитель-
ным заводом имени В.И.Ленина.
Всего с временного старта НИИП-5 по программе
ЛИ было произведено 14 пусков ракеты 65СЗ. Летные
испытания продлились до конца следующего года.
Специалисты ОКБ-Ю работали бок о бок с сотрудника-
ми ОКБ-586, набираясь опыта, технической смелости,
проявляя инициативу и разумную самостоятельность.
Все это дало основание М.К.Янгелю накануне 1966 г.
предоставить М.Ф.Решетневу все права и обязанности
главного конструктора ракеты 65СЗ, которой в даль-
нейшем был присвоен новый индекс - 11К65.
Штатная эксплуатация новой PH началась в 1967 г.
с полигона Плесецк (НИИП-53), где были сооружены
два стационарных комплекса с подвижными башнями
обслуживания. Они были созданы силами КБТМ (глав-
ный конструктор - В.Н.Соловьев) уже по техническому
заданию ОКБ-Ю.
ПРОЕКТЫ РК-100, Р-56
К началу 1960-х гг. Советский Союз становится не-
сомненным лидером практического применения реак-
тивного движения. Глава государства с трибуны ООН
объявил о том, что его страна имеет самые мощные в
мире средства доставки, способные донести до любой
точки планеты заряд огромной разрушительной силы.
При этом он опирался на крупномасштабные проектные
проработки носителей перспективных зарядов сверх-
большой мощности, которые велись в ведущих кон-
структорских бюро страны.
С.П.Королев приступил к разработке ракеты-носите-
ля со стартовой массой более 2000 т, способной вывести
на орбиту полезную нагрузку порядка 60 т. В.Н.Челомей
начинает разрабатывать ракету УР-500 со стартовой
массой порядка 600 т и заверяет руководство страны,
что с ее помощью можно решить все необходимые за-
дачи. Аналогичные проектные проработки ведутся и в
ОКБ-586. Рассматривается вариант тяжелой ракеты РК-
100 со стартовой массой свыше 2000 т.
Несмотря на то, что разработка РК-100 дошла до
стадии конструкторских прорисовок, М.К.Янгель, а не-
зависимо от него и С.П.Королев приходят к выводу о
бессмысленности возникшей гонки, порожденной не-
обоснованной гигантоманией, охватившей главных кон-
структоров и свидетельствующей, что проектирование
приобрело уродливые формы.
С.П.Королев переключается на проектирование ра-
кеты для доставки на Луну космонавтов - ракеты Н1.
В конструкторском бюро М.К.Янгеля начинают разра-
батывать ракетный комплекс с тяжелой ракетой-носите-
лем Р-56, предназначенный для решения широкого кру-
га народнохозяйственных, научно-исследовательских и
оборонных задач. В июне 1960 г. ОКБ-586 представило
техническое предложение по созданию ракеты Р-56 со
стартовой массой 1200 т. Предложение было принято.
Постановлением правительства от 16 апреля 1962 г.
ОКБ-586 поручалась разработка аванпроекта тяжелой
PH для запуска на орбиту ИСЗ космических аппаратов
массой до 40 т. Это была первая попытка ОКБ-586 соз-
дать космический носитель не на базе боевых ракет, а на
принципиально новой основе. Ведущим конструктором
Р-56 был назначен С.Н.Конюхов.
Комплекс проектировался для решения первооче-
редных задач подготовительного этапа освоения Луны
и ближайших планет Солнечной системы. Кроме того,
ракета Р-56 могла решать и ряд серьезных оборонных
задач. Эскизный проект комплекса тяжелой ракеты-но-
сителя Р-56, получившей индекс 8К68, был разработан в
соответствии с постановлением правительства от 22 мая
1963 г. Проектирование велось с большим энтузиазмом,
это был проект, рассчитанный до конца века, и главный
конструктор, несмотря на загрузку разработкой боевых
388
Глава 5
ракет, уделял ему большое внимание. На эксперимен-
тальной базе ОКБ-586 (объект 100) уже началось строи-
тельство корпуса для испытаний будущей PH.
Ракета-носитель была двухступенчатой, с после-
довательным расположением ступеней. Для реше-
ния космических задач, связанных с выводом КА на
геостационарную орбиту и запуском лунных объектов,
разрабатывались специальные ступени - орбитальная
с однократным запуском двигателя и космическая с
многократным запуском ДУ, защищенные экранно-ва-
куумной изоляцией. Все ступени использовали высоко-
кипящие компоненты топлива - азотный тетраоксид и
НДМГ. Диаметр корпуса PH составлял 6,5 м (по ниж-
нему торцу хвостового отсека первой ступени - 8,2 м),
длина PH - около 80 м, стартовая масса 1400 т. То-
пливные баки первой ступени имели продольный и по-
перечный силовой набор из алюминиевых профилей.
На второй ступени баки были объединены в единый
топливный отсек. КА устанавливались на переходной
раме и защищались головным обтекателем. Наддув бака
окислителя первой ступени - скоростным напором воз-
духа с поднаддувом путем впрыска в бак НДМГ. Баки
горючего первой, второй и орбитальной ступеней над-
дувались с помощью специальных газогенераторов. На
космической ступени была применена газобаллонная
система наддува. На всех ступенях устанавливались си-
стемы одновременного опорожнения топливных баков.
ДУ первой ступени состояла из двенадцати основ-
ных и четырех управляющих двигателей, выполненных
качающимися в тангенциальной плоскости. На второй
ступени устанавливались основной однокамерный и че-
тырехкамерный управляющий двигатели. Орбитальная
ступень снабжалась однокамерным основным и четы-
рехкамерным управляющим двигателями, допускаю-
щими запуск в условиях невесомости. ДУ космической
ступени - однокамерный ЖРД с возможностью четы-
рехкратного запуска в условиях невесомости.
Разделение первой и второй ступеней - по «холод-
ной» схеме, при работающем управляющем двигателе
второй ступени и торможении отделяющейся части пер-
вой ступени с помощью ПРД. Разделение орбитальной
и второй, космической и орбитальной ступеней, а также
отделение КА - с помощью тормозных ПРД.
Система управления ракеты - автономная, разраба-
тывалась ОКБ-692 и НИИ-944 с учетом обеспечения вы-
полнения задачи при выходе из строя одного двигателя
первой ступени (из двенадцати) и запуска PH в любом
направлении с неповоротной пусковой установки. СУ
орбитальной и космической ступеней - комбинирован-
ного типа. Для спасения космических объектов в случае
возникновения аварийных ситуаций на старте и актив-
ном участке полета первой ступени предусматривалась
установка системы спасения, состоявшая из блока ПРД и
системы парашютов. После разделения первой и второй
ступеней система спасения сбрасывалась.
Возможности запусков PH Р-56 прорабатывались
со всех полигонов СССР - ГЦП-4, НИИП-5, НИИП-53.
С точки зрения транспортировки наиболее предпочти-
тельным был пуск с ГЦП-4. Транспортировка PH на по-
лигон планировалась водным путем на доработанной
самоходной барже СТ-600 с доставкой PH от завода-
изготовителя до места погрузки на водный транспорт
и от конечного пункта водного пути до места старта
грунтовыми транспортными средствами. В качестве
тягача предусматривался МАЗ-537. Самая короткая
транспортировка в район полигона Капустин Яр предпо-
лагалась по Днепру, Черному и Азовскому морям, Вол-
го-Донскому каналу, по реке Волге до Волгограда (всего
около 2000 км, затем по грунту около 30 км).
Для запуска PH Р-56 предполагалась наземная стар-
товая позиция в составе двух ПУ, общей башни обслу-
живания и ряда вспомогательных сооружений. Внутри
башни обслуживания должна была поддерживаться
необходимая температура. Система заправки PH -
насосная. Заправочные емкости, насосные установки
и арматура - из числа имевшихся в производстве.
Аналогичными грандиозными проектами в об-
ласти освоения космоса занимались организации Ко-
ролева и Челомея. Каждый из главных конструкторов
в развернувшемся негласном соревновании пытался
«застолбить» круг своих интересов. В этой обстановке
М.К.Янгель берет на себя смелость выступить на госу-
дарственном уровне с глобальным предложением - как
организовать ракетно-космическую отрасль, исходя
из экономических интересов всего Советского Союза.
В марте 1964 г. М.К.Янгель просит заслушать его
предложение на заседании Комиссии Президиума Сове-
та Министров СССР по военно-промышленным вопро-
сам. Предложение по системе построения и организации
работ было признано блестящим, его одобрили и...
не приняли. Комплексные исследования, проведенные в
головном институте отрасли и ведущих институтах Мини-
стерства обороны, показали, что носитель Р-56 по своим
характеристикам, энергетическим возможностям и эко-
номическим затратам при решении задач с помощью тя-
желых носителей являлся оптимальным для выполнения
намечавшихся программ космических исследований на
период минимум до 15 лет, а возможно, и до конца века.
Предварительная защита проекта в военном ведом-
стве прошла успешно. Однако постановлением прави-
тельства от 19 июня 1964 г. дальнейшая разработка
темы прекращалась. Предпочтение было отдано раз-
работке PH УР-500 конструкции В.Н.Челомея, которая
более чем вдвое уступала ракете Р-56 по энергетике.
М.К.Янгель, возлагавший на ракету Р-56 большие на-
дежды, прекратил борьбу за нее и в дальнейшем к про-
ектным изысканиям в области большого космоса не
возвращался. Очевидно, приоритеты обеспечения обороно-
способности страны как великой державы взяли верх, и была
окончательно сделана основная ставка на боевые ракеты.
389
История развития отечественного ракетостроения
РОЖДЕНИЕ
«ЦИКЛОНА-2»
Во второй половине 1960-х гг. в НПО «Алмаз» под
руководством главного конструктора А.И.Савина на-
чали разрабатываться системы противокосмической
обороны и морской космической разведки. Проекти-
руемые космические аппараты военного назначения
типа «ИС» (истребитель спутников системы противо-
космической обороны) и «УС» (управляемый спут-
ник системы морской космической разведки и целе-
указания) предполагалось выводить на орбиту ракетой
УР-200 разработки ОКБ-52. Как известно, решением
правительства разработка ракеты УР-200 была пре-
кращена, и задача выведения в космос КА типа «ИС»
и «УС» была возложена на новый носитель, который
предлагалось разработать на базе ракеты Р-36, уже
выпускавшейся серийно.
24 августа 1965 г. вышло постановление правитель-
ства о создании специальной модификации ракеты
Р-36, обеспечивающей вывод на требуемую орбиту КА
массой до 3 т с высокой готовностью к пуску. Боевая
ракета Р-36 орбитального варианта уже была, по су-
ществу, космическим носителем, но в тот период ее
летные испытания только начинались. Поэтому ввиду
срочности задания эскизный проект PH был разрабо-
тан на базе обоих вариантов ракеты Р-36, получивших
обозначения 11К67 и 11К69. Это позволило начать
ПКИ ракеты Р-36 промежуточного варианта со спутни-
ками систем разведки и противокосмической обороны
почти на два года раньше.
В 1965 г. началась доработка ракеты 8К67 под
космический носитель - установка новых элементов
конструктивной, электрической и пневмогидравличе-
ской стыковки ракеты с космическими аппаратами,
а также замена части бортовых приборов системы
управления на приборы, взятые из состава СУ ракеты
8К69. Кроме того, силами КБТМ (главный конструк-
тор - В.Н.Соловьев) проводилась доработка агрегатов
наземного стартового комплекса. К1967 г. весь объем
доработок по ракете и стартовому комплексу был за-
вершен, и PH с индексом 11К67 под названием «Ци-
клон» вышла на летные испытания.
ЛДКучма (род. в 1938 г.). Пер-
вый заместитель генерально-
го конструктора КБ«Южное»
(1982-1986 гг.), генеральный
директор ПО «Южный маши-
ностроительный завод» (1986—
1992 гг). Премьер-министр
Украины (1993-1994 гг). Пре-
зидент Украины (1994-2004 гг).
К. т.н. Лауреат Ленинской премии.
Для проведения испытаний PH и запусков кос-
мических аппаратов на НИИП-5 было создано 5-е
испытательное управление во главе с полковником
П.С.Батуриным. Техническим руководителем испыта-
ний был ведущий конструктор комплекса Л.Д.Кучма,
его помощником - ведущий конструктор В.Н.Дивляш.
В1967-1968 гг. на требуемые орбиты были выве-
дены пять космических аппаратов системы «ИС» - три
аппарата в качестве мишеней и два прототипа КА ИС.
С августа 1969 г. начались пуски ракеты-носителя
11К69, получившей впоследствии название «Ци-
клон-2», с космическим аппаратом «ИС» отечествен-
ной системы ПРО. Для этой ракеты впервые в истории
ракетной техники был создан автоматизированный
стартовый комплекс под руководством главного кон-
структора КБТМ В.Н.Соловьева.
При испытаниях PH в МИК и на стартовом комплек-
се большой объем работ по замене наземной техно-
логической аппаратуры и последующим автономным
и комплексным испытаниям вновь вводимых борто-
вых систем провели специалисты КБ В.А. Молчанов,
Н.А. Коваленко, В.Ф. Белый, Н.К. Сорокин, М.М. Ступ-
ницкий, В. Николаенко, В.И. Горохов, ВААврамченко
и др. Программно-методическим обеспечением, рас-
четом полетных заданий и анализом результатов поле-
тов занимались Э.П. Компаниец и С.И. Аверков.
Первый пуск PH 11К69 состоялся 6 августа 1969 г.
Он прошел успешно, и в этом была большая заслуга
бригады специалистов КБ «Южное» и молодого тех-
нического руководителя испытаний Л.Д.Кучмы, кото-
рые с честью вышли из той драматической ситуации,
которая сложилась во время подготовки к пуску.
Космический комплекс с ракетой 11К69 был при-
нят в опытную эксплуатацию и на вооружение. Его соз-
дание в составе нескольких космических систем дваж-
ды отмечалось Ленинской премией, в числе лауреатов
были Н.Ф.Герасюта (1972 г.) и ЛДКучма (1980 г.). PH
11К69 («Циклон-2») является одним из самых надеж-
ных космических носителей легкого класса в мире -
свыше сотни полетов без единой аварии.
Краткие технические характеристики PH 11К63
Масса полезного груза, выводимого
на орбиту высотой 200 км - до 0,45 т
Число ступеней - 2
Общая длина-30 м
Длина второй ступени - 8,5 м
Диаметр ступеней -1,652 м
Стартовый вес - 49,4 тс
Двигательные установки:
-	первой ступени - четырехкамерный ЖРД
-	второй ступени - однокамерный ЖРД
Компоненты топлива:
первой ступени:
390
Глава 5
-	окислитель - АК-27И
-	горючее - ТМ-185	<
-	пусковое горючее - ТГ-02
-соотношение
компонентов-3,97
второй ступени:
- окислитель-
жидкий кислород
- горючее - НДМГ
-соотношение
компонентов -1,5
Тяга ДУ первой ступени
(на земле/в вакууме)
-64/74,15 тс
Тяга ДУ второй ступени
(в вакууме) -10,8 тс
Удельный импульс:
-ДУпервой ступени
(на земле/в вакууме)
-227/263 с
-ДУ второй ступени
(в вакууме)-352 с
Продолжительность работы:
- ДУ первой ступени -140с
- ДУ второй ступени - 260 с
Система управления -
автономная, инерциальная
Исполнительные органы СУ:
- на первой ступени-
графитовые газовые	А
рули в струе ЖРД
- на второй ступени-
неподвижные рулевые сопла	Ракета 11К63
ДУ с газораспределителями	«Космос»
(3 пары)
Время подготовки ракеты:
- на техническом комплексе -34 ч
- на стартовом комплексе -12 ч
Сроки разработки и эксплуатации
космического ракетного комплекса 11К63
Начало разработки -1959 г.
Начало ЛКИ-1961 г
Принятие на эксплуатацию -1964 г
Снятие с эксплуатации -1977 г.
Серийное производство ракет 11К63 осуществлялось
на ПО «ЮМЗ», г. Днепропетровск.
Краткие технические
характеристики
КРК «Циклон-2»
ИРН11К69
Масса полезного груза,
выводимого на
орбиту-1,5-5,От
Тип старта - наземный,
автоматизированный
Пусковая установка-
стартовый стол с шестискатным
газоотражателем
Уровень автоматизации
предстартовой подготовки
и пуска PH-100 %
Время, необходимое
для пуска PH после
пристыковки КА-20 ч
Стартовый вес PH -183 тс
Количество ступеней - 2
Габаритные размеры PH:
-общая длина-39 м
- диаметр-Зм
Топливо первой и второй
ступеней-жидкое,
самовоспламеняющееся
с высококипящими
компонентами (АТ и НДМГ)
Характеристики ДУ первой и
второй ступеней аналогичны
ДУ ракеты 8К69
Система управления -
автономная, инерциальная
Исполнительные
Ракета 11К69 «
Циклон-2»
органы СУ аналогичны исполнительным органам СУ
ракеты 8К69
Полетная надежность PH -1,0
Сроки разработки и эксплуатации
космического ракетного комплекса 11К69
Начало разработки -1964 г.
Начало ЛКИ-1967 г
Принятие на эксплуатацию -1969 г
Серийное производство ракет 11К69
осуществлялось на ПО «ЮМЗ»,
г. Днепропетровск.
История развития отечественного ракетостроения
АКЛТереуш, ‘ЪЛ.Лштшг,
ЮЛ.Устю.жаши1о£. НЛЛегрлина
ОАО «Пермский завод «Машиностроитель»
ПРОИЗВОДСТВО PH «КОСМОС-2»
НА ПЕРМСКОМ МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОМ
ЗАВОДЕ ИМ. В.И.ЛЕНИНА И ПЗХО
Постановлением правительства Пермскому маши-
ностроительному заводу № 172 (позже - Пермский
машиностроительный завод им. В.И.Ленина) было
поручено изготовление ракет-носителей, получивших
название «Космос-2» (индексы 63С1,63С2 и 11К63).
Это произошло после того, как авторский надзор за
производством и эксплуатацией ракет-носителей, соз-
данных КБЮ, были переданы в омское КБ «Полет».
КБ «Полет» была также передана вся конструкторская
документация. К этому времени КБЮ провело всю на-
земную отработку ракеты-носителя, а НИИ-229 (г. За-
горск Московской области) успешно провел огневые
испытания.
Пермский машиностроительный завод № 172 про-
вел подготовку производства второй ступени ракеты-
носителя 11К63. К этому времени первая ступень ра-
кеты-носителя боевой ракеты 8К63У уже была освоена
в условиях серийного производства. К началу произ-
водства ракеты 11К63 у Пермского завода сложилась
устойчивая кооперация по всем комплектующим при-
борам, заготовкам и материалам. Двигатель 8Д59 для
первой ступени поставлял Пермский моторострои-
тельный завод. Однако двигатель 8Д710 для второй
ступени в начале его поставок на Пермский машино-
строительный завод им. В.И.Ленина с опытного заво-
да «Энергомаш» не отвечал требованиям по качеству.
После нескольких пусков на этапе ЛКИ в 1963 г. был
заменен поставщик. Двигатель 8Д710 стал поставлять-
ся Красноярским машиностроительным заводом. Пре-
тензий к качеству двигателя не стало.
Принятие на вооружение каждой модификации ра-
кеты-носителя (63С1, 63С2,11К63) проводилось по-
этапно, причем одновременно с пусковыми установ-
ками полигонов Капустин Яр и Плесецк. При этом на
каждой стадии отработки возникали отдельные заме-
чания, которые заводу приходилось устранять. Опре-
деленные трудности вызвала подготовка производства
новых конструкций, таких как:
-	устанавливаемые на второй ступени космические
аппараты ДСП-1 Ю и ДСП-1 И;
-	изготовление приборного отсека для размеще-
ния приборов системы управления и системы теле-
измерений;
-	конический головной обтекатель и его система
сброса.
По этой причине создание ракеты-носителя 11К63
происходило со значительными задержками. Как отме-
чалось в Решении ВПК от 28 июля 1964 г., до 20 июля
Старт PH 11К63 «Космос» с ШПУ «Маяк».
Капустин Яр
Ракета-носитель 11К63 «Интеркосмос»
на стартовом комплексе «Радуга» Плесецк
392
Глава 5
1965 г. Пермским машиностроительным заводом им.
В.И.Ленина не был изготовлен ни один из восьми ра-
кет-носителей 11К63, предусмотренных к поставке на
полигон Плесецк в четвертом квартале 1964 г. Какие
же причины привели к нестабильности производства
и срыву сроков поставки на полигоны важнейшей ра-
кетно-космической техники коллективом Пермского
машиностроительного завода им. В.И.Ленина? Причин
было несколько:
-	отсутствие у Пермского машиностроительного
завода им. В.И.Ленина до 1964 г. опыта изготовления
двухступенчатых ракет;
-	новыми для освоения в производстве были сле-
дующие агрегаты: приборный отсек с приборами СУ и
приборами телеметрического контроля; теплоизоля-
ционный экран на верхнем шпангоуте корпуса первой
ступени ракеты; конический ГО и система его сброса
с корпуса второй ступени ракеты; форма шасси для
установки на ракете космических аппаратов ДСП-1 Ю
ИДСП-2И;
-	слабая инструментальная база подготовки про-
изводства с коэффициентом К < 4, это приводило к
несвоевременной и некачественной подготовке произ-
водства;
-	из-за недостаточного опыта работы неквалифици-
рованно разрабатывались «Программы освоения агре-
гатов, систем и сложных технологических процессов»;
-	слабая нормативная база.
К сожалению, в настоящее время не представляется
возможным установить, каким номером ракеты-носи-
теля 11К63 закончил производство Пермский завод
им. В.И.Ленина и каким номером начал производство
этих ракет Пермский завод химического оборудования
(ПЗХО).
Серийный выпуск ракет-носителей 11К63 «Кос-
мос» продолжался до 1973 г. Ракеты «Космос» вы-
пускались на заводах им. В.И.Ленина и ПЗХО в течение
10 лет и использовались почти 16 лет.
Н.-4.1Ншпое2о£
ОАО «ИСС»
ИСТОРИЯ СОЗДАНИЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ
ЛЕГКОГО КЛАССА «КОСМОС-ЗМ»
30 октября 1961 г. было принято постановление
ЦК КПСС и СМ СССР о создании космического ра-
кетного комплекса с PH 65СЗ, стартовым комплексом
11П865 и спутниками для служебной связи и метеоро-
логии. Решение ВПК по этому вопросу было принято
12 июля 1962 г. Штатные запуски PH должны были
производиться со специального стартового комплекса
«Восход» на космодроме Плесецк. Однако, в связи с
загруженностью ОКБ-586 чрезвычайно важными для
страны разработками новых боевых стратегических
ракетных комплексов, по инициативе М.К.Янгеля ра-
боты по созданию КРК на основе PH 65СЗ после этапа
эскизного проектирования были переданы из ОКБ-586
в ОКБ-Ю М.Ф.Решетневу.
ОКБ-10 было образовано 18 декабря 1961 г. как
самостоятельное предприятие оборонного промыш-
ленного комплекса СССР по предложению того же
М.К.Янгеля на базе филиала № 2 ОКБ-1, созданного
для конструкторского сопровождения и обеспечения
серийного производства королевских МБР 4 июня
1959 г. в закрытом г. Красноярске-26 - в 50 км от
Красноярска. Город был построен в 1950-е гг. прямо в
тайге у отрогов Саян на правом берегу Енисея - вбли-
зи уникального подземного производства, включавше-
го 3 ядерных реактора для наработки плутония. Перво-
начально (постановлением от 1958 г.) предполагалось
в подземных производствах Красноярска-26 и на базе
наземных цехов завода «Красмаш» наладить выпуск
королевской МБР Р-7. Затем от этого замысла отказа-
лись в пользу производства более новой МБР Р-9, но и
это решение вскоре было отменено в пользу выпуска в
наземных цехах завода «Красмаш» янгелевской ядер-
ной ракеты средней дальности Р-14.
Вместе с переданным из Днепропетровска заказом
на PH 65СЗ и два космических аппарата под нее ОКБ-
10 получило шанс войти в узкий, можно сказать, элит-
ный круг предприятий, допущенных к созданию новой
ракетно-космической техники в Советском Союзе. Ра-
нее на это поле деятельности выдвинулись лишь ОКБ-
1, ОКБ-586 и ОКБ-52, да и за рубежом такого рода
деятельностью в те годы занимались лишь несколько
фирм. Еще до выхода правительственного постановле-
ния в апреле 1961 г. днепропетровским ОКБ-586 был
разработан эскизный проект новой PH. Принципиаль-
ные технические решения в нем были заложены очень
удачные, что подтвердила вся дальнейшая история,
весь 50-летний жизненный цикл этого проекта.
В качестве первой ступени было заложено исполь-
зование незначительно доработанной ракеты Р-14
(8К65). Внешние изменения сводились к тому, что вме-
сто верхней конической законцовки у бака окислителя
использовалась цилиндрическая, несколько изменился
и хвостовой отсек. А вот вторая ступень разрабатыва-
лась заново, хотя на той же конструкционной основе.
Она была спроектирована с использованием двигателя
11Д49 (11Д47) разработки ОКБ-2 АМ.Исаева на тех же
самовоспламеняющихся компонентах, что и двигатели
первой ступени - азотная кислота АК-27И и НДМГ. Это
была эффективная, надежная в эксплуатации освоен-
ная топливная пара. Тяга двигателя в вакууме -16 тс.
Топливный отсек второй ступени - единый с промежу-
точным днищем, разделяющим его на полости горю-
393
История развития отечественного ракетостроения
Панорама жилой зоны г. Красноярск-26 начала 1960-х гг.
чего и окислителя. Двигатель второй ступени крепился
непосредственно к нижнему днищу топливного отсека,
выполненному в форме усеченного конуса. Над топлив-
ным отсеком размещался цилиндрический приборный
отсек, на него опиралась рама для крепления полезного
груза и головной обтекатель, под которым размещался
полезный груз (КА). При проектировании второй ступе-
ни широко использовались апробированные днепро-
петровцами и знакомые эксплуатационникам (РВСН)
оборудование, материалы и полуфабрикаты, приме-
нявшиеся для ракеты Р-14 (в т.ч. панели для топливных
емкостей с силовым набором, приваренным точечной
сваркой, прессованные алюминиевые профили и пр.).
Использование хорошего конструкционно-техно-
логического задела ОКБ-586 способствовало ускоре-
нию работ в ОКБ-10 по конструированию, испытаниям
и воплощению в металл новой PH, но не исключало
сложностей ее последующей отработки и доведения
до высоких летных, эксплуатационных кондиций. Все-
таки любая новая разработка в области РКТ чревата
возникновением большого числа рисков. Поэтому из
истории РКТ хорошо известно, что далеко не всегда и
не все хорошо задуманные на бумаге проекты легко
и просто находили дорогу в жизнь. Это наблюдается
и в наши дни: ряд новых PH в течение многих лет не
удается довести до готовности к штатной эксплуата-
ции. В данном случае опыт днепропетровцев сыграл
большую помощь на старте проекта, но его доведение
до конечного результата, готовности к серийному про-
изводству и многолетней эффективной эксплуатации
целиком легло на плечи молодого коллектива сиби-
ряков-красноярцев под руководством М.Ф.Решетнева.
Для управления движением, ориентации второй
ступени на пассивном участке полета было предложе-
но использование
специальной систе-
мы малой тяги. В
основном режиме
тяга второй ступени
создавалась мар-
шевым двигателем
и четырьмя пово-
ротными рулевыми
соплами, через ко-
торые выбрасывал-
ся отработанный на
ТНА генераторный
газ. Общая тяга
составляла около
16 т. В режиме про-
межуточной тяги
(около 0,55 ^рабо-
тали только руле-
вые сопла от газо-
генератора. Подача
топлива в газогенератор осуществлялась от вытесни-
тельной системы. Этот режим применялся при запуске
и отключении маршевого ЖРД. На пассивном участке
полета управление осуществлялось четырьмя соплами
системы малой тяги (около 10 кг), объединенными с
рулевыми соплами в единые блоки. Газ в сопла малой
тяги подавался от специального газогенератора. Не-
большие цилиндрические баки горючего и окислителя
системы малой тяги располагались по бокам снаружи
корпуса, придавая PH характерный «стрелоподобный»
внешний вид.
Таким образом, особенностью двигательной уста-
новки второй ступени была возможность работы в трех
режимах:
1.	Основной режим, на котором двигатель в полете
может включаться дважды. При выведении КА на вы-
сокую круговую орбиту первое включение двигателя
формирует траекторию промежуточной орбиты в апо-
гее. Второе включение переводит вторую ступень на
круговую орбиту. Двукратный запуск маршевого дви-
гателя был разработан в стране впервые.
2.	Режим работы рулевых камер для стабилизации
ракеты до, после и во время работы двигателя в ос-
новном режиме.
3.	Режим малой тяги - для ориентации PH и соз-
дания небольших ускорений, обеспечивающих воз-
можность повторного запуска двигателя в основном
режиме. Питание двигателя в режиме малой тяги и
работа его при втором включении обеспечивались
топливом, имевшимся в двух навесных топливных
баках. Система малой тяги существенно расширяла
диапазон орбит КА.
Таким образом, вторая ступень (СЗ) имела все основ-
ные характерные черты нынешних т.н. разгонных блоков.
394
Глава 5
Автономная инерциальная система управления
(как и для ракеты Р-14) была разработана ОКБ-692
В.Г.Сергеева (г. Харьков). В ней впервые были при-
менены электронные счетно-решающие приборы, обе-
спечивающие более точное выведение КА на заданную
орбиту (около 40 км по высоте, около 30 с по периоду
обращения).
Одновременно с изготовлением собственно PH
65СЗ в Красноярске-26 в подземных производствах
для нужд отрасли выпускалась гироскопическая про-
дукция - изделия, разработанные под руководством
главных конструкторов В.И.Кузнецова и В.П.Арефьева.
Таким образом, PH 65СЗ (а затем 11К65 и 11К65М)
стали результатом тесного и продуктивного сотрудни-
чества большого числа коллективов конструкторских
бюро и заводов, обширной кооперации, возглавля-
емой главными конструкторами РКК М.К.Янгелем,
М.Ф.Решетневым, а также АМИсаевым, В.Г.Сергеевым,
В.И.Кузнецовым, В.П.Арефьевым, руководителями си-
бирских производств - П.А. Сысоевым, Б.Н.Гуровым,
Г.Ф.Павленко, П.Д. Большаковым и др.
В целом переданная сибирякам и воплощавшая-
ся в металл уже под руководством М.Ф.Решетнева
PH 65СЗ должна была выводить на околоземные
орбиты высотой до 1700 км КА массой до 1,5 т, т.е.
примерно в 3 раза больше, чем первая янгелевская PH
легкого класса 63С1/«Космос». К тому же, новая PH
легкого класса получалась гораздо более удобной в
эксплуатации, т.к. имела однотипный состав топлива
и другие технико-технологические преимущества при
работе на старте.
Общая длина PH 65СЗ составила более 32 м, длина
второй ступени с ГО - около 10 м, диаметр - 2,4 м, как
у первой ступени, стартовая масса PH -109 т. Позднее
модифицированная сибирская PH пошла в эксплуа-
тацию и в течение четырех десятилетий эффективно
работала на страну уже под обозначением 11К65М
(«Космос-ЗМ»),
При выполнении этой сложной проектно-кон-
структорской задачи государственной важности кол-
лективу М.Ф.Решетнева недоставало практического
опыта в области космического машиностроения. По-
этому большую роль сыграли знания и навыки, полу-
ченные по боевым баллистическим ракетам во время
длительных командировок в ОКБ-1 и ОКБ-586. ОКБ-
10 предстояло на PH 65СЗ в короткий срок освоить
и реализовать полный цикл проектирования, кон-
струирования, изготовления, наземной эксперимен-
тальной отработки и летных испытаний, технологии
серийного производства PH и КА, работы с ними на
полигонах и в полете на основании технического за-
дела, передаваемого из ОКБ-586. В 1962 г. ОКБ-Ю
была разработана и выпущена КД на PH 65СЗ (позд-
нее -11 К65), велась разработка КД на модернизиро-
ванный вариант 11К65М.
Конструктивно-компоновочная
схема ракеты-носителя
«Космос-ЗМ»
1	- головной обтекатель
2	- космический
аппарат «Циклон»
3	- система отделения КА
4 - навесной бак
горючего СМТ
5 - бак окислителя
второй ступени
6 - навесной бак
окислителя СМТ
7-бак горючего
второй ступени
8-двигатель второй
ступени 11Д49
9 - бак окислителя
первой ступени
10-приборный отсек
11 - тормозной пороховой
ракетный двигатель
12-туннельный
трубопровод окислителя
13-бак горючего
первой ступени
14-хвостовой отсек
15-двигатель первой
ступени РД-216М
16-стабилизатор
17 - газоструйный руль
Производство PH 6503 и двигателей для нее нача-
лось на «Красмаше» в 1962 г. В рамках проекта мо-
дернизации PH (11К65) двигатель 8Д514 для ракеты
Р-14 был модифицирован и получил индекс 11Д614.
На второй ступени PH был установлен многофункци-
ональный ЖРД 11Д47 разработки ОКБ-2 А.М.Исаева,
отработанный на «Красмаше». Параллельно велась
разработка конструкторской документации на модер-
низированный вариант PH - «Космос-ЗМ» (11К65М)
с двигателями второй ступени 11Д49 разработки ОКБ-
2 А. М. Исаева.
В 1961-1963 гг. все силы ОКБ-Ю и «Красмаша»
были брошены на наземную отработку PH 65СЗ. Была
разработана КД; проведено изготовление конструктор-
ского, статического, динамического и других макетов,
отработочных изделий. Поскольку своя эксперимен-
тальная база еще только должна была создаваться,
испытания приходилось вести на экспериментальной
базе других предприятий - в Москве, Химках, Загор-
ске, Днепропетровске, Новосибирске. АФУ полностью
проектировались, отрабатывались и изготавливались в
Красноярске-26. Одновременно создавались и испы-
тывались в ОКБ-Ю экспериментальные образцы КА,
395
История развития отечественного ракетостроения
М.К.Янгель
М.Ф.Решетнев
А.М.Исаев
В.Г.Сергеев
В.И.Кузнеиов	ВЛАрефьев
ПАСысоев
Б.Н.Гуров
которые стали первыми полезными грузами PH 65СЗ,
-спутников персональной связи «Стрела-1» и «Стре-
ла-2», - начинались разработки последующих навига-
ционных и геодезических КА «Циклон», «Сфера» и
многих других, выводимых на этой PH.
После майских праздников 1962 г. небольшой бри-
гадой вылетели в г. Днепропетровск в КБ «Южное»
для проведения автономных испытаний систем второй
ступени на образце ОК-1947 на натурных компонентах
топлива. Особых нюансов в работе не было - понем-
ногу привыкали к компонентам, набирались опыта в
испытательской работе, уточнили настройку элементов
системы наддува баков, предложили во избежание
прохлопывания промежуточного днища при полете PH
на участке малой тяги ввести сброс давления из ниж-
него бака.
В конце 1962 - начале 1963 г. начали готовиться к
огневым испытаниям СК-2000 в п. Новостройка (г. Пе-
ресвет) под Загорском (ныне - Сергиев Посад). Ранее,
в 1959 г., на этой базе работали специалисты, участво-
вавшие в отработке системы питания окислителем
ракеты ОКБ-1. Была создана экспедиция во главе с
А.И.Ушаковым в составе лучших двигателистов ОКБ-10.
Огневые испытания второй ступени были успешно про-
ведены с двумя включениями двигателя, разделенны-
ми паузой, когда работают сопла малой тяги. Впервые
прошло удачное второе включение двигателя. Правда,
при нагревании изделия под специальным защитным
кожухом произошло разрушение боковых баков СМТ,
но причина этого была быстро установлена (магистра-
ли наддува окислителя
и горючего соединялись
около баллона наддува и
не обеспечили требуемой
взаимной изоляции ком-
понентов топлива друг от
друга) и была проведена
соответствующая дора-
ботка системы наддува
баков СМТ.
В связи с тем, что
приближался директив-
ный срок первого запу-
ска PH 65СЗ, а отработка
двигателя затягивалась и
не был готов новый стар-
товый комплекс в Пле-
сецке, необходимо было
либо переносить из-за
задержек в работе смеж-
ных предприятий срок
этого запуска и начала
ЛКИ, либо искать иные
пути для обеспечения
своевременного начала
полетов PH 65СЗ. КБ ПМ
предложило провести
ЛКИ в два этапа, начав их
на временном стартовом
комплексе на Байкону-
Рисунок PH «Космос-ЗМ»
с масштабной шкалой
и фигурой человека
396
Глава 5
ре с использованием одного включения двигателя
второй ступени, т.е. выводом КА не на круговую, а на
более простую эллиптическую орбиту. Одновременно
с этим предлагалось первый пуск PH 65СЗ провести
не со штатными КА «Стрела-1», а с их макетами. Это
решение основывалось на реалистичной оценке и
технических рисков, и рисков политических, систем-
ных. Предлагалось решение для быстрейшего экспе-
риментального подтверждения основных проектных,
конструкторских и эксплуатационных нововведений,
характеристик, для которых достаточны условия по-
лета по эллиптической орбите. При этом коллектив
быстрее включался в работу на результат, конечный
«продукт», проверял себя и демонстрировал другим,
что он может создавать не «бумажную», а реальную
ракетно-космическую технику.
Постановлением правительства от 3 августа 1964 г.
вышеуказанное решение было узаконено. Предусма-
тривалось проводить ЛКИ PH в 2 этапа: на первом
этапе в 1964 г. осуществить пуск PH с эксперименталь-
ными образцами КА на эллиптическую орбиту, на вто-
ром этапе (с 1965 г., модернизированной PH) - запуск
штатных КА на круговую орбиту.
В связи с задержкой строительства наземного ком-
плекса на космодроме Плесецк, было принято реше-
ние о создании временного приспособленного назем-
ного комплекса на площадках №№ 41,42 космодрома
Байконур и пуска с него десяти первых PH 65СЗ. Как
показала практика, это решение позволило почти на
3 года ускорить отработку PH (первый пуск с космо-
дрома Плесецк был сделан только 15 мая 1967 г.).
Важно упомянуть, что ранее, 24 октября 1960 г.,
именно на площадке № 41 (левая пусковая установка)
прямо на пусковом столе при подготовке к запуску за-
горелся и взорвался первый летный образец самой
новой на тот момент МБР Р-16, созданной ОКБ-586
М.К.Янгеля, в результате чего погибло много пред-
ставителей промышленности и военных, в т.ч. первый
главком РВСН М.И.Неделин. Таково было трагическое
«наследие» выделенной для запуска PH 65СЗ площад-
ки на космодроме Байконур.
Как бы там ни было, в конце января 1963 г. сначала
в Москву, в ГКОТ, а потом на космодром Байконур вы-
ехала группа работников КБ ПМ для первой рекогносци-
ровки на выделенной стартовой и технической позициях:
руководитель группы - ВЛХотюшин, представлявший
разработчиков технической и стартовой позиций, Н.Г. Ра-
бочий - от разработчиков системы управления, А.С. Коб-
ченко - от разработчиков АФУ, Л.С.Зеря (Лобова) -
от телеметристов, ААПросвирин - от разработчиков
системы управления назем-
ными испытаниями спутни-
ка. Так впервые красноярцы
«покоряли» Байконур - до-
бирались самолетами через
Москву и Ташкент и поездом
до станции Тюратам, а от-
туда - в г. Ленинск. Состоя-
лась первая встреча со слав-
ным коллективом военных
ракетчиков под командова-
нием А.С.Матренина.
Г. М.Чернявский
АЯ.Китаев	Н.Ф.Куприянов
А.И.Ушаков
Г.М.Соколов
Ю.К.Исаичев
А.Е.Митрофанов
А.Г.Козлов	НАТестоедов
397
История развития отечественного ракетостроения
На стартовой площадке № 41 сибиряков встретил
стойкий запах гептила, не выветрившегося в аппарелях
за 2 года после катастрофы с МБР Р-16, развороченный
стартовый стол, темное, безлюдное и неуютное здание
технической позиции на площадке №42. Через месяц по-
сле посещения Байконура, в марте 1963 г, для выпуска
технического задания на создание новых технического и
стартового комплексов (пл. 41,42) представители ОКБ-
10 уже были в Москве в Центральном проектном ин-
ституте Минобороны (ЦПИ-31), который располагался
вблизи Смоленской площади. Оборудование стартового
комплекса изготовил Ново-Краматорский завод (НКМЗ,
Украина; главный конструктор - Н.С.Мещеряков) с коо-
перацией. Совместными усилиями строители, монтаж-
ники, военные площадку привели в порядок.
До того, как в мае 1964 г. первая PH 65СЗ была
отправлена на Байконур, в 1963 г. на пл. 41 прибы-
ла полигонная команда в составе М.И.Корчагина,
Н.И.Колобовникова, К.Н.Тыщенко, В.Е.Жидких,
Г.В.Дериновского, В.Я.Кухленко, В.Н.Парфенова, воз-
главляемая К.М.Трунцевым. Она должна была провести
осмотр и прием оборудования, обеспечить со смежни-
ками развертывание наземного испытательного и техно-
логического оборудования и в завершение - отработать
все операции с примерочной и заправочной ракетами
как на технической, так и на стартовой позициях.
Прием материальной части, развертывание обо-
рудования, обеспечение документацией; вопросы быта
и питания, обеспечения транспортом и связью - все
это легло на плечи полигонной команды. Проблемы
с климатом, нехваткой воды, трудности с питанием,
бытовая неустроенность - так встретила 43-я площад-
ка первопроходцев с енисейских берегов. Отношение
к новым представителям промышленности со стороны
более опытных по части ракетных запусков военных
специалистов было поначалу несколько недоверчи-
вым. В бригаду первопроходцев ОКБ-Ю на Байконуре
входили К.М.Трунцев, Ю.М. Князькин, ДЛДементьев,
Г.В.Дериновский, Н.И.Колобовников, В.Н. Тютин,
А.В.Глущенко, В.П.Курдюков, Г.М.Купфер, З.Ф. Бурду-
кова, Н.Г.Рабочий.
Все участники подготовки - военные от в/ч 14332 и
2 Управления, весь коллектив экспедиции и представи-
тели смежных предприятий - напряженно трудились
для обеспечения первого пуска. Постепенно совмест-
ная работа наладилась, и под контролем главного
конструктора, заказчиков, Минобщемаша, ВПК была
выполнена большая работа по созданию технического
и стартового комплексов, наземных измерительных
средств, отработке на СК средств заправки и слива
компонентов топлива из подвижных агрегатов на за-
правочном макете PH. Весь наземный комплекс под-
готовили к пуску. В начале июня 1964 г. завершилась
подготовка PH и полезной нагрузки (3 КА) на техниче-
ском комплексе площадки 42.
Наконец, наступил долгожданный день вывоза PH
на старт. Испытания на ТК закончены, три КА (груз-
макеты спутников типа «Стрела-1») и обтекатель
пристыкованы, старт готов к приему РКН. 18 августа
1964 г. - завершающая точка в длительной работе соз-
дания новой PH.
18 августа 1964 г. состоялся исторический первый
пуск космического носителя нового типа 65СЗ. Но-
вая PH первым же успешным стартом показала свою
работоспособность. На орбиту были выведены три
первых сибирских спутника - «Космос-38», «Кос-
мос-39» и «Космос-40». Трагическая «неделинская»
площадка была реабилитирована. Изготовленная ру-
ками красноярцев новая ракета и спутники добрались
до космических высот. Восторг сибиряков теперь уже
трудно представить. Ликовали на полигоне и на пред-
приятии, радовался за своих земляков весь закрытый
город Красноярск-26. Хотя в официальных сообщени-
ях ТАСС о запуске спутников в то время категорически
не допускалось сообщать, кем и как был обеспечен
космический запуск, об успехе ОКБ-Ю быстро узнали
на других предприятиях и организациях, связанных с
космической деятельностью.
Успешным первым запуском коллектив, руководи-
мый М.Ф.Решетневым, сдал очень важный экзамен на
зрелость, на готовность к реальной космической дея-
тельности. День первого полета PH 65СЗ каждый год от-
мечается как самый главный для предприятия праздник
- как День рождения сибирской космонавтики.
На той площадке, где трагически оборвалась жизнь
первого ракетного маршала, началась долгая и славная
жизнь сибирской PH, состоялся прорыв в космос кол-
лектива сибирских ракета- и спутникостроителей, по
сути, началась вся летопись многообразной и успеш-
ной, очень важной для страны сибирской космической
деятельности - поистине «великого сибирского похо-
да» на орбиты, который продолжается и сегодня новы-
ми поколениями ракета- и спутникостроителей.
Вопреки приметам, с несчастливой «неделинской»
площадки, где в пламени пожара грозной боевой меж-
континентальной ракеты, предназначенной для нане-
сения ядерных ударов, сгорели заживо десятки му-
жественных людей и блестящих специалистов своего
дела, явилась миру новая мирная ракета-носитель. Так
стартовала не только «еще одна ракета» - так началась
долгая история жизни первых сибирских - «решетнев-
ских» - «Космосов», началась история всего сибир-
ского спутникостроения.
Уже через четыре дня после запуска собственной
первой сибирской PH 65СЗ, 22 августа 1964 г., на по-
лигоне Капустин Яр был подготовлен к запуску и вы-
веден на орбиту янгелевской PH 63С1 блок из двух
первых штатных сибирских КА типа «Стрела-1». После
отделения от PH спутники начали самостоятельный
полет под названием «Космос-42» и «Космос-43».
398
Глава 5
Ракета-носитель на ТК и СК в Плесецке
Первый пуск модифицированной PH «Космос-ЗМ» с новым обтекателем
с нового стартового комплекса в Плесецке состоялся 15 мая 1967 г.
399
История развития отечественного ракетостроения
16 июля 1965 г. был осуществлен первый «полноком-
плектный» пуск PH 11К65 с Байконура с пятью КА типа
«Стрела» - были выведены на орбиту спутники «Кос-
мос-71....-75».
Дальнейшая история развития и эксплуатации си-
бирской PH легкого класса типа «Космос-1, -3, -ЗМ»
заслуживает описания в отдельной книге. Всего на эта-
пе ЛКИ РКК, которые были завершены успешно, было
запущено с Байконура десять PH. Таким образом, на-
чатая однажды, работа на полигонах сразу стала не-
отъемлемой частью забот и загрузки предприятия,
продолжилась и продолжается с тех пор все годы, пока
существует и будет еще существовать предприятие.
В новых пусках обнаруживались отдельные недо-
работки. Так, при первом запуске модифицированной
PH 11К65 после отделения спутника вторая ступень
из-за импульса последействия двигателя догнала КА
и ударила его. Дело оказалось в том, что после вы-
ключения двигателя оставшиеся жидкие компоненты
топлива испаряются, поступают в камеру, и, догорая,
создают в течение некоторого времени тягу. Этот им-
пульс и оказался неучтенным и послужил причиной
нештатной ситуации. Пришлось на второй ступени PH
учесть это и установить тормозные твердотопливные
двигатели.
Всего с временного старта на Байконуре (НИИП-5)
по программе ЛКИ было произведено 14 пусков си-
бирской PH. Второй этап ЛКИ продлился до конца
1965 г. Специалисты ОКБ-10 работали бок о бок с
сотрудниками ОКБ-586. МКЯнгель накануне 1966 г.
полностью передал М.Ф.Решетневу все права и обя-
занности главного конструктора PH, которой был при-
своен новый индекс 11К65 (наименование в прессе -
«Космос-3»).
С 1965 г. активизировалось создание на космо-
дроме Плесецк штатных технического и стартового
комплексов разработки КБТМ (главный конструктор
- В.Н.Соловьев) для РКК «Космос-ЗМ». Это были до-
статочно современные комплексы, эксплуатируемые
до сих пор, в т.ч. после модернизации, для запуска PH
«Рокот». ТК включал в себя просторный монтажный
корпус с барокамерой для подготовки PH и КА, хра-
нилища для PH, КА и всего необходимого к ним. СК
включал стационарные хранилища компонентов, си-
стему заправки PH в утепленной башне обслуживания
(перед пуском 700-тонная махина отъезжала на без-
опасное расстояние), систему сжигания паров, проли-
вов и др. Строительство шло медленно. М.Ф.Решетнев
не раз обращался в соответствующие организации
Минобороны. Привозили в КБ ПМ начальника Глав-
ного управления Спецстроя генерал-лейтенанта
М.Г.Григоренко. Лед тронулся, и к концу 1966 г. СК
был готов, но случился паводок. Поднялся уровень
грунтовых вод и затопил все заглубленные стартовые
сооружения, в первую очередь потерны. Монтажникам
пришлось демонтировать все кабели и трубопроводы,
а строителям - обшивать все нержавеющими листами,
варить герметичные швы, а монтажникам затем зано-
во монтировать все коммуникации.
Не все последовавшие затем пуски были удачными.
20 июня 1967 г. состоялся пуск PH 11К65М с днепро-
петровским КА «Целина-О», в составе которого был
водородный источник питания. На 48-й секунде полета
произошло разрушение головного блока, и обломки
PH, КА, обтекателя упали в районе с. Медвежье. Теле-
метрия не показала сбоев по первой ступени, а визу-
ально в зоне головного обтекателя разлетелись белые
куски. Были выдвинуты две версии источника взрыва:
головной обтекатель или космический аппарат. В воз-
можный район падения обломков, были направлены
представили КБ ПМ и 2 полка солдат. Три дня поиска
на самолете Ан-2 не дали результатов. Аварийной ко-
миссией, возглавлявшейся М.Ф.Решетневым, было
принято решение расширить район поиска. В тече-
ние двух дней летал вертолет Ми-4. Белые блестки
обтекателя обнаружили на краю большого болота. С
двухметровой высоты из вертолета в болото прыгнул
ГК.Грачев. Перебираясь по кочкам, по грязи, едва не
теряя сапоги и курс на цель, вышел на кучно лежащие
обломки обтекателя, рамы крепления КА, но самого
КА не было видно. По характеру разрушения (края вы-
гнуты наружу) и многочисленным блесткам голубых
солнечных элементов, впечатанным во внутреннюю
стенку обтекателя, не трудно было убедиться, что ис-
точником взрыва был сам КА. Забрав три фрагмента,
побрел назад к центру болота. Вертолет возвратился,
с третьей попытки фрагменты головного обтекателя и
самого смельчака удалось поднять на борт вертолета с
помощью солдатского ремня. По доставленным облом-
кам аварийной комиссии ничего не оставалось делать,
как признать, что причиной аварии был взрыв на борту
КА. Это признали и разработчики КА (днепропетров-
цы). Правда, В.М.Ковтуненко отказался подписывать
заключение комиссии и потребовал дополнительного
рассмотрения в ЦНИИмаше, где с его участием вместе
с прочнистами из КБ ПМ и КБЮ был сделан вывод, что
возможной причиной разрушения обтекателя могла
быть слабая устойчивость цилиндрической части обте-
кателя во время прохода скорости трансзвука (пример-
но 48-я секунда полета). Поэтому обтекатель решили
доработать. Хотя при многочисленных проведенных до
того пусках никаких замечаний не было, для подстра-
ховки провели изменения в документации. А батарея,
по вине которой произошла авария, днепропетровцами
на их спутниках была заменена, тем более что взрывы
ее бывали и раньше - и в цехе, и на испытаниях.
PH «Космос-ЗМ» (11К65М) после приема в эксплу-
атацию в 1971 г. и до настоящего времени используется
в интересах обороны, социально-экономического раз-
вития страны, международного сотрудничества. Се-
400
Глава 5
рийное производство PH началось на «Красмаше», а с
1970 г. продолжилось на омском авиазаводе (ПО «По-
лет»). Примечательно, что в 2008 г. ПО «Полет» вошло
в качестве филиала в состав ГКНПЦ им. Хруничева,
и если ранее ракету «Космос-ЗМ» подчас называли
«своей» днепропетровцы, то теперь уже можно услы-
шать заявления хруничевцев, что PH «Космос-ЗМ» -
это «их» ракета...
Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР № 949-
321 от 30 декабря 1971 г. PH «Космос-ЗМ» (11К65М)
была принята на вооружение в составе космического
комплекса специального назначения. В1972 г. участни-
ки работ по созданию и вводу в эксплуатацию РКК на
базе PH «Космос-ЗМ» (11К65М) были отмечены Госу-
дарственной премией СССР, в их числе от КБ ПМ были
Н.Ф.Куприянов, Г.М.Соколов, ЮКИсаичев, А.И.Ушаков.
К сожалению, в своей истории PH «Космос-ЗМ»,
не избежала и тяжелых моментов, и катастроф, ана-
логично ракетам ОКБ-1 и ОКБ-586. В июне 1973 г.,
уже после сдачи PH на вооружение и передачи произ-
водства ее в Омск, в Плесецке на стартовой площадке
при заправке PH произошло разрушение баков, возник
пожар и взрыв. Погибли 9 человек. Хотя вина разра-
ботчиков достаточно успешно и безопасно летавшей до
этого случая ракеты была изначально не очень веро-
ятна, весь коллектив КБ ПМ воспринял эту катастро-
фу с большой болью и сопереживанием. Особенно
тяжело переживал обстановку главный конструктор
М.Ф.Решетнев, т.к. одной из возможных версий про-
изошедшего могла быть признана ошибка или неточ-
ность в инструкции по заправке и сливу компонентов
топлива. Тот факт, что содержание этой инструкции
было заимствовано с янгелевской ракеты Р-14, оправ-
данием не служил. Пока работала аварийная комиссия,
Решетнев был непривычно молчаливым, осунувшимся,
бледным. Но каждое утро он продолжал, стиснув зубы,
бегать рысцой вокруг гостиницы, как было у него заве-
дено и вошло в привычку. Специалисты решетневской
фирмы в жесточайших спорах смогли разобраться
сами и убедить других, что предусмотреть возникшую
ситуацию до мельчайших деталей в инструкции было
невозможно, а общие указания по избежанию аварии в
ней были, в результате чего самые главные обвинения
с фирмы Решетнева были сняты...
Так в работе над собственными сибирскими PH
типа «Космос» происходило формирование и ста-
новление особо стойкого к трудностям и неудачам,
боеспособного ядра коллектива КБ ПМ, складывался
стиль и методы его работы, обеспечивавшие в даль-
нейшем высокую надежность любого создаваемого
образца РКТ и гарантированный успех в достижении
конечной поставленной цели.
Конечно, сорок с лишним лет эксплуатации - очень
значительный срок для космической ракеты. Косми-
ческие технологии за это время претерпели огромный
прогресс. Но сибирскую PH «Космос-З/ЗМ» за эти
годы не выбили из строя действующих PH все более
проявляющиеся «возрастные» недостатки, и она сохра-
нила до настоящего времени некоторые конкурентные
преимущества перед современными PH легкого класса,
в частности, дешевизну, надежность и безопасность.
За годы серийного производства и эксплуатации
PH «Космос-ЗМ» омским ПО «Полет» и Космически-
ми войсками продолжались работы по обеспечению
качества и надежности, безопасности и экологичности
запусков, снижению неблагоприятных последствий,
связанных с падением отработавших частей PH и ток-
сичных компонентов топлива. Так, с начала 1970-х гг.
в Плесецке проводились НИР по решению проблемы
сокращения количества и размеров используемых
районов падения, удалось уменьшить площадь терри-
торий, отводимых под районы падения отделяющихся
частей PH «Космос-ЗМ» на 16 %. Первый пуск РКН
«Космос-ЗМ» с уменьшенным остатком окислителя и
горючего был осуществлен 15 апреля 1992 г. Остатки
окислителя в отработавших первых ступенях уменьши-
лись на 10 %, а остатки горючего - на 16 %. 28 июня
2000 г. боевые расчеты космодрома впервые отрабо-
тали пуск PH «Космос-ЗМ» с КА «Надежда» на сол-
нечно-синхронную орбиту, в результате чего в даль-
нейшем пуски PH обеспечивались без использования
сухопутных районов падения (сухопутный район паде-
ния «Печора» при пусках PH «Космос-ЗМ» использо-
вался 21 ноября 2000 г.).
За девять трудовых пятилеток PH «Космос-ЗМ»
использовалась для выведения на орбиту спутников
серии «Надежда» международной системы спасения
Коспас-Сарсат, геодезических, навигационно-связных
и других КА военного назначения, эксперименталь-
ных образцов-прототипов первых советских космиче-
ских самолетов - многоразовых крылатых аппаратов
«Бор», индийских спутников Aryabhata, Bhaskara и
Bhaskara-2, французского КА Signe-З, шведских Astrid
и Astrid-2, американских FAISat и FAISat-2V, мекси-
канского Unamsat-2, итальянских MegSat-О и MITA,
германских Tubsat-B, Abrixas и CHAMP, британского
SNAP-1, китайского Tsing Hua-1, а в последнее вре-
мя - Alsat-1, Nigeriasat-1, Sinah-1, с помощью кото-
рых Алжир, Нигерия и Иран обрели статус «космиче-
ских держав», приступили к реализации собственных
космических программ.
С помощью PH «Космос-ЗМ» проводились астро-
физические, технологические и другие эксперименты
в интересах АН СССР, международной организации
«Интеркосмос», отраслевых научно-исследователь-
ских организаций, в т.ч. с возвращением аппаратов на
Землю. Примерно половина всех проведенных пусков
ракеты приходится на суборбитальные полеты с поли-
гона Капустин Яр для выполнения экспериментов на
гиперзвуковых скоростях. Еще в 1995 г. PH «Космос-
401
История развития отечественного ракетостроения
Ветераны ОКБ-10-участники создания PH типа 65СЗ/«Космос-3»/«Космос-ЗМ» и первого запуска.
Слева направо: КГ.Смирнов-Васильев, В.П.Ганженко, НАГуреев, ЕЛ.Ганженко, Р.М.Несгеров, М.Ф.Решетнев,
А.В.Глущенко, ВАБартенев, В.Н.Парфенов, Ю.КИсаичев, Г.М.Купфер, ЮАПрудский, Ю.М.Князькин. 1994 г.
Участники первого запуска PH 65СЗ. Слева направо, сидят: Г.М.Чернявский, КГ.Смирнов-Васильев.
Стоят, 1 ряд: Ю.КИсаичев, Н.К.Волосатов, НАГуреев, В.НПарфенов, ВАБартенев, ААМатвеев, АШлущенко.
2ряд: И.НЛовушкин, Г.ВДериновский, А.Н.Жирнов, Ю.М.Князькин, ЮАПрудский, М.Г.Бондарец, Г.М.Купфер. 1999 г.
402
Глава 5
ЗМ» участвовала в международном конкурсе
на легкую PH Med-Lite для NASA, и по оценке
независимых американских специалистов, ко-
торые провели сравнительный анализ 18 типов
PH легкого класса, созданных на тот момент
в разных странах, «Космос-ЗМ» была при-
знана одной из самых эффективных. Всего
сибирские PH «Космос-ЗМ» запускались око-
ло 460 раз, из них успешных - около 95 %,
причем общее число запущенных КА и субор-
битальных полезных грузов на ракетах этого
семейства приблизилось к 1000.
За рубежом, а также в среде отечественных
военных специалистов принято по мере снятия
с вооружения боевую технику (и самолеты, и
ракеты) устанавливать в качестве памятников
на пьедесталы. А у нас в качестве памятника
установлены, например, ракеты Р-12 в Москве,
Калуге, Житомире, Киеве, Днепропетровске, в
воинских частях и даже на Кубе. Также нахо-
дятся на постаментах некоторые PH, такие как
«Восток», «Космос», «Циклон». Однако они
очень редко устанавливаются в общедоступных
местах (как, например, в г.г. Королев и Самара),
гораздо чаще - на полигонах и иных закрытых
территориях (например, на Байконуре). Ракета-
носитель «Космос-ЗМ» была установлена на
территории филиала ВКА им. Н.Е.Жуковского
в п. Лехтуси под Санкт-Петербургом.
В этой связи большое позитивное значе-
ние имело открытие монумента - натурно-
го макета PH «Космос-ЗМ» в Красноярске
вблизи завода «Красмаш» - на площади
им. В.П.Котельникова, в створе главной транс-
портной магистрали на правобережье Красно-
ярска (проспекта им. газеты «Красноярский
рабочий»), возле главного корпуса Сибирско-
го государственного аэрокосмического уни-
верситета имени академика М.Ф.Решетнева
(СибГАУ), состоявшееся 18 февраля 2010 г.
В Омске, где с конца 1960-х гг. до конца
первой декады 2000-х гг. серийно производи-
лись переданные из Красноярска PH «Космос-
ЗМ», также создан и открыт 21 июля 2011 г.
монумент-макет PH «Космос-ЗМ».
Для фирмы Решетнева PH типа «Космос-
1/-3/-ЗМ»	(65СЗ/11К65/11К65М) была
единственной доведенной до эксплуатации
собственной чисто ракетной разработкой.
В дальнейшем в создаваемых КБ ПМ и НПО ПМ
и ОАО «ИС» спутниковых системах и космиче-
ских комплексах применялись только уже су-
ществующие PH, РБ, созданные другими фир-
мами. Для омского ПО «Полет» программа
производства PH «Космос-ЗМ» была основной
в Красноярске 18 февраля 2010 г.
Памятник М.Ф.Решетневу в г. Железногорске
403
История развития отечественного ракетостроения
программой, создававшей загрузку квалифицирован-
ного персонала, дающей обновляемые высокотехно-
логичные рабочие места, опыт участия в космической
деятельности страны и значимого международного
сотрудничества.
В целом PH «Космос-ЗМ» около 50 лет достойно
несла службу, успешно обеспечивала интересы СССР,
Российской Федерации, участие в международных
программах в качестве основной, самой надежной и
экономичной PH легкого класса, младшей модели из
триады отечественных средств выведения космиче-
ских аппаратов на орбиту - наряду с королевской PH
среднего класса типа «Союз» и челомеевской PH тя-
желого класса типа «Протон».
СЛМракопьсА
Производственное объединение
«Полет» - филиал ГКНПЦ им. М.В.Хруничева
ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ
«КОСМОС-ЗМ» 11К65М
В 1968 г. коллектив завода № 166 получил заказ
на производство двухступенчатой жидкостной ракеты
11К65М («Космос-ЗМ»),
Как уже отмечалось, - пер-
вый пуск ракеты, изготов-
ленной на «Красмаше»,
..
ГМ.Мураховский.
С 2008 г. - генеральный
директор ПО «Полет»
С.С.Бовкун.
С1975 г. - генеральный
директор ПО «Полет».
состоялся в мае 1967 г.
с космодрома Плесецк.
В 1968 г. конструкторская
документация и право на
авторское сопровожде-
ние в производстве были
переданы в Омск. В1970 г.
ракета прошла комплекс
испытаний и была готова
к использованию в составе
космического ракетного
комплекса. В 1971 г. PH
«Космос-ЗМ» приняли на
вооружение в составе кос-
мического комплекса спе-
циального назначения.
Данная ракета легкого
класса переназначалась для
выведения космических ап-
паратов различного назна-
чения на околоземные ор-
биты, а также для запусков
научно-исследовательских
аппаратов на баллистиче-
ские траектории. Вначале производство нового носи-
теля было развернуто на Красноярском машинострои-
тельном заводе. Впервые ракета стартовала, и успешно,
16 июня 1965 г. с полигона Байконур.
С начала 1968 г. на Омском авиационном заводе
(так назывался в то время «Полет») приступили к ос-
воению этого носителя. Вспоминает Ю.В.Сухарев, тех-
нолог цеха 66 (впоследствии - начальник техбюро от-
дела главного контролера):
«Первоначально для ознакомления и предвари-
тельного отбора технологической документации на
«Красмаш» выехала группа руководителей и специ-
алистов нашего предприятия в количестве около со-
рока человек. Среди них от 66-го цеха были заме-
ститель начальника Ю.В. Крюков и я. Группу возглав-
лял главный инженер С.С.Бовкун. По возвращении
в Омск разработка технологии по блоку «А» была
поручена Г.М.Мураховскому, ныне генеральному ди-
ректору «Полета», а блока «Б» - мне. Технологию
пневмоиспытаний разрабатывал В.К.Болтачев (в по-
следующем работал начальником отдела КБ «По-
лет» и заводского отдела № 40). Было организовано
два участка по сборке PH: сборки и испытаний бло-
ка «А», его возглавил А.Э.Маевский, впоследствии
ставший заместителем директора по производству, и
участок сборки и испытаний блока «Б», его началь-
ником был назначен В.К.Болтачев; технология пнев-
моиспытаний передан Паншину (в последние годы
работал представителем НПО «Энергомаша» на
«Полете»)...»
В период освоения производства ракеты-носите-
ля 11К65М возглавлял завод Я.В.Колупаев. Главным
инженером в это время был С.С.Бовкун, которому
предстояло с 1972 г. возглавить завод. Бовкун сыграл
первостепенную роль в организации производства
жидкостных ракетных двигателей РД-170, РД-171 в
рамках национальной программы создания Много-
разовой космической системы «Энергия-Буран». На
предприятии была проведена масштабная реконструк-
ция, созданы новые цеха и производства, освоены ты-
сячи новых технологий. Фактически был создан завод
в заводе. Кроме того, в эти же годы под руководством
Бовкуна объединение осваивает серийный выпуск кос-
мических аппаратов глобальной навигационной спут-
никовой группировки ГЛОНАСС, ступени развоза для
баллистических ракет морского базирования РСМ-50,
которые по сей день находятся на вооружении атомно-
го подводного флота России. При Бовкуне начинается
выпуск КА 11Ф627 для навигационно-связной систе-
мы «Парус». С1982 г. спутники «Надежда» производ-
ства ПО «Полет» начали работать в международной
спутниковой системе спасения терпящих бедствие на
суше и на море «Коспас-Сарсат». Под руководством
Бовкуна «Полет» становится уникальным предпри-
ятием ракетно-космической отрасли - единственным,
404
Глава 5
которое одновременно серийно выпускало
ракеты-носители, космические аппараты и
ракетные двигатели.
При С.С.Бовкуне производство PH легко-
го класса «Космос-ЗМ» для военных и на-
родно-хозяйственных целей было поставлено
на поток. Надо сказать, освоение 11К65М в
Омске протекало без особых проблем. Дело
было привычным, поскольку с конца 1950-
х гг. был отлажен серийный выпуск ракет. За
десятилетие технология производства, куль-
тура изготовления изделий достигли высо-
кого уровня. На предыдущих боевых ракетах
были оточены мастерство рабочих, техно-
логов, конструкторов, испытателей. Именно
в этом был залог стремительного освоения
PH 11К65М и ее уникальной надежности,
которую обеспечивали, в частности, слеса-
ри-сборщики, слесари-электромонтажники
предприятия: Герой Социалистического Тру-
да И.Ф.Махоткин, М.И. Сипаков, А.И. Кипаев,
Ю.И.Кипаев, ГА. Власенко, А.В.Котолевец,
Ю.Ф. Ласминский, С.В. Лопухов, В.Н. Можаев,
АВ.Шкурмяк, Г.П. Старцев, Г.Х. Салахутдинов,
Я.В.Съедин, В.Я.Галаков, ВАЛексиков.
Под новое изделие (заказ «71») был
реконструирован цех № 67. В нем изготав-
ливались крупногабаритные блоки и баки
окислителя и горючего, а также ряд дру-
гих комплектующих. Работы проходили по
замкнутому циклу от механообработки до
типовых и контрольных испытаний. В цехе
были созданы и оснащены оборудованием
участки: механообработки на карусельных, расточ-
ных станках; нестандартного оборудования; сборки -
сварки шпангоутов, агрегатов и баков; прочностных
испытаний на вибростендах; химобработки и лакокра-
сочных покрытий узлов и агрегатов; камеры рентген-
контроля; гидропневмоиспытаний, контроля частоты
внутренних полостей баков. Цех с 1969 г. возглавляли
О.Ф.Григорьев, А.В.Липаев, В.Г.Блюм, А.П.Радионцев,
САХалявка, В.П. Пенкин, К.П.Суслов, ГАСуховой.
Собирали 11К65М в цехе № 66. Параллельно здесь
собирали транспортно-пусковые контейнеры разных
модификаций и многое другое. В цехе имелись участ-
ки сборки монтажей и пневмоиспытаний, электромон-
тажей и оборудования первой группы; малярный, ис-
пытаний, сварки, рентгена, а также КИС заказа «71».
Начальниками цеха с начала освоения 11К65М были
Л.М.Тарасов, В.А.Карпухин, Ю.В.Крюков, А.П. Радион-
цев, Б.М.Горяинов, ВАМеженин, В.Н.Москаленко,
О.Г.Петренко, В. Д. Лобов...
Первую ракету 11К65М собрали на омском заводе
из комплектующих, изготовленных в Красноярске. Она
была успешно запущена 21 октября 1969 г. А первая
PH «Космос-ЗМ» в сборочном цехе ПО «Полет»
полностью омская машина изготовлена в 1970 г. Ее за-
пуск состоялся 27 июня 1970 г. с Плесецка и был не-
удачным из-за неисправности руль-машинок. Но уже
через полгода, в декабре, ракета «реабилитировала»
себя и начала победный отсчет пусков. 26 января 1973 г.
был проведен первый пуск ракеты с полигона Капустин
Яр с первой пусковой установки (площадка 107). За-
тем была введена в строй еще одна пусковая установка
в Капустином Яре. В Плесецке их тоже было две для
PH 11К65М. Всего за более чем 35 лет эксплуатации
омских PH 11К65М (вместе с модификациями) с по-
лигонов Капустин Яр и Плесецк осуществлено порядка
760 пусков этого уникального носителя. В своем классе
ему нет равных по надежности. По оценке специалистов
НАСА, коэффициент надежности «Космос-ЗМ» почти
эталонный и превышает 95 %. Это один из лучших по-
казателей в мире. Ракета участвовала в международ-
ном конкурсе на легкий носитель Med-lite для NASA.
В 1995 г., по оценке независимых американских экс-
пертов, которые провели сравнительный анализ 18 ти-
пов ракет легкого класса, созданных в разных странах,
«Космос-ЗМ» признали одной из самых совершенных.
405

Глава 5
20 января 2005 г. с космодрома Плесецк PH
«Космос-ЗМ» произведен запуск спутников 11Ф627
и «Университетский». Старт был приурочен к 250-ле-
тию МГУ. Летные испытания нового обтекателя прошли
успешно. 19 декабря 2006 г. был выведен на орбиту КА
«Cap-Лупе» № 1, в 2007 г. запущено еще два спутни-
ка этой серии, последние два КА «Cap-Лупе» начали
работу на своих орбитах в 2008 г. Во всех пяти пусках
PH «Космос-ЗМ» отработала безупречно. Это один из
ярких примеров участия специалистов ПО «Полет» в
реализации международных коммерческих проектов с
использованием PH «Космос-ЗМ».
С помощью ракеты «Космос-ЗМ» проводились
астрофизические, технологические и другие экспери-
менты в интересах Академии наук СССР, международ-
ной организации «Интеркосмос», отраслевых научно-
исследовательских организаций, в т.ч. с возвращением
ПГ на Землю. Примерно половина всех проведенных
пусков ракеты (модификация К65М-Р) приходится на
суборбитальные полеты с полигона Капустин Яр для вы-
полнения экспериментов на гилерзвуковых скоростях.
Всего в ПО «Полет» изготовлено «Космос-ЗМ»
(в модификациях 11К65М и К65М-Р) 768 изделий:
11К65М - 417 ед., К65М-Р - 351. Последний пуск
«Космос-ЗМ» с КА 11Ф627 был успешно осуществлен
27 апреля 2010 г.
'Б.А.Лепота, ЮЛ1.Семоно&,
6. Л. С о ко леи.
Ъ.&Черток, S.^MtaTapon
ОАО «РКК «Энергия»
РАЗГОННЫЕ БЛОКИ «Е», «И», «Л»
Блок «Е»
Эскизный проект третьей ступени ракеты Р-7, на-
званной блоком «Е», был выпущен в 1958 г. Стаби-
лизация блока «Е» осуществлялась специальными
соплами на отработанном газе (после турбонасосного
агрегата) по командам АСУ. Впервые предусматрива-
лось поперечное деление ступеней ракеты с запуском
двигателя в условиях космического пространства.
Проектная разработка принципиальной схемы двига-
теля 8Д714 и его испытания с органами управления и
регулирования проводились в ОКБ-1.
При создании ЖРД были решены многие науч-
но-технические проблемы, такие как запуск в усло-
виях космического пространства, обеспечивающий
надежное отделение последней ступени ракеты по
схеме «горячего» поперечного деления; создание
новых органов управления, использующих отработан-
ный газ после турбины двигателя для получения ма-
лых управляющих реактивных сил (моментов). Блок
«Е» обеспечивал выведение межпланетных станций
Е1 (для пролета вблизи Луны), Е1А (для достижения
поверхности Луны), Е2, Е2А, ЕЗ (облет Луны, фото-
графирование обратной ее стороны и передача изо-
бражения на Землю) на траекторию полета к Луне и
сообщение им второй космической скорости. Этот же
блок 12 апреля 1961 г. вывел на околоземную орбиту
пилотируемый корабль с первым космонавтом Зем-
ли - Ю.АГагариным.
Ракетный блок «Е» был первым в ракетной технике
разгонным блоком, а двигатель 8Д714 первым косми-
ческим двигателем.
Блоки «И», «Л»
Специально для запусков автоматических меж-
планетных станций для полетов к Марсу, Венере на
базе ракеты Р-7 была разработана новая четырех-
ступенчатая ракета-носитель 8К78 (PH «Молния»)
с ракетным блоком «И» (доработанная вторая сту-
пень ракеты Р-9 с двигателем КБХА) в качестве тре-
тьей ступени и ракетным блоком «Л» в качестве
четвертой ступени, на котором впервые приме-
нен ЖРД замкнутой схемы 11ДЗЗ (С1.5400) также
разработки ОКБ-1.
Размещение лунной
межпланетной станции
на ракетном блоке «Е»
Краткие технические
характеристики
ракетного блока «Е»
Масса заправленного
блока -8,0т
Топливо-жидкий
кислород +керосин
Маршевый двигатель -
ЖРДРД-0109(8Д714)
Разработчики
двигателя-ОКБ-1,
ОКБ-154
Тяга двигателей (в
вакууме)-5,1 тс
Удельный импульс тяги
двигателя - 316 кгс с/кг
Год первого
запуска-1959 г
PH-типа «Восток»,
«Восход»
Габаритные размеры:
-длина-2,98 м
-максимальный
поперечный
размер-2,66 м.
407
История развития отечественного ракетостроения
Первый отечественный ЖРД с дожиганием газо-
генераторного газа в камере сгорания позволил полу-
чить более высокий (340 кгс с/кг) удельный импульс
тяги в пустоте, чем у всех существовавших в то время
двигателей.
При создании ЖРД 11ДЗЗ с дожиганием впервые
были разработаны пневмогидравлическая схема дви-
гателя, обеспечивающая его надежное включение в ус-
ловиях космического пространства после длительного
пребывания в состоянии невесомости; газогенератор,
который при минимальных массе и габаритах обе-
спечивает переход жидкого кислорода в газообразный
с температурой 350-400 °C при равномерном поле
температур путем сжигания в кислороде небольшого
количества керосина; турбонасосный агрегат с цен-
тростремительной турбиной, работающей на окисли-
тельном газогенераторном газе с высоким противо-
давлением; надежно охлаждаемая камера сгорания с
высокой степенью расширения газа в сопле, устойчиво
работающая на окислительном газогенераторном газе
с температурой 300-350 °C и керосине; специальная
пиротехническая арматура; пороховой стартер, обе-
спечивающий первоначальную раскрутку вала ТНА при
запуске двигателя, и поворотные рулевые сопла для
управления по крену, работающие на восстановитель-
ном газогенераторном газе и имеющие малый момент
трения. При создании ТНА приняты меры, исключа-
ющие возгорание турбины и газового тракта в газоо-
бразном кислороде с температурой 700 °C.
Ракетный блок «Л»
Впервые в ЖРД камера сгорания была изготовле-
на из титанового сплава. Его внедрение потребовало
разработки новых технологических процессов; пайки,
сварки и т.д. За май-декабрь 1960 г. изготовили вновь
54 (а с учетом переборок - 83) двигателя и провели
их огневые испытания. Двигатель С1.5400 (11ДЗЗ) из-
готавливался на ЗЭМ и эксплуатировался в составе PH
«Молния».
При разработке блока «Л» исходили из того, что
запуск его ДУ должен обеспечиваться в условиях не-
весомости через 1,5 ч полета по орбите вокруг Земли,
а не сразу после окончания работы третьей ступени.
Поэтому на блоке «Л» требовалось установить систему
стабилизации и ориентации на время паузы и блок обе-
спечения запуска двигателя в невесомости. Таким об-
разом, в состав четвертой ступени входили блок «Л»,
СОИС, БОЗ, отделяемый космический аппарат, голов-
ной обтекатель, по форме аналогичный обтекателю
Краткие технические характеристики
ракетного блока «Л»
Масса ПГ, выводимая блоком на целевую
орбиту -1,58 т* (объект Е-6)
Масса заправляемого топлива -3,7т
Конечная масса блока -1,05 т
Топливо - жидкий кислород + керосин
Маршевый двигатель - ЖРД, 11ДЗЗ (С1.5400)
Разработчик двигателя - ОКБ-1
Тяга двигателей (в вакууме) -6,8 тс
Удельный импульс тяги двигателя - 340 кгсс/кг
Год первого запуска -1961 г.
Применяется на PH типа «Молния»
Габаритные размеры:
-длина-3,2м
- максимальный поперечный размер -2,4 м.
* для КА типа «Молния» -до 1,9 т
Краткие технические характеристики
ракетного блока «И»
Масса заправляемого топлива - 22,8 т
Масса «сухого» блока -2,4 т
Топливо - жидкий кислород + керосин
Маршевый двигатель - ЖРД, РД-0110
(РД-461) (четырехкамерный)
Разработчик двигателя - КБХА
Тяга двигателей (в вакууме) - 30,4 тс*
Удельный импульс тяги двигателя - 325 кгс с/кг
Год первого запуска -1960 г.
PH - типа «Молния», «Союз»
Габаритные размеры:
-длина-6,7м
-диаметр-2,66 м.
* включая 0,6-от сопел управления
408
Глава 5
корабля «Восток», а также два пороховых ускорителя
для создания осевой перегрузки. На блоке «Л» уста-
навливалась система управления блоками «И» и «Л».
Блок «Л» состоял из топливного отсека, однока-
мерного двигателя в карданном подвесе и фермен-
ного отсека. В связи с тем, что блок «Л» подвергался
в полете длительному воздействию солнечной ради-
ации, топливные баки имели специальную теплоизо-
ляцию. Специальные сильфоны позволяли двигателю
отклоняться до 3° для управления по тангажу и ры-
сканию. Для управления по крену имелись два сопла
тягой по 10 кгс, способные отклоняться на угол до 45°,
работающие от дополнительного газогенератора, газ
из которого одновременно подается для наддува баков
окислителя и горючего.
Н.З.Лан'Кисин, 4.Д.Еременко,
ЕЕ.Мошльшяи, Е.А.Землянский,
Е.М.Макушмн, А.Ф.Е&ил
ВКЛАД ЦНИИмаш
В СОЗДАНИЕ МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫХ
БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ И КОСМИЧЕСКИХ
РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ В1961-1970 гг.
Под новые задачи головной организации ракетно-
космической отрасли переориентация деятельности
НИИ-88 была начата под руководством ГАТюлина.
Но реализовать намеченные планы директору не уда-
лось, т.к. в июле 1961 г. он был назначен заместителем
председателя ГКОТ по ракетно-космическому направ-
лению. Реализация намеченных планов легла на плечи
ученика ГАТюлина и его последователя, д.т.н., гене-
рал-майора ИТС Юрия Александровича Мозжорина.
ЮАМозжорин был назначен на должность директо-
ра- научного руководителя НИИ-88 решением ЦК КПСС
в июле 1961 г. До этого он, как и ГАТюлин, был замести-
телем начальника НИИ-4 МО по научной части.
К моменту назначения директором НИИ-88
Ю.А. Мозжорин был уже заслуженным ученым и орга-
низатором крупномасштабных исследований. Под его
техническим руководством был разработан и создан
первый в стране автоматизированный КИК управления
полетами автоматических космических аппаратов и пи-
лотируемых космических кораблей. За создание КИКа
и обеспечение запуска первого ИСЗ ЮАМозжорину
было присвоено звание лауреата Ленинской премии, а
за обеспечение первого космического полета человека
он был удостоен звания Героя Социалистического Труда.
При ЮАМозжорине НИИ-88 (а затем и ЦНИИмаш)
становится действительно головным научно-исследо-
вательским центром ракетно-космической отрасли.
Этому во многом способствовало удачное сочета-
Первый в мире жидкостный ракетный двигатель замкнутой
схемы с тягой около 7 тс, разработанный в ОКБ-1
ние организаторских способностей ЮАМозжорина
с широким научным кругозором, высокой работо-
способностью и ответственностью. С его приходом
укрепляется и развивается новое и специфическое для
отраслевого НИИ направление по исследованию пер-
спектив ракетного стратегического вооружения и обо-
снованию рациональных путей его развития.
В отделе №18 были созданы и укреплены для этой
цели специальные подразделения, которые занимались
исследованием боевых операций с применением стра-
тегического ракетного оружия, проектными проработ-
ками различных типов баллистических ракет, оценкой
боевой эффективности ракетного вооружения, опреде-
лением тенденций развития
такого вида вооружения и
средств противоракетной
обороны вероятного про-
тивника, а также экономи-
кой и баллистикой.
В отдел пришло много
новых специалистов, от-
вечающих требованиям к
проводимым исследова-
ниям. В своей работе от-
дел опирался практически
ЮАМозжорин
409
История развития отечественного ракетостроения
на все новые и традиционные научные подразделения
института для учета всех факторов, влияющих на пер-
спективы развития ракетных комплексов.
Отдел №15 исследовал перспективы развития ав-
тономных систем управления ракетами, вновь создан-
ный отдел № 42 - перспективы развития жидкостных
ракетных двигательных установок на различных видах
топлива, отдел № 19 - перспективы создания шахтных
стартовых комплексов высокой защищенности. Упомя-
нутые отделы не подменяли деятельности соответствую-
щих специализированных НИИ и КБ отрасли, а занима-
лись изысканием необходимых технических параметров
и конструктивных решений, оптимальных с точки зрения
решения целевой задачи ракетным комплексом в целом
с учетом критерия «эффективность - стоимость».
Отделение материаловедения изучало перспективы
создания новых конструкционных материалов и тепло-
защитных покрытий с высокими удельными характе-
ристиками. Отделения прочности, аэрогазодинамики,
теплообмена, динамики проводили исследования та-
ких конструктивных форм и проектных решений ракет
и стартовых систем, которые обеспечивали бы наилучшие
их характеристики. Изучались также технические пробле-
мы, возникающие в указанных областях при разработке
перспективных ракетных комплексов. Все исследования
по перечисленным направлениям проводились по обще-
институтской теме «Комплекс» под руководством голов-
ного отдела № 18. Основным вопросом, определяющим
успех исследований перспектив развития стратегического
ракетного оружия, являлся правильный выбор целей его
создания и методов боевого использования.
НИИ-88 начал свои исследования с обоснования
оборонной доктрины в условиях появления ракетно-
ядерного вооружения, которое качественно меняло
характер оборонительных и наступательных стратеги-
ческих операций. Институтом была обоснована един-
ственно возможная разумная оборонная доктрина -
«доктрина сдерживания», основанная на обеспечении
«гарантированного ответного ракетно-ядерного удара
возмездия». Все другие способы использования ра-
кетно-ядерного оружия, рассчитанные на предупреж-
дение агрессии в превентивном ударе или только на
ответно-встречные действия, как показали исследова-
ния, не решают задачи обороны государства. При раз-
умном и примерно равном по силам противнике они
приводят только к взаимному уничтожению конфлик-
тующих сторон. На основе указанной доктрины сдер-
живания были сформулированы основные концепции
развития ракетно-ядерного оружия и даны обосно-
ванные рекомендации по ЛТХ ракетных комплексов,
примерному составу ракетных группировок и их чис-
ленности. Это дало институту прочную и объективную
основу для определения рациональных путей развития
ракетного вооружения и правильной оценки всех пред-
ложений и проектов ракетных КБ и НИИ.
Системное проектирование космических
комплексов, прогнозирование
и планирование космической деятельности
С приходом в НИИ-88 директора д.т.н„ профессо-
ра ГАТюлина в институте с конца 1950-х гг. получают
развитие работы по баллистике, динамике и системам
управления PH и КА. Выполнение этих новых для ин-
ститута функций сосредотачивается в комплексе, воз-
главляемом А.Г.Пилютиком (впоследствии д.т.н, про-
фессор). Результаты данных исследований важны и для
проектно-поисковых работ. Так, классической является
задача оптимального распределения масс по ступе-
ням PH, решаемая в те годы в Институте прикладной
математики АН СССР, МГУ, НИИ-4 МО, в организаци-
ях главных конструкторов РКТ. В НИИ-88 Г.И.Яковлеву,
И.А.Сидорову, ТААгеевой, Г.Р.Успенскому и другим
удалось решить эту вариационную задачу оптимизации
распределения масс по ступеням многоступенчатых из-
делий в зависимости от величин ихтяговооруженности.
Специалистами комплекса успешно решалась
и вторая задача - поиск оптимального закона управ-
ления выведением PH на заданную орбиту. Решения
обеих задач опубликованы в 1960 г. и вошли в теорети-
ческий фонд отечественной космонавтики.
Но широкий размах работы по системному проек-
тированию космической техники приобрели с 28 мая
1962 г., когда был издан приказ председателя ГКОТ
САЗверева № 310, согласно которому на институт
возлагалась головная роль в области исследования
и обоснования перспектив развития космической
техники. Несколько ранее в соответствии с приказом
директора института ЮАМозжорина № 142-К от
5 апреля 1962 г. был создан научно-исследовательский
отдел космической техники № 12, которому вменялось
в обязанность проведение научных и проектно-поис-
ковых исследований по следующим вопросам:
-	исследования перспектив развития космической
техники, оценки ее эффективности и технико-эконо-
мических показателей, выдачи рекомендаций по раз-
работке КС;
-	определения облика КС, КА, PH, бортового и на-
земного оборудования; а также выработки требований
к ним и соответствующих рекомендаций;
-	исследования динамики полета КА, методов опре-
деления их траекторий и прогнозирования движения.
Начальником отдела № 12 был назначен
Л.Г.Головин, бывший начальник ОКБ-464, специализи-
ровавшегося на работах по ЗУР. Из этого конструктор-
ского бюро на работу в отдел № 12 перешли А.Д.Коваль
(начальник бригады общих видов), В.П.Сенкевич
(начальник бригады баллистики и динамики), затем
А.И.Рембеза, А.Ф.Евич, Е.С.Глубоков, ААЕременко,
В.Я.Садовский и др. За их плечами был практический
опыт работы в филиале КБ, возглавляемого главным
410
Глава 5
конструктором П.Д.Грушиным, где разрабатывались
аванпроекты и эскизные проекты систем обороны от
МБР и БРДД объектного типа, производился поиск оп-
тимальных параметров наземных средств их перехвата
для территориальных и зональных систем.
Другую группу руководителей отдела № 12 со-
ставили специалисты по баллистике полета PH и КА
ИКБажинов, Т.Д.Агеева, Г.РУспенский, В.И.Алешин,
В.Н.Почукаев и др., работавшие ранее в НИИ-88 или
НИИ-4 Министерства обороны. Этими специалистами
по заказу ОКБ-1 теоретически исследованы и при-
менены методы сближения транспортных кораблей с
орбитальной станцией (в частности, классические ме-
тоды «погони», «пропорциональной навигации», «па-
раллельного сближения», «свободной траектории»),
В 1962 г. работа была принята ОКБ-1 и послужила
обоснованием для ряда технических решений со-
вместно со специалистами этой головной организа-
ции по системам сближения и стыковки будущих ко-
раблей «Союз» (системы «Игла», «Курс», авторы от
НИИ-88 - Г.РУспенский, НАБалашова, Ю.Я.Батюк,
АЛБухаркина, В.П.Иванов, А.В.Целин).
Первой большой комплексной работой, поручен-
ной отделу № 12 в 1962-1963 гг., была НИР № 79
«Исследования систем ИСЗ специального назначе-
ния». Целевым назначением темы было определение
целесообразных областей применения КС для реше-
ния оборонных и других задач, а также создание на-
учно-проектного задела по КА и PH.
В институте с участием других организаций был
впервые проведен анализ существующих и разрабаты-
ваемых в СССР и за рубежом КС различного назначе-
ния, определены перспективные направления исполь-
зования спутников Земли для решения планируемых
задач, выработан ряд требований и сформулированы
основные фундаментальные и прикладные научно-
технические проблемы, связанные с созданием косми-
ческих комплексов. Основные исследования касались:
- системы спутников для предупреждения о на-
падении и обороны страны от БР противника (систе-
мы обнаружения, целеуказаний и уничтожения БР на
активном и пассивном участках). Исследования впер-
вые показали, что есть теоретическая возможность
решения этой проблемы, состоящая в совместном ис-
пользовании космических и наземных средств и орга-
низации оптимального распределения наряда средств
многоэшелонной системы космического и наземного
базирования (А.Д.Коваль, Е.С.Глубоков). Это много
позднее было подкреплено практикой работ США по
программе СОИ (вторая половина 1980-х гг.). В рам-
ках данной темы были определены проектные харак-
теристики средств эшелонов и выполнены оценки их
эффективности. Вызвали большой интерес и получили
одобрение результаты работы, доложенные на заседа-
ниях НТК ПВО НИИ-2 и НИИ-4 МО:
-	системы спутников связи для коррекции полета
ГЧ баллистических ракет, в т.ч. глобальных;
-	проект по созданию облаков из металлических
диполей для защиты КА и ГЧ баллистических ракет
от средств ПРО и ПКО противника; результаты работ
одобрены на НТС ГКОТ, Института радиотехники и
электроники АН СССР и НИИ радиосвязи Министер-
ства связи.
В рамках названной темы были исследованы су-
ществующие и перспективные PH, разработаны пред-
ложения по использованию БР с дополнительными
ступенями для вывода на орбиты КА (А.И.Рембеза,
В.М.Суриков, А.Г.Горяченков, ИКБажинов, Г.Р. Успен-
ский и др.). Так, совместно с КБ «Южное» были опре-
делены пути модернизации ракеты Р-12 как носителя
63С1, выпущен проект по модернизации ракеты Р-14
как носителя 11К65М; обоснованы с участием специ-
алистов КБПМ (НПОПМ, г. Красноярск) технические
характеристики носителя 65СЗ применительно к ре-
шению задач геодезии, навигации и связи. Эти пред-
ложения получили положительные отзывы от ряда
конструкторских бюро: ОКБ-1, ОКБ-2, ОКБ-52. Напри-
мер, главный конструктор ОКБ-1 С.П.Королев в своем
отзыве на разработку писал: «Постановка задачи пра-
вильна и своевременна. Предпосылки отвечают требо-
ваниям рационального использования материальной
части ракет, оборудования и оснастки для их изготов-
ления и эксплуатации». Предложения были одобре-
ны и рекомендованы к внедрению на заседании сек-
ции № 2 НТС ГКОТ под руководством его председателя
С.А.Зверева. В дальнейшем в ОКБ-10 М.Ф.Решетнева
на базе баллистической ракеты Р-14 была создана ра-
кета-носитель 65СЗ («Интеркосмос»).
Особо важное значение имели организационно-
технические предложения по усилению и развитию
ракетно-космической отрасли, по включению в нее не-
которых организаций из МАП, МРП, развитию работ в
АН СССР и других смежных министерствах и ведом-
ствах. Там же даны рекомендации по программному
планированию.
На основании указанных работ был разработан
проект первой долгосрочной 10-летней программы
работ по РКТ, одобренный коллегией ГКОТ и послу-
живший основой для постановления ЦК КПСС и Со-
вмина СССР от 3 августа 1964 г. (Л.Г.Головин, А.Д. Ко-
валь, В.П.Сенкевич, В.В.Алавердов, Б.И.Желтецкий,
Ю.Л.Яковлев и др.). С этого периода специалисты ин-
ститута все больше подключаются к государственной
экспертизе разработок, ведущихся в ПКБ в области РКТ,
многие входят в состав государственных комиссий по
испытаниям изделий (Ю.А.Мозжорин, Л.Г.Головин,
А.Д.Коваль, А.Т.Горяченков, Н.П.Щербакова, А.И. Рем-
беза, В.М.Суриков, ИКБажинов и др.). В1964 г. были
проведены два успешных пуска системы «Электрон».
В этой работе активное участие принимали также
411
История развития отечественного ракетостроения
В.М.Суриков, В.П.Сенкевич и В.В.Алавердов, быв-
ший некоторое время секретарем Государственной
комиссии по пилотируемым кораблям «Союз» и
автоматическим межпланетным станциям. Плодот-
ворно работает и пресс-группа государственных ко-
миссий (председатель - ЮАМозжорин, заместитель
от МО - ААМаксимов). Большая работа была про-
ведена по теме «Исследование характеристик пер-
спективных ракет-носителей» (№ 109). Целями рабо-
ты были определение энергетических возможностей
тяжелых PH, создаваемых на базе ракет Н1, Р-56,
УР-500 с двигателями различных типов (ЖРД, РДТТ,
ЭРДУ, ЯРД), и анализ состава задач, решаемых такими
носителями. В исследования по этой теме основной
творческий вклад внесли А.И.Рембеза, В.М.Суриков,
Л.М.Романовский и др.
По другим темам в этот период выполнены большие
работы по заказам ОКБ-1, ОКБ-52, ВНИИЭМ и других
организаций. В частности, исследована динамика дви-
жения двух тел, связанных гибкой нитью, что послу-
жило затем основой разработки динамики тросовых
конструкций различного назначения. Большой вклад
в проведение данных работ внесли сотрудники инсти-
тута Г.Р.Успенский, Ю.Я.Батюк, а затем В.П.Антонов,
Е.П.Морозова, С.Б.Федоров, В.В.Семенченко. В ходе
работ исследовалась устойчивость различных типов
спутников и их систем, обосновывалось баллистиче-
ское построение систем спутников связи, исследова-
лись номинальные траектории и методы прогнозиро-
вания и выбора траекторий полета КА, направляемых к
Луне, Марсу и Венере, разрабатывалось значительное
количество различных методик и руководящих мате-
риалов для летных испытаний космических объектов.
Некоторые разработки носили характер изобретений,
например предложение И.К.Бажинова по использо-
ванию секстанта для навигации пилотируемых косми-
ческих кораблей. Ответственными исполнителями ос-
новных видов работ по этим темам были И.К.Бажинов,
Т.Д.Агеева, В.И.Алешин, В.Н.Почукаев, Н.М.Иванов,
ВДПоляков и др.
Результаты исследований, проведенных в НИИ-88
по созданию геодезической космической системы (от-
ветственный исполнитель - Г.Р.Успенский), были рас-
смотрены и одобрены на межведомственном совеща-
нии в ГКОТ с участием руководителей МО, ГКЭТ, ГКОТ,
ГКРЭ, АН СССР.
Большой цикл работ был проведен в рамках темы
«Исследование перспектив развития космической
техники», в частности, были определены предельные
возможности разрабатываемой в то время космиче-
ской техники при решении все более сложных и за-
хватывающих воображение задач исследования Луны
пилотируемыми комплексами. Проведенные исследо-
вания показали нереализуемость проекта облета Луны
человеком с использованием состыкованных пилоти-
руемых кораблей «Союз», их многомодульной сбор-
ки и заправки разгонного ракетного блока с помо-
щью танкеров (А.И.Рембеза, В.М.Суриков, А.Ф.Евич,
Г.В.Кукина).
ОКБ-1 разработало однопусковой вариант корабля
«Союз». Он и его последующие модернизации актив-
но эксплуатируются с 1967 г. до настоящего времени
для решения задач доставки космонавтов на орбиталь-
ные станции. В рамках этой же темы впервые были
предложены методические разработки по комплекс-
ному анализу перспектив развития РКТ как сложной
управляемой системы (В.П.Сенкевич, Б.И.Желтец-
кий, В.В.Алавердов, Е.С.Глубоков, А.Ф.Штрингиль,
Ю.Л.Яковлев); была разработана и апробирована
базовая модель комплексного анализа РКТ, пред-
ставляющая собой с позиций теории системного ана-
лиза иерархическую структуру элементов и связей для
определения перспектив развития космической дея-
тельности. Данная модель в своей основе сохранилась
и используется в настоящее время.
Существенный теоретический и практический
вклад сделан в дело разработки и оптимизации про-
грамм освоения космоса с учетом важности задач,
технических характеристик космических комплексов и
экономических показателей. Особо важным моментом
была реализация на практике рекомендуемых испол-
нителями схем управления работами по РКТ и основ-
ных этапов их прогнозирования и планирования. Эти
схемы использовались до 1992 г. и лишь частично из-
менились в 1992-1995 гг.
Все большее внимание в стране стало уделяться
техническому уровню.разработок в сравнении с луч-
шими мировыми образцами. Для решения новых,
более сложных, задач, концентрации усилий, для
улучшения планирования работ в области ракетной
и ракетно-космической техники приказом министра
общего машиностроения в августе 1966 г. был образо-
ван специальный отдел № 73 планирования работ по
ракетной и ракетно-космической технике (начальник-
В.М.Чебаненко).
Основными задачами, поставленными перед от-
делом, являлись разработка и обоснование основных
направлений и государственных программ развития
ракетной и ракетно-космической техники на 15-летний
и на 10-летний периоды, проектов пятилетних планов
по РКТ, проектов годовых отраслевых планов НИР и
ОКР. С учетом требований министерств общего маши-
ностроения, обороны и Академии наук СССР работы
по прогнозированию и планированию развития РКТ
проводились в рамках широкой межведомственной
кооперации предприятий и организаций при головной
роли ЦНИИмаша.
В этот период были выполнены первые количе-
ственные оценки важности отдельных направлений
и работ в области РКТ; определены первоочередные
412
Глава 5
цели и задачи народно-хозяйственного, научного и
военного направлений космической деятельности;
проведен комплексный анализ тактико-технических,
эксплуатационных и экономических характеристик PH
и СК, рассмотрены перспективы развития космиче-
ских средств научного, оборонного и народно-хозяй-
ственного назначения; разработаны предложения по
возможным путям сохранения приоритета при ис-
следовании Луны и планет с помощью космических
средств в 1968-1975 гг.
Комплекс исследований, проведенных в инсти-
туте и организациях отрасли совместно с МО СССР
и АН СССР, завершился разработкой проектов ряда
важных отраслевых и межведомственных документов,
важнейшим из которых был «План развития ракетно-
космической техники на 1967-1970 гг.», утвержден-
ный постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 21 июля
1966 г. (№564-180).
За несколько лет в ЦНИИмаш сложилось квалифи-
цированное направление комплексного исследования
технического уровня образцов РКТ, формирования
требований к ней и перспектив ее развития на осно-
ве системного проектирования космических средств
и программного планирования НИОКР отрасли. По-
этому приказом министра № 141 от 7 мая 1968 г.
в ЦНИИмаше было создано головное отделение кос-
мических систем № 1 (начальник - А.Д.Коваль). Пер-
воначально в состав отделения входили три отдела:
-	№ 11 - научных исследований в космическом
пространстве (начальник - В.С.Щелков);
-	№ 12 - исследований в области народно-хозяй-
ственных и военных космических систем (начальник -
Л.Г.Головин);
-	№ 16 - исследований в области истории и част-
ных проблем космонавтики (начальник—О.А.Яранцев).
Затем в отделении была образована лаборато-
рия № 14, занимавшаяся исследованиями в области
систем выведения (начальник - В.М.Суриков).
Чуть позже, в соответствии с постановлением
СМ СССР № 509-187 от 1 июля 1968 г. и приказом
МОМ № 240 от 11 июля 1968 г., в рамках отделе-
ния № 1 был создан отдел № 13, ответственный за
комплексный анализ и определение перспектив от-
ечественной и зарубежной космической техники и
пропаганду достижений советской космонавтики (на-
чальник - В.П.Сенкевич).
Эти годы характеризовались большим вниманием
к освоению Луны, в связи с чем специалистами от-
деления были предложены и изготовлены прибор для
изучения лунного грунта (шифр ПРИЛ) с целью уста-
новки его на КА Е-6 («Луна-9») и стенд для отработки
устройств посадки на поверхность Луны (В.И.Баженов).
В 1968 г. разработано техническое предложение по
созданию автоматического КА для доставки лунного
грунта на землю (А.Д.Коваль, А.Ф.Евич, Н.З.Чертков).
В 1966 разработан проект пилотируемого комплекса
на базе PH «Протон» для облета Луны (В.М.Суриков,
А.Ф.Евич, Г.В.Кукина).
Под научно-техническим руководством ЦНИИмаша
была создана специализированная организация в
Узбекистане для отработки различных технических
средств исследования Луны. Совместно с коопера-
цией в отделении разработаны проекты временной
лунной базы как форпоста изучения Луны челове-
ком (шифр ВЛБ), а также долговременной лунной
базы (шифр ДЛБ «Колумб») и лунного поселения
(А.Ф.Евич, В.И.Баженов, В.-Р.Э.Баузе, ЕАНариманов,
ААТищенко и др.). Кроме этого, был дан ряд пред-
ложений по доработке ракет-носителей УР-500 и Н1
(использование топлива Н2 + 02 и др.); проанализи-
рованы различные проектные возможности ракетно-
космической системы УР-700-ЛК-700 по выполнению
перспективных программ; рассмотрены альтернатив-
ные варианты пилотируемого лунного экспедицион-
ного комплекса Н1 - ЛЗ (А.И.Рембеза, А.Д.Коваль,
А.Ф.Евич, Ю.С.Пронин, В.Я.Садовский и др.).
Одновременно в 1966-1969 гг. продолжалась раз-
работка оптимальных программ освоения Луны ав-
томатическими КА, в частности, реализации бурения
лунной поверхности и доставки лунного грунта на Зем-
лю, создания луноходов и т.п. Институтом была дока-
зана возможность с помощью носителя УР-500 решить
эти задачи. Данная программа была одобрена в НПО
им. САЛавочкина, переработана с учетом собствен-
ных возможностей и реализована с помощью автома-
тических станций «Луна-16», «Луна-20», «Луна-24».
За активное участие в ее разработке и реализации на-
чальник отделения А.Д.Коваль был награжден орденом
Трудового Красного Знамени, а начальник лаборато-
рии А.Ф.Евич - орденом «Знак Почета». Следует от-
метить важность проектных изысканий отделения № 1
ЦНИИмаша с участием других подразделений инсти-
тута и внешних организаций в области пилотируемых
средств. Так, в 1968-1973 гг. в институте проводились
проектные исследования орбитальных пилотируемых
станций блочно-модульного типа (проекты МОК),
о создании которых мечтал К.Э.Циолковский, ведя
их проработки. Так, по заданиям ЦКБЭМ (главный
конструктор - В.П.Мишин) и ОКБ-52 (главный кон-
структор - В.Н.Челомей) применительно к будущим
станциям типа «Салют» и «Алмаз» были исследо-
ваны и обоснованы основные принципы построения
орбитальных станций: рациональные модульность и
специализация - на уровне составных элементов ОС
и модулей; требуемая унификация - на уровне эле-
ментов модулей, систем и агрегатов и т.п. (А.Ф.Евич,
Ю.Б.Попов, Ю.С.Пронин, ААТищенко, В.М.Завадский
и др.). Не умаляя значимости работ института по пи-
лотируемой тематике, надо отметить, что близкие
технические решения одновременно более детально
413
История развития отечественного ракетостроения
прорабатывались отдельно в ЦКБЭМ и в ОКБ-52, кото-
рые по праву могут претендовать на приоритет в этих
и некоторых других предложениях, поскольку именно
упомянутые организации реализовали их.
Большой комплекс оригинальных работ на пер-
спективу был проведен в 1968-1971 гг. в области пи-
лотируемых полетов к планетам. Основные из проек-
тов: пилотируемый комплекс облета Венеры и Марса
(комплекс МАВР), а также марсианский экспедици-
онный комплекс «Аэлита» (АДКоваль, М.Г.Булычев,
Р.Э.Баузе, М.И.Осин, ЕАНариманов и др.). При этом
были рассмотрены различные схемы полетов, в т.ч. с
использованием гравитационного маневра у Венеры.
Для оснащения комплекса «Аэлита» предлагались
ЖРД, ЭРДУ, ЯРД. Специально в рамках этого ком-
плекса был разработан проект ЯРД замкнутого цикла
(основной исполнитель - заслуженный изобретатель
РФ ВАШтоколов), отличавшийся наиболее высокими
показателями надежности и безопасности.
Большое место в исследованиях и проектных раз-
работках было уделено научным приборам, системам
жизнеобеспечения замкнутого типа (в частности, про-
ект космической оранжереи), системам обеспечения
искусственной тяжести, безопасности космических
полетов, т.к. это определяло проектный облик многих
комплексов (Г.И.Морозов, А.Ф.Евич, В.М.Завадский).
В связи с большими потребными массами комплек-
сов МАВР и «Аэлита» специалистами института были
рассмотрены проектные характеристики семейства
сверхмощных PH нового поколения (А.И.Рембеза,
В.М.Суриков и др.). При этом были проанализиро-
ваны возможности и пути создания многоразовых
воздушно-космических систем, осуществляющих
взлет и посадку по самолетному типу (ЦДСоловьев,
ЮАФролов, Л.К.Юзе и др.).
В тот же период в институте широким фронтом
проводились проектные исследования автоматических
КА научного и народно-хозяйственного назначения
(В.С.Щелков, А.А.Ус, ВАШувалов, В.М.Ольшанский и
др.). Среди них - аппарат «Гермес» для исследова-
ния Меркурия и Солнца (с близким пролетом КА на
расстоянии 0,4 а.е.); аппарат РАМЗЭС (радиационная
магнитная защита - экспериментальный спутник), не-
сущий на борту сверхпроводящую магнитную систему
и предназначенный для исследования взаимодействия
искусственной магнитосферы спутника с магнитос-
ферой Земли, а также для решения проблем защи-
ты КК от космических лучей, солнечных вспышек и
высокоэнергетического галактического излучения
(А.Д.Коваль, А.А.Ус и др.). Идеи создания магнитоак-
тивного спутника на основе сверхпроводящей системы
были одобрены на проблемных советах АН СССР и
остаются актуальными даже в наше время, хотя уже в
1965-1975 гг. был разработан и изучен целый спектр
вопросов применения достижений космических маг-
нитоактивных систем для решения в перспективе ме-
дицинских, агробиологических, народно-хозяйствен-
ных и других задач.
Интересной была разработка проекта «Зевс», в со-
ответствии с которым предусматривалось использова-
ние двух пусков носителя «Протон» с целью доставки
на монтажную околоземную орбиту и стыковки на ней
двух модулей. Образованный таким образом космиче-
ский комплекс с применением разгонного блока, нахо-
дящегося в его составе, должен был доставить научное
оборудование к планетам-гигантам. Этот же комплекс
на основе использования мощного гравитационного
потенциала Юпитера путем пертурбационного маневра
может быть отправлен и за пределы эклиптики для из-
учения внеэклиптического пространства (А.Д.Коваль,
В.С.Щелков, И.П.Кузьмин и др.).
Много внимания в 1960-1970 гг. в работах ин-
ститута и его смежников уделялось информацион-
ному и непосредственно народно-хозяйственному
использованию космонавтики, изучению возможно-
стей эффективной отдачи космических достижений в
народном хозяйстве, здравоохранении, образовании
(А.Д.Коваль, Г.Р.Успенский, А.В.Целин, Ю.П.Киенко,
ВКСаульский, Н.П.Щербакова и др.).
Важными являются исследования НИИ-88 по
разработке космической геодезической системы на
базе комплекса «Сфера» в интересах КБПМ: дано
научно-техническое обоснование метода решения
задач уточнения положений геодезических опорных
пунктов на Земле по наблюдениям геодезических
спутников в оптическом и радиодиапазонах; оценены
точность и возможности метода; дано обоснование
линейной модели размещения опорных геодезиче-
ских пунктов на поверхности геоида и определены
общие закономерности выбора проектных пара-
метров космического геодезического комплекса.
Методические разработки легли в основу аванпро-
екта и эскизного проекта комплекса «Сфера» -
одной из первых крупных проектных разработок
ЦНИИмаша в области космических средств (В.Ф. Фа-
ренков, В.Т.Лисовой, М.М.Цимбалюк, Г.Р.Успенский,
А.В.Целин, Н.П.Щербакова, В.П.Иванов, В.В.Суворов,
С.К.Левашко, В.М.Хегай).
В 1960-1970-е гг. выполнены проектно-поисковые
исследования космических навигационных систем.
Здесь наряду с конкретным анализом точностных
характеристик КНС решена задача методического
подхода к оценке эффективности такой системы, об-
служивающей большое количество других приклад-
ных систем и косвенно влияющей на эффективность
последних. ЦНИИмаш участвовал в выпуске про-
ектных материалов по навигационной системе типа
«Цикада» (аванпроекты и эскизные проекты), а затем
и ГЛОНАСС (Г.Р.Успенский, А.В.Целин, В.В.Носенко,
В.Т.Лисовой, В.М.Хегай, В.П.Иванов, ААПешкин).
414
Глава 5
В процессе серьезных исследований решена за-
дача определения параметров многоспутниковых си-
стем землеобзора. В первоначальной постановке цель
состояла в нахождении методов синтеза подобных
многоспутниковых систем, затем она была расширена
до разработки методики баллистического проектиро-
вания любых многоспутниковых систем дискретного
и непрерывного обзора Земли. Методика в настоящее
время является базовой для баллистического ана-
лиза систем наблюдения, связи и координатно-вре-
менного обеспечения (Г.Р.Успенский, Н.Д.Биденко,
В.К.Саульский, В.Т.Лисовой). В рамках Минобщемаша
в институте были проведены первые проектно-поис-
ковые исследования космических средств исследова-
ния природных ресурсов Земли, начатые в ЦНИИмаше
по инициативе ГАТюлина как первый опыт работы в
области конверсии оборонных космических систем.
В результате разработан проект КА «Флора», одобрен-
ный секцией № 3 НТС МОМ и содержащий результаты
работ с потенциальными потребителями космической
информации (Министерством геологии, Министер-
ством сельского хозяйства, Министерством рыбного
хозяйства и др.); определены требования к КА и на-
земному оборудованию по обработке и распределе-
нию получаемых данных; разработаны совместно с
кооперацией основных КБ, институтов РАН СССР и
отраслевых институтов технические предложения по
комплексу средств ИПРЗ наряду с полученными ре-
зультатами фундаментальных исследований (синтез
квазисинхронных орбит спутников, оптимальные тех-
нические характеристики систем, решающих максимум
задач, оптимизация систем ИПРЗ исходя из требова-
ний «разрешение-оперативность»). Это позволило
ЦНИИмаш к началу 1980-х гг. стать головной научной
организацией в отрасли по данному направлению
(Л.Г. Головин, А.Д.Коваль, Г.Р.Успенский, Б.В.Климов,
Ю.П.Киенко, Н.П.Щербакова, В.К.Саульский, В.П. Не-
стеров, АААсташкин, О.Н.Иконникова, М.М.Цимбалюк,
М.Е.Ванюков, В.П. Антонов, Н.В.Флюстикова).
Таким образом, исследование перспектив разви-
тия КС, обоснование рациональных космических про-
грамм их создания строились в основном на собствен-
ных проектных проработках.
В эти же годы на основе проводимых исследова-
ний был разработан и реализован Кодекс регистрации
международных достижений в РКТ. С этой целью пред-
ставитель от Минобщемаша и АН СССР А.Д.Коваль
был делегирован в рабочий орган ФАИ (FAI) - Меж-
дународную астронавтическую комиссию, где он в
течение нескольких лет был первым вице-президен-
том. Результатом деятельности МАК стало учрежде-
ние международного Дня авиации и космонавтики
(12 апреля) в честь полета первого космонавта пла-
неты ЮАГагарина, Золотой медали им. Ю.А.Гагарина
для награждения наиболее отличившихся космонавтов
и астронавтов, а также почетного диплома им. кос-
монавта В.М.Комарова, утвержденных генеральной
конференцией ФАИ (эскизы медали и диплома были
сделаны в ЦНИИмаш).
С целью последующей разработки перспектив раз-
вития отечественной РКТ потребовалось открытие
ряда новых комплексных научно-исследовательских
тем. Так, в развитие постановления ЦК КПСС и Совми-
на СССР № 564-180 от 21 июля 1966 г. в 1967 г. по
решению Военно-промышленной комиссии СМ СССР
были начаты межведомственные НИР «Подъем» (на-
учный руководитель - ЮАМозжорин), «Галактика»
(научный руководитель - А.Д.Коваль), «Поиск» (на-
учный руководитель - В.М.Суриков), «Прогноз» (на-
учный руководитель - Л.Г.Головин) по исследованию
перспектив развития отдельных направлений РКТ
на 1971-1985 гг.
Эти работы позволили выработать ряд важных ре-
комендаций, определить проектный облик и характе-
ристики ряда будущих систем и комплексов, но одно-
временно выявилась необходимость взаимной увязки
проводимых работ в области космической техники в
целом как в плане выбора совокупной системы задач
и средств, так и в части учета возможностей промыш-
ленности и предполагаемого финансирования работ.
Необходимость и возможность такого системного
подхода к исследованию развития РКТ была деталь-
но методически обоснована в 1968-1970 гг. в ходе
исследований по отраслевой теме «Комплексный
анализ состояния и тенденций развития ракетно-кос-
мической техники различного назначения в СССР и за
рубежом», заложившей основы комплексного анализа
состояния и развития космической техники различно-
го назначения. В работе по теме принимали участие
ведущие организации отрасли и заказчиков, такие как
ЦКБМ, КБ «Южное», КБ им. С.А.Лавочкина, КБПМ
Минобщемаша, НИИ-4, филиал НИИ-4, ЦИВТИ-6 МО,
ИКИ, совет «Интеркосмос» АН СССР и др.
В круг исследований по упомянутой теме согласно
приказам министерства были дополнительно включе-
ны работы в области международного сотрудничества
(приказ № 293 от 2 октября 1969 г.), что открыло но-
вый этап в деятельности института по прогнозирова-
нию перспектив развития космической техники. Иссле-
дования проводились в двух направлениях:
1. Комплексный анализ состояния и развития кос-
мических программ народно-хозяйственного, военно-
го и научного назначения в СССР и за рубежом.
2. Разработка направлений и форм пропаганды
достижений СССР в освоении космоса, подготовка
публикаций специалистов и работа с органами мас-
совой информации, а также проведение изысканий в
области истории развития отечественной космической
техники. Этот вид исследований и практических работ
для заказчиков от промышленности и пользователей
415
История развития отечественного ракетостроения
информации о космонавтике был абсолютно новым,
что обусловило необходимость интеграции изысканий
вопросов науки, техники, экономики и целевой эф-
фективности космических систем с пропагандистской
и исторической деятельностью.
В рамках первого направления совместно с инсти-
тутами АН СССР, Министерства обороны, Министер-
ства высших учебных заведений проведен анализ це-
лей и задач развития космонавтики на 1971-1985 гг.,
разработаны верхние уровни иерархической структуры
целей и задач, выполнен анализ текущих отечествен-
ных и зарубежных планов работ по космической
технике; сформированы варианты долгосрочной от-
ечественной программы на 1971-1980 гг. исследо-
вания и использования космоса с учетом факторов
международной обстановки, целевой эффективности
и технико-экономических показателей КС и возмож-
ностей отрасли; разработан проект плана НИОКР по
космической технике на 1971-1975 гг. и основные на-
правления развития РКТ до 1980 г.; завершена разра-
ботка методологии определения перспектив развития
космической техники в части ее комплексного анализа
и прогнозирования; усовершенствованы и отработаны
методы анализа целей и задач функционирования РКТ,
основанные на построении иерархических структур и
экспертных оценок; разработаны новые математиче-
ские модели анализа перспективных программ с ис-
пользованием ЭВМ.
По второму направлению большую роль сыграло
Постановление СМ СССР № 509-187 от 1 июля 1968 г.
(приказ министра № 240 от 11 июля 1968 г.), в соот-
ветствии с которым впервые разработан и утвержден
в Совете Министров СССР документ «Основные на-
правления пропаганды космической техники на пе-
риод до 1975 г.»; проведено исследование истории
отечественной космонавтики до 1957 г.; разработано
и введено в практику работ страны Положение о по-
рядке подготовки к открытой публикации материалов
о РКТ.
На основе рекомендаций, касающихся работ по этой
теме, в целях пропаганды советской космонавтики была
создана структура взаимодействия промышленности с
органами пропаганды, обновленная структура звеньев
пресс-группы государственных комиссий по запускам
автоматических и пилотируемых космических объек-
тов (председатель пресс-группы - ЮАМозжорин, за-
местители - АДКоваль, В.П.Сенкевич, И.П.Румянцев,
а затем, со второй половины 1972 г. - С.Д.Гришин
и ААЕременко) с организацией базовых пунктов
пресс-группы под руководством представителя из
ЦНИИмаша в ТАСС, на телевидении, в ЦУП и на кос-
модромах. Наибольший творческий вклад в работы по
теме внесли В.П.Сенкевич, АДКоваль, ААЕременко,
В.Н.Твердовский, Б.И.Желтецкий, Ю.С.Власов, С.В. Пе-
трунин, В.В. Алавердов, В.Н.Смородинсков, Ю.Н. Ореш-
кин, ВАМазалецкий, Н.А. Варваров, 0 АЧембровский,
И.Л.Ступин, АДТкачев, З.К.Глазкова, ТДЛянко и др.
Важные научные результаты были получены по
теме «Галактика» - «Исследование перспектив разви-
тия средств ракетно-космической техники для изуче-
ния и освоения околоземного космического простран-
ства, Луны и планет Солнечной системы» (научный
руководитель - Ю.А.Мозжорин, заместитель научного
руководителя - АД Коваль).
Основные направления исследований:
-	определение и анализ основных задач и научно-
технических проблем создания средств космической
техники научного назначения, проектно-поисковые
исследования перспектив развития автоматических и
пилотируемых систем и комплексов на 1971-1980 гг.
(ЦНИИмаш МОМ и ИКИ АН СССР);
-	научные и научно-экспериментальные работы по
основным проблемам создания перспективных ракет-
но-космических комплексов, их служебных систем и
научной аппаратуры.
В работах по теме участвовали НИИТП, НИИАП,
НИИП, ЦКБЭМ, ЦКБМ, КБОМ и другие организации
МОМ, а также свыше 80 организаций других мини-
стерств и ведомств.
Результаты исследований по теме «Галактика»
были одобрены в 1970 г. на заседании межведомствен-
ного научно-технического совета по космическим ис-
следованиям при АН СССР под председательством
М.В.Келдыша и на НТС МОМ с участием представите-
лей ВПК, Госплана, ЦКБЭМ, НПО им. САЛавочкина,
КБОМ МОМ, Института медико-биологических про-
блем Министерства здравоохранения.
В ходе НИР «Галактика-2» был разработан мате-
матический аппарат исследования и формирования
космической программы научного назначения на
планируемый период (В.ПДемченко, Л.А.Ренжин,
Б.А.Манько). Дополнительному анализу были под-
вергнуты проектные характеристики ИСЗ и вы-
сотных зондов, автоматических и пилотируемых
лунных аппаратов и баз, тяжелых марсианских авто-
матических аппаратов, аппаратов для исследования
планет-гигантов, Венеры и Меркурия, орбитальных
станций длительного функционирования (в т.ч. на
стационарной орбите), космических аппаратов для
доставки на Землю образцов грунта со спутников
Марса, пролетных аппаратов для изучения пояса
астероидов и малых планет (Цереры, Весты, Эроса
и др.).
Работы по темам «Галактика», «Прогноз», «По-
иск», «Подъем» и «Сигма» дали исходный материал и
определили методический, общепринятый к тому вре-
мени в стране, системный подход к исследованию пер-
спектив развития РКТ, а также создали предпосылки
для открытия комплексной межведомственной темы
«Разработка проекта государственной программы ос-
416
Глава 5
воения и использования космического пространства
на 1971-1980 гг.».
Исследования по теме предусматривали:
-	разработку предложений в госпрограмму в
целом, касающихся создания космических средств
народно-хозяйственного, военного и научного назна-
чения, при обеспечении увязки ее разделов по зада-
чам и номенклатуре средств, а также распределению
ресурсов между разделами ГП;
-	подготовку предложений о порядке внедрения го-
спрограммы с 1976 г. в отраслях страны и предложений
о дальнейшей организации исследований и разработок;
-	дальнейшее изучение проблем программного
планирования работ и управления развитием косми-
ческих средств в интересах всех заказчиков.
Заказчиками темы в целом явились МОМ и МО
СССР. Головными исполнителями в соответствии с
программой работ были определены ЦНИИмаш МОМ
И50ЦНИИКСМО.
В процессе проведения работ разработаны проект
Государственной программы освоения и использова-
ния космического пространства на 1971-1980 гг. и
проект документа «Основные направления развития
ракетно-космических систем на 1976-1990 гг.» (одо-
брены Коллегией МОМ и руководством МО 15 марта
1973 г.); разработан проект пятилетнего плана соз-
дания РКТ на 1971-1975 гг.; даны рекомендации по
организационным вопросам разработки и реализации
этой программы.
С учетом новизны и принципиальной важности
полученных результатов цикла НИР по определению
перспектив развития космической техники, результа-
ты работ по теме «Сириус», «Сигма» и другим рас-
сматривались в 1970 г. специальной экспертной ко-
миссией под руководством академика Б.В.Раушенбаха
(созданной по распоряжению президента АН СССР
М.В.Келдыша и приказу министра общего машино-
строения СААфанасьева № 200 от 10 августа 1970 г.)
и получили одобрение. В состав комиссии входили
12 академиков и членов-корреспондентов АН СССР,
в частности, Б.Н.Петров, Г.И.Петров, Г.С.Поспелов,
Д.Е.Охоцимский и др.
В заключении комиссии было отмечено, что пред-
ставленная институтом методология комплексного
анализа космической техники в стране была разрабо-
тана впервые. В целом межведомственная комиссия
дала положительную оценку методическим и практи-
ческим работам цикла исследований по определению
перспектив развития космической техники и про-
граммного планирования. Основные результаты науч-
ных исследований тех лет по выполненным темам из-
ложены в 58 докладах на конференциях и семинарах,
в т.ч. на первой всесоюзной конференции «Теоретиче-
ские проблемы проектирования ракетно-космических
комплексов» (ЦНИИмаш, 1969 г.).
Сложившаяся в институте методология исследо-
вания перспектив развития ракетной и космической
техники нашла поддержку в созданном к тому вре-
мени Министерстве общего машиностроения. Такие
комплексные темы стали перманентными в работе
института. Министерство в качестве соисполнителей
исследований по этим темам при головной роли
ЦНИИмаша начало включать КБ и НИИ отрасли, а в
результате разрабатывались конкретные проекты пя-
тилетних планов ОКР отрасли, сбалансированных с
бюджетными ассигнованиями, и проекты пятилетних
планов НИР, направленных на создание необходимо-
го научно-технического задела для перспективных
разработок.
Эти проекты планов ОКР и НИР обсуждались на
НТО ЦНИИмаша, затем на НТО Минобщемаша и рас-
сматривались на его коллегии. После внесения ряда
корректив, учитывающих дополнительные факторы
министерского масштаба, планы утверждались и вы-
носились на одобрение в ВПК и Госплан. Указанное
направление деятельности ЦНИИмаша позволяло ми-
нистерству строить свою работу на глубоко прорабо-
танной институтом основе, а институту быть в центре
основных министерских интересов и влиять на процесс
формирования долгосрочных планов и программ ОКР
и НИР в области РКТ.
В связи с этим, естественно, расширялись голов-
ные отделы № 12 и № 18, создавались новые под-
разделения. На такой базе организовывались более
крупные подразделения - головные научные от-
деления по ракетному вооружению и космическим
системам. Так осуществлялась труднейшая головная
деятельность ЦНИИмаша по выработке технической
политики в области стратегического вооружения
наземного и морского базирования и космических
систем оборонного, народно-хозяйственного и на-
учного назначения. Помимо удовлетворения от со-
знания того, что институт оказывает влияние на до-
стижение требуемого уровня ракетных комплексов,
космических систем и пути их дальнейшего развития,
указанная деятельность была связана с большой эмо-
циональной напряженностью и конфликтными ситуа-
циями в силу различных технических мнений по этим
проблемам и невозможности реализовать в разраба-
тываемых институтом проектах долгосрочных планов
все пожелания разработчиков.
В процессе развития метода системных иссле-
дований перспектив развития ракетного вооруже-
ния образовались и получили отраслевое значе-
ние два новых научных направления деятельности
ЦНИИмаш. Это технико-экономическое обоснова-
ние перспективных программ развития ракетной
и космической техники и обеспечение надежности
разрабатываемых отраслью ракетных комплексов и
космических объектов.
417
История развития отечественного ракетостроения
Технико-экономическое обоснование
перспективных программ
Небольшой сектор стратегической экономики (на-
чальник - ОАЯранцев) в отделе № 18 (баллистиче-
ских ракет) в процессе системных исследований при-
обрел важное значение, поскольку отражал одну из
важнейших составляющих основного критерия каче-
ства оружия - «стоимость - эффективность». Спе-
циалистами сектора была разработана методология
определения затрат на создание перспективных ра-
кетных комплексов, которая в дальнейшем развива-
лась и совершенствовалась. Вскоре подобная задача
возникла при системных исследованиях перспектив
развития космической техники: разрабатываемых PH
и космических объектов, весьма близких по ценовой
структуре к БР. Поэтому в 1963 г. сектор был выделен в
самостоятельный отдел № 13 (отдел технико-экономи-
ческого анализа) для обеспечения работ по ракетной и
космической тематике.
В1965 г. указанный отдел вошел во вновь созданное
отделение № 7, руководимое первым заместителем
директора Александром Григорьевичем Мрыкиным.
Это отделение объединило в себе три самостоятель-
ных отдела, занимающиеся технико-экономическим
анализом, надежностью РКТ и стартовыми системами.
В связи с поручением Министерством общего машино-
строения ЦНИИмашу разработки и обоснования пер-
спективных планов ОКР и НИР отрасли по ракетной и
космической технике и увязки их с уровнем бюджетно-
го финансирования, а затем и годовых планов, отдел
технико-экономического анализа в результате ряда
преобразований превратился в большое авторитетное
квалифицированное научное отделение технико-эко-
номического анализа № 7. Начальником его стал Вла-
димир Михайлович Чебаненко. Отделение состояло из
четырех отделов: № 70 - разработки и опытного вне-
дрения автоматизированных систем управления НИР и
ОКР НИИ и КБ отрасли - АСУ НИОКР (начальник -
П.С.Пупырев); № 72 - программного перспективно-
го планирования развития боевой ракетной и ракет-
но-космической техники (начальник - Е.С.Глубоков);
№ 73 - годового планирования НИР и ОКР отрасли
(начальник - В.И.Маца), № 74 - технико-экономиче-
ского анализа и экономической экспертизы РКТ (на-
чальник - Л.С.Печенкин). В отделение № 7 входила
также лаборатория № 750 - комплексного системного
анализа потенциала (начальник - В.М.Никитин).
Таким образом, ЦНИИмаш занимался не только
разработкой и обоснованием долгосрочных перспек-
тивных планов НИОКР, но и формированием годо-
вых планов НИР, ОКР, их контролем, совершенство-
ванием методов планирования в НИИ и КБ отрасли.
Это давало институту ценную информацию о факти-
ческом состоянии разработок и выполнении НИР, по-
зволяющую обоснованно разрабатывать перспективы
развития ракетной и ракетно-космической техники.
Указанная деятельность ЦНИИмаша была, по суще-
ству, завершающим этапом работы института как го-
ловной организации по определению рациональных
путей развития ракетного вооружения и космической
техники.
Связи ЦНИИмаша с МОМ по вопросам планирова-
ния НИР и ОКР стали настолько тесными, что возникла
необходимость приближения отделения № 7 (отделе-
ние технико-экономического анализа) к министерству.
Поэтому в соответствии с распоряжением Совета Ми-
нистров СССР № 955 от 22 мая 1973 г. в г. Москве
был создан филиал ЦНИИмаша - организация «Агат».
Она была сформирована на базе отделения № 7
ЦНИИмаша и Главного вычислительного центра Ми-
нобщемаий. Директором организации «Агат» был на-
значен В.М.Чебаненко. Для размещения московского
филиала ЦНИИмаша в непосредственной близости от
министерства было построено специальное здание.
Поскольку идеологическая разработка и обоснование
долгосрочных программ развития ракетного вооруже-
ния и космической техники проводились ЦНИИмашем,
одно научное подразделение организации «Агат», за-
нимающееся перспективным планированием, разме-
щалось в корпусе № 65 на территории института. Такое
«перекрестное» расположение подразделений отвеча-
ло наиболее удобным условиям работы ЦНИИмаша и
министерства. На момент выделения из института от-
деления № 7 количество его сотрудников составляло
370 чел., а численность сотрудников ЦНИИмаша без
филиала-10329 чел.
Исследования в области динамики
ракет и ракет-носителей
Исследования в области динамики ракет дальне-
го действия получили свое существенное развитие
в НИИ-88 с образованием в 1957 г. отдела дина-
мики № 10. В конце 1950-х - начале 1960-х гг. при
летной отработке ракет с большой дальностью поле-
та, особенно межконтинентальных, появились новые
технические проблемы, связанные с обеспечением
устойчивости их полета на активном участке траекто-
рии. Причиной явилось недостаточно полное знание
динамических характеристик сложных механических
систем ракет, обладающих большим числом степеней
свободы, относительно малой жесткостью и наличием
в баках больших масс жидкости. Поэтому возникла
необходимость создания новых, более совершенных,
теоретических методов определения динамических ха-
рактеристик ракет с учетом указанных особенностей.
Трудами ученых-динамиков ЦНИИмаша и других орга-
низаций такие методы были разработаны.
418
Глава 5
Для надежного переноса теоретических расчетных
данных на реальные конструкции отделом динамики
был создан и отработан эффективный метод физи-
ческого моделирования динамических характеристик
ракет с использованием конструктивно подобных их
моделей в масштабе 1:5 и 1:10. Метод моделирования
в совокупности с расчетами показал изумительные ре-
зультаты по точности определения всех динамических
характеристик разрабатываемых ракет и космических
объектов, необходимых для проектирования автома-
та стабилизации, настройки его параметров и выбора
мест установки чувствительных датчиков.
Для обеспечения разработки сверхтяжелых носите-
лей в институте был построен в 1967 г. специальный
корпус динамических исследований с необходимы-
ми стапелями, стендами и мастерскими. Корпус был
оборудован совершенными импортными системами
возбуждения колебаний среды и гармонического ана-
лиза откликов испытываемой модели. В это же время
разработана технология изготовления конструктивно
подобных моделей. В 1970 г. отдел динамики был пе-
реведен в отделение № 5 (отделение прочности), воз-
главил его сначала В.П.Шмаков, а затем Г.Н.Микишев.
Отдел динамики обеспечил отработку устойчивости
всех новых ракет и ракет-носителей, определяя с по-
мощью конструктивно подобных моделей и выдавая
главным конструкторам данные о динамических ха-
рактеристиках создаваемых ими изделий. Так сфор-
мировалось очень важное и актуальное направление
научной деятельности ЦНИИмаша, определяющее его
головную роль и ответственность за решение проблем
исследования динамики ракет, PH и КА отрасли.
Изучая перспективы развития науки и техники с точки
зрения возможности использования их достижений для
совершенствования ракетных и космических систем, в
ЦНИИмаше в 1960-е гг. начались исследования по ла-
зерной тематике: была образована группа физиков под
руководством Б.Т.Федюшина. Вначале они изучали и
решали вопросы применения лазерной техники в экс-
периментальных аэрогазодинамических исследованиях
и разработали ряд новых оригинальных установок, обе-
спечивающих существенное повышение уровня экспери-
ментальных работ. В 1969 г. уже было создано неболь-
шое подразделение под руководством видного ученого
ВКАблекова, осуществлявшее более широким фрон-
том исследования свойств различных типов лазеров и
возможностей их применения в космической технике.
В подразделении создавались различные типы лазеров и
определялись их характеристики; изучались приемы кон-
струирования лазеров с целью получения максимальных
КПД, воздействие лазерного излучения на ракетно-кос-
мические объекты и технические возможности получе-
ния их параметров, необходимых для парирования тако-
го влияния. Подразделение выполнило ряд интересных
исследований и получило некоторые важные результаты.
Разработка измерительных средств
Направление разработки полигонных и стендовых
измерительных средств в НИИ-88 особенно быстро
начало развиваться после 1960 г., когда на основе от-
дела № 20 был образован комплекс № 5. Комплекс
состоял уже из четырех специализированных отделов.
Ему предоставили широкую возможность набора не-
обходимых специалистов. Для обеспечения работы
комплекса начал строиться большой лабораторно-
производственный корпус, рассчитанный на разработ-
ку сложных измерительных систем, так необходимых
для стендовой и летной отработки ракет, ракет-носите-
лей и космических объектов.
С целью усиления лабораторной и производствен-
ной базы комплекса № 5 на заводе № 50 Пензенско-
го совнархоза образуется филиал НИИ-88, который
передается в прямое подчинение комплекса. С этого
момента в нем начинается разработка совершенных
наземных регистраторов телеметрических систем для
стендовой отработки ракет и жидкостных ракетных
двигателей. Такие регистраторы работали на полупро-
водниковых элементах с записью информации в циф-
ровом коде на магнитных носителях с последующей
автоматической обработкой результатов измерений
(система «Терек»),
Специалисты комплекса проектируют первую си-
стему автоматической обработки результатов теле-
метрических измерений системы «Трал» (МЭИ) при
летных испытаниях ракет и космических объектов
(система «Старт»), На базе опыта создания этих уни-
кальных в свое время систем разрабатываются новые,
более совершенные: «Эра» с автоматической обработ-
кой результатов стендовых измерений и «Лотос» с ав-
томатической обработкой и отображением результатов
телеизмерений при ЛИ. К производству указанных из-
мерительных средств подключаются соответствующие
заводы отрасли. Названными измерительными сред-
ствами оснащаются все полигоны и стенды, использу-
емые при отработке ракет и ракетных двигателей.
В рамках комплекса разрабатывается первая
телеметрическая система БРС-1 для измерения бы-
строменяющихся параметров (вибраций) при летных
испытаниях ракет. На ее базе создается универсаль-
ная телеметрическая система БРС-4 для измерения
быстро- и медленноменяющихся параметров. Она
находит широкое применение в практике летной от-
работки ракет наземного и морского базирования,
их головных частей, космических объектов. С целью
расширения возможностей измерительной техники
разрабатываются автономные многоканальные бор-
товые регистраторы (системы АРГ, «Мир»). Они ши-
роко используются на всех пилотируемых КК, а также
в составе ГЧ ракет. Резко увеличивается номенклатура
разрабатываемых датчиков, которые обеспечивают
419
История развития отечественного ракетостроения
летную и стендовую отработку практически всех ракет
и жидкостных ракетных двигателей. Серийные заводы
ежегодно изготавливают от сотен тысяч до миллиона
штук таких датчиков.
К1966 г. комплекс № 5 практически превратился
в авторитетную самостоятельную конструкторскую
организацию, которая прочно вписалась в коопе-
рацию разработчиков ракет и КС отрасли. Поэтому
на основе постановления правительства и в соответ-
ствии с приказом министра общего машинострое-
ния № 325сс от 28 июля 1966 г. комплекс № 5 вместе
с производственными цехами и пензенским филиа-
лом НИИ-88 выделяется из состава института в само-
стоятельную организацию - Научно-исследователь-
ский институт измерительной техники. Директором
института назначается Олег Николаевич Шишкин. Ко
времени реорганизации комплекс № 5 состоял уже
из семи отделов, двух лабораторий и одного сектора.
Это отделы № 50 - датчиков, усилителей, преобра-
зователей и коммутирующих устройств (В.И.Дюков),
№ 51 - регистрирующих систем (О.Д.Комиссаров),
№ 52 - автоматизации и предстартовой подготовки
(П.А.Костюкевич), № 53 - конструкторский (борто-
вой аппаратуры) (А.И.Лапшин), № 54 - конструктор-
ский (наземногпаратуры) (Н.Г.Одинцов), № 55 -
технологический (А.М.Корецкий), № 58 - стартовых
и стендовых систем измерений (В.П.Мироненко),
лаборатории № 56 - типовых испытаний (А.И. Рет-
тель), № 59 - экспериментальное производ-
ство (С.А.Порошин), сектор № 57 - технический
(Я.Я.Френкель). В комплекс № 5 входили три спе-
циализированных цеха: № 101 - точной механики,
№ 102 - радиоэлектронной аппаратуры, № 103 -
горячей и электрохимической обработки металлов.
Общее количество сотрудников комплекса № 5 вме-
сте с пензенским филиалом НИИ-88 и цехами, пере-
водимыми в НИИИТ, насчитывало 1966 чел. Числен-
ность НИИ-88 после выделения комплекса № 5 на
1 января 1967 г. составляла 7788 чел. В дальнейшем
НИИИТ превратился в одну из ведущих организаций
отрасли по разработке полигонных и стендовых из-
мерительных систем и средств, автоматизации обра-
ботки результатов измерений.
Системные исследования
перспектив развития
стратегических ракетных вооружений
Создание и развитие отечественных ракетных ком-
плексов стратегического назначения всегда проходили
в борьбе мнений, взглядов и доктрин, в которой уча-
ствовали крупные коллективы, авторитетные руково-
дители КБ и НИИ оборонной промышленности, руко-
водители отраслей и государства.
Институту совместно с ведущими НИИ и КБ страны
в сложных условиях удалось выработать научно обосно-
ванную долгосрочную линию развития РКСН, создать
необходимый научно-технический задел и, в основном,
успешно отстоять позиции института на всех уровнях.
С 1959 г. на НИИ-88 (с 1967 г. - ЦНИИмаш) была
возложена роль головной научно-исследовательской
организации отрасли по обоснованию долгосрочной
научно-технической политики в области боевой ра-
кетной и ракетно-космической техники, проведению
экспертизы проектов и предложений проектных ор-
ганизаций, формированию проектов долгосрочных
(пяти- и десятилетних) планов фундаментальных,
прикладных, научно-исследовательских и опытно-кон-
структорских работ отрасли, осуществлению научного
и методического сопровождения создания образцов
ракетных вооружений стратегического назначения
и ракетно-космической техники страны.
В целях осуществления головной роли института в
отрасли и разработки предложений по основным на-
правлениям развития ракетных вооружений стратеги-
ческого назначения в июле 1960 г. был образован от-
дел № 18 (С.Г.Гриншпун). Структура отдела позволяла
в полной мере реализовывать принципы системного
подхода при определении направлений развития РКСН
различных способов базирования.
При ведущей роли НИИ-88 в отрасли были раз-
вернуты исследования по определению основных на-
правлений развития отечественных стратегических
ракетных вооружений с учетом особенностей раз-
вития отечественной и зарубежной науки и техники,
тенденций совершенствования стратегических насту-
пательных и оборонительных вооружений США, про-
изводственных и технологиче-
ских возможностей отечествен-
ной промышленности, нали-
чия научно-технического задела
по перспективным РКСН (тема
«Комплекс»),
Научными руководителя-
ми темы «Комплекс» были
определены директор НИИ-88
Ю.А. Мозжорин и началь-
ник 4 ЦНИИ МО А.И. Соколов.
В дальнейшем подобные си-
420
Глава 5
стемные исследования (темы «Горизонт», «Веха» и
др.) становятся постоянными в отрасли, неизменно
осуществляются при научном и методическом руко-
водстве директора института, к участию в них привле-
каются отраслевые научно-исследовательские и про-
ектные организации, исследовательские организации
Министерства обороны.
Выполненные институтом в первой половине
1960-х гг. исследования убедительно продемон-
стрировали, что в основу определения направлений
развития ракетных комплексов РВСН и ВМФ бли-
жайшего будущего должна быть положена стратегия
«гарантированного ответного удара» отечественных
ракетно-ядерных сил (концепция сдерживания). Эта,
казалось бы, очевидная сейчас истина вызвала тогда
серьезные возражения со стороны руководства Ми-
нистерства обороны, которое тяготело к решитель-
ным действиям: нанесению превентивного ракетно-
ядерного удара по подготовившемуся к нападению
противнику. Институту совместно с КБЮ пришлось
выдержать упорную борьбу по отстаиванию своей
точки зрения в т.н. «споре века». Окончательная по-
зиция института была закреплена решением Совета
обороны, состоявшемся в августе 1969 г. Различные
оборонительные доктрины требовали сугубо различ-
ных по структуре ТТХ ракетных комплексов.
Исходя из условий боевого применения страте-
гических ракет на криогенном топливе и присущих
им недостатков, НИИ-88 дальнейшие перспективы
совершенствования ракетного оружия связывал с
освоением жидких ракетных топлив на высококипя-
щих компонентах и с использованием автономной
системы управления полетом МБР. Институт активно
участвовал в работах по проектированию таких ракет
в ОКБ-586 в интересах РВСН и в СКБ-385 (руково-
дитель - В.П.Макеев) для ВМФ. Коллективом ОКБ-
586 были созданы ракетные комплексы Р-12, Р-14,
Р-16 с использованием высококипящих компонентов
топлива, а также РК Р-36 с МБР тяжелого класса.
Главной отличительной особенностью позиционных
районов Р-36 являлось использование одиночных,
удаленных друг от друга ШПУ (позиционный район
типа одиночный старт-«ОС»), принципы построения
которых были обоснованы институтом. Это позволя-
ло существенно повысить живучесть и устойчивость
группировок такого типа. Ракета Р-36 с автономной
инерциальной системой управления ее полетом на-
ходилась на боевом дежурстве, заправленная то-
пливом. Подготовка МБР к пуску осуществлялась
дистанционно из унифицированного командного
пункта полка. Комплекс Р-36, имевший по сравнению
с комплексами первого поколения высокие показате-
ли живучести, обладал необходимой боеготовностью.
Затраты на его развертывание и эксплуатацию были
относительно низки.
В начале 1960-х гг. институт совместно с ОКБ-1
и ОКБ-586 активно выступал с предложениями
о введении в структуру РВСН стационарных ракетных
комплексов с МБР легкого класса. Это открывало
перспективы ускоренного наращивания отечественной
группировки наземных РК, увеличения темпов стро-
ительства пусковых установок небольших размеров
и металлоемкости.
Предложение было поддержано Военно-промыш-
ленной комиссией, в соответствии с решениями кото-
рой в короткие сроки был разработан проект трехсту-
пенчатой твердотопливной МБР РТ-2.
Надо отметить, что в комплексе ракеты РТ-2 впер-
вые был реализован минометный старт ракеты на
маршевых двигателях из пусковой глухой трубы. Для
охлаждения поступающих в задонный объем газов при
«пушечном» запуске маршевого двигателя в задонный
объем заливалась вода. Газодинамика и динамика та-
кого старта были отработаны в институте на моделях
на бросковом стенде, а затем при натурных пусках.
Ракетный комплекс РТ-2 по сравнению с создан-
ными ракетными комплексами второго поколения
УР-100 и Р-36 имел в 5 раз более высокую защищен-
ность от воздействия поражающих факторов ядерного
взрыва и был промежуточным шагом на пути создания
высокозащищенных стартовых комплексов третьего
поколения.
Принимая во внимание принципиальную важность
обеспечения высокой защищенности ШПУ от ПФЯВ
и существование в отрасли и в военно-политическом
руководстве страны диаметрально противоположных
взглядов на возможность и целесообразность прак-
тического выполнения указанной задачи, институтом
(отдел № 19, В.В.Казанский, В.М.Макушин) были ор-
ганизованы и проведены теоретические, проектные и
экспериментальные работы по обоснованию рацио-
нального облика высокозащищенных ШПУ, их основ-
ных элементов и систем применительно к рекомендо-
ванным типам ракет, в первую очередь с точки зрения
модернизации ранее построенных СК.
Исследования прочности
Традиционное научное направление деятельности
НИИ-88 в области исследований прочности, образо-
вавшееся и развившееся вместе с первыми разработка-
ми ракет дальнего действия, было подчинено решению
задач в обеспечение работ С.П.Королева. В рамках
данного направления осуществлялись теоретические
исследования прочности ракетных конструкций, раз-
работка норм прочности, а также экспериментальные
исследования прочности реальных конструкций, их от-
дельных блоков и элементов. Деловые отношения спе-
циалистов института и ОКБ-1 способствовали решению
421
История развития отечественного ракетостроения
Лаборатория статических испытаний.
Монтаж хвостового отсека блока «А» ракеты-носителя Н1.1968 г.
многих сложных задач, возникающих в процессе от-
работки прочности изделий. Здесь следует отметить
большую роль заместителя главного конструктора
ОКБ-1 С.0. Охапкина, прочнистов О.И. Малюгина,
В.Ф.Гладкого, НАПавлова, Л.И.Маненка, А.С. Ав-
донина, М.А. Вавулина, а позднее - В.В.Симакина,
А.Н. Софийского, ВАТюльменкова, Ю.М. Каширских,
АВ.Кондратьева, Н.А. Губернаторова, В.Ф. Бендякова,
Л.М.Костионовой, С.А. Кашо, Н.С.Сычева и др.
Первый этап развития направления исследований
прочности практически закончился после отработки
МБР Р-7. Новое и качественное развитие данное на-
правление получило после с выхода постановления
правительства о разработке лунного экспедиционного
комплекса Н1 - ЛЗ, когда за институтом закреплялась
ответственность за исследования прочности, аэрога-
зодинамики и динамики комплекса в обеспечение его
разработки.
В связи с большой массой ракеты-носителя Н1
и большими размерами ее отсеков, возросшими на
порядок (по сравнению с ракетой Р-7) внешними на-
грузками на нее, необходимостью сборки нетранспор-
табельных отсеков на месте испытаний, в НИИ-88, по
технологии завода-изготовителя потребовалось строи-
тельство новой экспериментальной базы в виде круп-
ногабаритного специализированного корпуса статиче-
ских прочностных испытаний с качественно новыми
возможностями по силовому обеспечению и измере-
ниям. Проектирование этой базы было осуществлено
ИПРОМАШПРОМом и ОКБ НИИ-88 (Н.М.Виленкин);
научно-техническое сопровождение проектирова-
ния, строительства базы и изготовления оборудова-
ния со стороны отделения прочности проводилось
АВ.Кармишиным, О.П.Климоновым, С.И.Трениным.
В изготовлении силового оборудования принимали
участие заводы многих городов СССР (Волгограда,
Ленинграда, Днепропетровска, Жданова и др.).
Пришлось создавать новую уникальную силовую
оснастку, силовые полы, силовые стены, стапели, ко-
торые выдерживали бы колоссальные нагрузки, раз-
рабатывать и изготавливать соответствующие сило-
возбудители, сложную автоматизированную систему
силонагружения испытываемой конструкции, систему
измерений ее прочностных параметров. При этом
потребовалось изменить методологию статических
испытаний конструкции с тем, чтобы предотвратить
случайное ее разрушение, так как такое разрушение
уникальных отсеков задерживало бы отработку носи-
теля Н1 почти на один год. С указанной целью была
создана система управления испытаниями «Прогноз»
с постоянным контролем напряжений и перемещений
в наиболее опасных элементах конструкции в процессе
испытаний.
Корпус статических испытаний (корпус 011) был
введен в эксплуатацию в 1965 г. По характеристикам
силонагружающего оборудования он и в настоящее
время не уступает лучшим мировым аналогам. Напри-
мер, суммарная осевая нагрузка на объект испытаний,
создаваемая его оборудованием, может достигать
20000 тс (следует отметить, что в процессе испыта-
ний хвостового отсека блока «А» была реализована
нагрузка около 10000 тс).В нем были испытаны хво-
стовые и межбаковые отсеки носителя, его отдельные
агрегаты, фрагменты и узлы.
Ракету-носитель Н1 отличали следующие ориги-
нальные конструктивные особенности: она имела под-
весные баки сферической формы; силовые кольца
крепления баков окислителя отделяли в радиальном
О.П.Климонов	С.И.Тренин
422
Глава 5
направлении емкость от нагретого
корпуса; крепление двигателей осу-
ществлялось с помощью силовых
колец; переходные отсеки были вы-
полнены в виде ферм с промежуточ-
ными кольцами (по схеме Шухова).
В качестве конструкционных матери-
алов PH Н1 использовались новые
высокопрочные сплавы алюминия
В93 и В95 (стрингеры, шпангоуты,
фитинги).
При отработке ракеты Н1 нуж-
но было решить ряд сложных на-
учно-технических проблем в части
создания методологии отработки
прочности крупногабаритных кон-
струкций. Такая методология была
разработана совместными усилиями
ученых, конструкторов и производ-
ственников НИИ-88 и ОКБ-1. Ста-
тические испытания носителя были
проведены в два этапа:
1. Испытания панелей и отдельных
узлов для проверки их прочности.
2. Зачетные испытания полно-
размерных штатных агрегатов, объ-
единенных в укрупненные сборки.
В результате отработки каркас-
ных отсеков (несущий корпус PH)
оказалось, что около четвертой ча-
сти агрегатов имеют более низкую
несущую способность, чем предпо-
лагалось, исходя из расчетных дан-
ных. Причины этого были выяснены,
выработаны рекомендации по их
устранению, а испытания повторя-
лись до тех пор, пока не был достиг-
нут положительный результат.
Были установлены неточности в
расчетах, некоторые конструктивные
решения были подвергнуты сомне-
нию и исправлены, выявлены осо-
бенности использования материала
В93, в частности, пришлось умень-
Статические испытания хвостового отсека блока «А» ракеты-носителя Н1.1968 г.
Хвостовой отсек блока «А» ракеты-носителя Н1
после проведения испытаний. Стрелкой указано место разрушения
шать шаг заклепок из-за потери
устойчивости обшивки между ними.
При создании ракеты-носителя Н1 возникла так-
же необходимость оценки нагружения оболочечных
элементов конструкции типа донных защит, силовых
колец и узлов, креплений двигателей. Для этой цели
были разработаны методы и достаточно универсаль-
ные и эффективные алгоритмы расчета динамических
характеристик и нагружения оболочечных конструкций
с различного рода навесным приборно-агрегатным
оборудованием (А.И.Лиходед, ААМалинин).
Для обеспечения отработки отдельных блоков
и элементов комплекса Н1-ЛЗ в сжатые сроки от-
делению прочности было необходимо проводить ряд
испытаний в других прочностных лабораториях КБ
министерства. Днище первой ступени PH Н1 испыты-
валось в прочностном корпусе СКБ-385 В.П.Макеева,
обтекатель лунного корабля - в ОКБ-52 В.Н.Челомея,
блок «Е» - в ОКБ-586 М.К.Янгеля, 15-метровые ша-
ровые топливные баки - на полигоне Байконур после
их сварки.
423
История развития отечественного ракетостроения
Конструктивно подобная модель третьей ступени PH Н1
(блок «В») с лунным комплексом ЛЗ (М 1:5). 1966 г.
Конструктивно подобная
модель ракетно-
космического комплекса
Н1-ЛЗ (М 1:10). 1965 г.
К системе управления полетом ракеты-носителя Н1
предъявлялись жесткие требования, поскольку запасы
управляемости ракеты были ограничены из-за при-
нятой схемы управления распределением тяг двигате-
лей, а в то же время управление ракетой требовалось
осуществлять таким образом, чтобы минимизировать
изгибающие моменты в сечениях ее корпуса при про-
хождении максимальных скоростных напоров.
Для исследования динамических характеристик ра-
кеты, знание которых необходимо для решения данной
задачи, потребовалось строительство специализиро-
ванного корпуса, который был введен в эксплуатацию
в 1967 г. Его площадь составила 1700 м2, он был ос-
нащен производственными мастерскими, стапелями,
стендами для гидродинамических испытаний баков,
а также импортными системами возбуждения узла
крепления конструктивно подобной модели ракеты и
гармонического анализа ее отсеков.
Тщательные и глубокие тео-
ретические и экспериментальные
исследования динамики носителя
с учетом подвижности жидкости
в баках и упругости корпуса, про-
веденные в ЦНИИмаш совместно с
ОКБ-1, позволили полностью ре-
шить поставленную задачу, и никаких
серьезных замечаний по динамике
в процессе полета первой ступени
не было. А проблем было немало:
это и огромное количество подвиж-
ной жидкости в сферических баках
больших диаметров (максимальный
превышал 12 м), и упругость корпу-
са и элементов подвески огромных
сферических баков, ряд других кон-
структивных особенностей. Особо
следует отметить роль обширных
экспериментальных исследований
с использованием конструктивно
подобных моделей всего носителя
(М 1:10) и блока «В» (М 1:5), из-
готовленных и испытанных в отделе
динамики (Г.Н.Микишев, Ю.Ю.Швей-
ко, В.Г. Степаненко, Е.Г. Бедня-
шин, В.Ф.Остапенков, КАСметкин,
В.Р. Аминов, Ю.М.Галлай и др.), а
также натурных динамических ис-
пытаний отдельных блоков, про-
веденных в отделении прочности
(А.В.Кармишин, С.И.Тренин, А.А. Ма-
линин). В частности, были разра-
ботаны методы гашения вибраций
корпуса, демпфирования колебаний
жидкости в баках, усовершенствова-
ны узлы крепления баков.
Всего с 1963 по 1979 г. было спроектировано, изго-
товлено и испытано 8 полных высокоточных моделей
Н1-ЛЗ в масштабе 1:10 и одна модель блока В с кора-
блем в масштабе 1:5 - самая сложная и совершенная
изо всех когда-либо применявшихся в отечественной и
зарубежной практике.
Проведенные мероприятия в совокупности по-
зволили обеспечить создание эффективной системы
управления и стабилизации носителя и устранить воз-
можность его динамической неустойчивости.
План отработки прочности и динамики конструкции
Н1 был выполнен в полном объеме, ее прочность и ди-
намика были обеспечены и подтверждены лаборатор-
ными и летными испытаниями. Созданная уникальная
лабораторная база и приобретенный опыт испытаний
крупногабаритных конструкций создали необходимые
предпосылки для отработки прочности и динамики по-
добных конструкций в будущем.
424
Глава 5
Вскоре появились и новые задачи отработки ви-
бропрочности ракетных и космических конструкций.
В1970 г. создается большой корпус вибрационных ис-
пытаний реальных ракет, жидкостных ракетных двига-
телей, блоков ракет-носителей, космических кораблей,
орбитальных станций. Корпус оснащается мощными
электродинамическими и электрогидравлическими
вибростендами, способными возбуждать необходи-
мые по величине вибронагрузки на конструкции в
диапазоне частот от нескольких герц до 2000 Гц по
заданной программе. Специальные измерительные
системы обеспечивают автоматическую обработку
результатов вибрационных испытаний, определение
спектра возбуждаемых частот и выделение резонанс-
ных гармоник.
В 1955-1966 гг. в ЦНИИмаш выполнялись иссле-
дования термопрочности корпусов и элементов ДУ
ракет Р-11М, Р-7, РТ-1; в 1966-1970 гг. проводились
исследования в обеспечение прочности корпусов
и элементов РДТТ (вкладышей, насадков, раструбов
и т.д.) и ЖРД (камер сгорания, сопел и т.д.) ракет Р-9А,
РТ-2, РТ-15, РТ-2П, ракеты-носителя Н1 (А.Т.Цыбров,
Я.Г.Осадчий, Н.С.Эйлер, Г.Е.Бисярин, В.Ф.Грибанов,
В.И.Мяченков).
Специалисты ЦНИИмаш внесли значительный
вклад в создание крупногабаритных корпусов РДТТ
из высокопрочных сталей и корпусов типа «кокон», а
также в отработку их статической и теплостатической
прочности. Силами отдела температурно-статической
прочности была разработана единая межотраслевая
методика гидроиспытаний корпусов РДТТ. Ряд специ-
алистов участвовал в сдаче в эксплуатацию первого от-
ечественного корпуса типа «кокон».
Важнейшая задача, к решению которой специалисты
ЦНИИмаш приступили в середине 1960-х гг., была свя-
зана с обеспечением прочности и работоспособности
зарядов твердого топлива. Необходимо было создать
высокоэнергетическое и высокоэластичное смесевое
ракетное твердое топливо и крупногабаритные топлив-
ные заряды из него. Они должны были формоваться
непосредственно в корпус двигателя и скрепляться с
его стенками. При этом используемое топливо, наряду с
выделением энергии по необходимому для баллистики
ракетной камеры закону, долж-
но было обладать рядом спец-
ифических вязкоупругих свойств
конструкционного материала,
испытывающего значительные
нагрузки, сохраняя стабильность
характеристик в течение дли-
тельного времени.
Эта работа осуществлялась
под руководством и при непо-
средственном участии научного
руководителя отдела прочности
конструкционных материалов члена-корреспондента
АН СССР ААИльюшина. В состав специализирован-
ного теоретического подразделения входили д.ф.-м.н.
Д.Л.Быков, к.ф.-м.н. А.М.Васильев и С.В.Пашенцев,
к.т.н. С.Н.Сухинин и др. Эксперименты выполняли
к.т.н. В.Г.Русин и Н.И.Волков, а также Э.Б.Демузенко,
И.В.Вахромычсв, Т.Н.Пенькова.
Для отработки прочности зарядов в первую оче-
редь нужно было знать законы деформирования и
разработать методы расчета на прочность заряда и
корпуса как единого целого при всех видах их нагру-
жения и режимах эксплуатации изделий. Эти законы
были сформулированы Д.Л.Быковым. Им разрабо-
тана двухинвариантная деформационная теория пла-
стичности, позволяющая описывать различное пове-
дение материалов при растяжении, сжатии и сдвиге,
а также нелинейная теория вязкоупругости. Для реа-
лизации указанных теорий Д.Л.Быковым и его учени-
ками были созданы методы решения задач прочности
пространственных конструкций, доказаны теоремы
единственности, минимумов работы внутренних сил
и дополнительной работы, что позволило применять
вариационные методы при решении задач.
Активное участие в проведении исследовании в
области прочности зарядов твердого топлива прини-
мали А.М.Васильев и Д.И.Коновалов, В.С.Дельцов,
Т.А.Дельцова, Г.Г.Яковенко и А.В.Казаков, М.А. Гонча-
рова, В.Э.Апетьян. В результате работы были созданы
нормы прочности и нормы дефектности твердото-
пливных зарядов, теория вязкоупругости зарядов и
составлены справочные материалы для конструкторов.
По упомянутым документам проведена отработка всех
крупногабаритных твердотопливных зарядов изделий
отрасли.
Первостепенной проблемой, стоящей перед от-
раслью и решаемой этим коллективом сотрудников,
было выявление причин разрушения твердотопливных
двигателей при стендовых испытаниях, а затем соз-
дание экспериментально-теоретической основы для
проектирования, расчетов и прогнозирования сроков
работоспособности данных двигателей. Сложные ме-
ханические свойства твердого топлива потребовали
разработки принципиально новых подходов к методам
Г.Н.Микишев
ДЛБыков
С.Н.Сухинин
425
История развития отечественного ракетостроения
исследований и средствам испытаний. В результате
проведения экспериментов были более глубоко из-
учены особенности деформирования и разрушения
несжимаемых материалов, связанные с различием
временных процессов их нагружения и видами на-
пряженного состояния, созданы экспериментальные
основы для применения теории термовязкоупругости.
Итогом проведенных работ явилось не только
участие специалистов института в создании новых
изделий, но и выпуск методических и нормативных
материалов по прочности зарядов смесевых твердых
топлив и передача накопленного опыта в НИИ и КБ.
В этих материалах были изложены экспериментальные
методы определения свойств топлив, даны рекоменда-
ции по оценке гарантированной безопасности работы
заряда и указаны программы ее определения по его
напряжениям, деформациям и повреждениям.
Одновременно в институте проводились исследо-
вания новых конструкционных металлических и вы-
сокопрочных композиционных материалов в более
полной постановке, охватывающей задачи оптими-
зации методов расчета, испытаний и нормирования
прочности корпусов изделий различного назначе-
ния. В этой работе принимали активное участие д.т.н.
В.П.Дегтярев, к.т.н. И.И.Волков и к.т.н. О.П.Климонов,
а также Ю.А.Петров и В.И.Агальцов.
В 1960-е гг. велась разносторонняя НИР по разви-
тию расчетно-экспериментальных методов отработки
прочности конструкций РКТ. Результаты наиболее важ-
ных теоретических и экспериментальных исследований
ЦНИИмаш в области прочности обобщались и публи-
ковались в виде норм прочности, справочных и руко-
водящих материалов. В этот период были выпущены
следующие материалы: «Справочные материалы для
конструкторов (по нагрузкам и прочности)» (в 10 томах,
1961 г.); «Справочные материалы по нагрузкам и проч-
ности баллистических ракет» (6 томов, 1963 г.); «Руко-
водящие материалы. Прочность баллистических ракет
и космических аппаратов» (13 книг, 1969 г.). За разра-
ботку методологии прочностной отработки РКТ группе
сотрудников отделения прочности в 1970 г. была при-
суждена Государственная премия СССР (А.В.Кармишин,
ВАКондаков, С.И.Тренин, А.Т.Цыбров, В.Г.Шолухов).
В. Г. Старцев	В. А. Фельдштейн
В 1962 г. в институте была открыта тема по иссле-
дованию стойкости элементов ракетных конструкций
при воздействии на них ударных нагрузок. В том же
году было начато изучение прочности ШПУ и изделия
при старте его из шахты. Была разработана методика
расчета изгибных колебаний изделия при воздействии
на него подвижной нагрузки во время выхода изделия
из шахты.
В 1966-1971 гг. был проведен большой объем
экспериментальных работ по изучению прочности и
устойчивости оболочек, а также других элементов из-
делий при действии на них ударной волны и импульса
давления. Было исследовано распространение волн
в материалах и многослойных средах, определялись
динамические свойства конструкционных и теплоза-
щитных материалов, а также были установлены фак-
тические уровни стойкости элементов конструкций
ряда изделий при различных нагрузках (М.И.Бабкин,
С.Я.Воеводин, И.Х.Забиров, Б.И.Абашкин).
В ноябре 1968 г. было проведено межведом-
ственное совещание по вопросам волновой динами-
ки и динамической прочности изделий с участием
специалистов из НИИ и КБ четырех министерств, на
котором было принято решение о направлении даль-
нейших исследований и необходимости создания ру-
ководящих материалов по определению прочности
элементов ракетных конструкций при динамическом
нагружении. Первые такие материалы были выпущены
в 1969 г. (ААБуштырков, В.Г.Старцев, АДСудомоев,
В.АФельдштейн, Е.М.Шипицина, Б.И.Абашкин). В них
систематизированы результаты исследований и отра-
ботки ударной прочности изделий, установлены ме-
тоды их испытаний при динамических и импульсных
нагрузках, а также методы измерения механических
параметров; определены случаи и объемы испытаний;
приведены сведения о динамических свойствах кон-
струкционных и теплозащитных материалов, необхо-
димые для анализа результатов испытаний и проведе-
ния расчетов на прочность.
Расширение работ по прочности конструкций РКТ
при интенсивных ударно-волновых нагрузках по-
требовало создания новой экспериментальной базы,
и соответствующее решение было принято. Авто-
рами технического задания на разработку проекта
экспериментальной базы - корпуса динамических
(ударных) испытаний были В.Г.Старцев, М.И.Бабкин,
С.Я.Воеводин, БМАбашкин. Новый этап в развитии
данного научного направления начался в 1972 г., ког-
да корпус был сдан в эксплуатацию. В нем была со-
средоточена уникальная по тем временам отраслевая
экспериментальная база ударной прочности. На ней
прошли отработку и зачетные испытания практически
все элементы PH, к которым конструкторами предъяв-
лялись требования по стойкости к высокоинтенсивным
ударным нагрузкам.
426
Глава 5
Основной частью базы являются три взрывные ка-
меры, наибольшая из которых имеет высоту 12 м и ди-
аметр 18 м при толщине железобетонной стены 1,2 м.
Ударное воздействие на объект испытаний создается
путем подрыва штатных пиротехнических средств или
специально изготовленного заряда ВВ массой до 10 кг.
Для исследования физико-механических характе-
ристик материалов при ударном их нагружении в кор-
пусе был создан и оборудован также испытательный
зал с ударными установками. Установки позволяли по-
лучать необходимый по продолжительности и величине
импульс нагрузки. Это было новое качество в исследо-
вании прочностных свойств ракетных конструкций.
В 1960-е гг. развертываются работы по проектиро-
ванию твердотопливных ракет наземного и морского
базирования. По инициативе отделения в Министер-
стве общего машиностроения создается отраслевой
координационный совет по прочности (1969 г.). В него
вошли 24 организации (КБ, НИИ, главные управле-
ния МОМ). На совет были возложены обязанности по
координации прочностных испытаний всех изделий,
разрабатываемых в рамках министерства, с целью
обеспечения наиболее рационального использова-
ния экспериментальной прочностной базы отрасли, а
также по выработке рекомендаций в плане развития
прочностных лабораторий отдельных предприятий,
рассмотрению и принятию к реализации методических
и нормативных документов, касающихся отработки
прочности изделий. Руководство координационным
советом было возложено на отделение прочности
ЦНИИмаша. Это был первый орган такого рода, соз-
данный в рамках МОМ. В дальнейшем был организо-
ван еще целый ряд координационных советов по раз-
личным направлениям отработки изделий РКТ.
Исследование аэрогазодинамики
и теплообмена ЬР и PH
Созданная экспериментальная база, системати-
чески совершенствуемая и модернизируемая (расши-
рялся диапазон моделируемых параметров потока),
позволила успешно решить практически весь комплекс
проблем аэрогазодинами-
ки и теплообмена, своев-
ременно отработать отече-
ственные PH, БР, их ГЧ.
В 1961 г. сотрудни-
ки ЦНИИмаш В.П.Гордеев,
Ю.А. Демьянов, Ю.А. Завер-
няев, А.М. Осипов, М.В. Са-
велов, В.В. Третьяков и
К.А.Чернавин за разработ-
ку электродуговых газоди-
ЮАДемьянов намических установок, ис-
следования и отработку теплозащитных материалов
для изделий ракетной техники были удостоены Ленин-
ской премии.
Однако к 1970-м гг. в связи с быстрым развити-
ем РКТ и, в частности, с разработкой сверхтяжелых
PH, предназначенных для полета к дальним планетам
Солнечной системы, существующая аэродинамиче-
ская база была уже не в состоянии полностью обе-
спечить решение новых вопросов аэрогазодинамики.
Особенно серьезно встали вопросы взаимодействия
струй различных двигателей; появления локальных
зон сложных течений, в которых возникали пульса-
ционные нагрузки; значительного влияния на аэрога-
зодинамические характеристики объектов и уровень
тепловых нагрузок на них различных надстроек и вы-
ступающих элементов при гиперзвуковых скоростях и
др. Основными причинами такого положения явились
недостаточные размеры и энергетические возмож-
ности имеющихся установок, а также ограниченный
уровень их параметров, в частности, кратковремен-
ность рабочих режимов. Необходимо было создавать
крупномасштабные установки с широким диапазоном
параметров. Повышение тепловых и силовых нагрузок
на вновь разрабатываемые изделия (головные части
с малым баллистическим коэффициентом) и услож-
нение формы перспективных спускаемых аппаратов,
когда очень важны геометрические размеры испыту-
емых моделей и требуемое время эксперимента, до-
стигающее 20 мин, настоятельно диктовали необходи-
мость создания установок нового поколения.
Однако до их создания для предварительных иссле-
дований приходилось использовать имеющиеся мало-
масштабные установки, в связи с чем были установлены
дополнительные требования к геометрическим аспек-
там моделирования объектов испытаний, в особенности
узлов крепления блоков, зазоров между ними, ячеек
решетчатых стабилизаторов и т.д. Кроме того, были
созданы методики испытаний фрагментарных моде-
лей большого размера: секторных моделей кормовых
частей, полумоделей ББ, изолированных решеток и др.
Создание крупномасштабных аэродинамиче-
ских установок положило начало новому этапу раз-
вития экспериментальной аэродинамической базы
ЦНИИмаш. В1968 г. был разработан проект новой экспе-
риментальной базы в ЦНИИмаш и принято постановле-
ние ЦК КПСС и Совета Министров СССР о ее создании.
В связи с этим в 1969 г. министерство приняло решение
не развивать аэрогазодинамическую базу на предпри-
ятии В.Н.Челомея, а строящиеся установки передать в
ЦНИИмаш. В конце 1960-х гг. были созданы и введены
в эксплуатацию две крупномасштабные малые ударные
трубы У-8-100 и У-8М (диаметр - 0,1 м, длина ~ 15 м
с рабочими частями диаметром 2 м, длиной 5 и 12 м).
Новые установки позволили обеспечить разработ-
чиков изделий данными о конвективном и лучистом
427
История развития отечественного ракетостроения
теплообмене при гиперзвуковой скорости полета,
о воздействии на них ударных волн высокой интен-
сивности, о влиянии физико-химических, газокине-
тических и электромагнитных процессов в газе на
аэродинамические характеристики и теплообмен ГЧ и
спускаемых аппаратов КК, а также дали возможность
проводить радиофизические исследования.
Для решения вопросов аэродинамики в широком
диапазоне плотностей газового потока в 1967 г. в
ЦНИИмаш была введена в эксплуатацию опытная сек-
ция турбокомпрессорного эксгаустера на базе двух
выработавших ресурс авиационных двигателей, к кото-
рой были подсоединены установки У-3, У-4, У-6, У-17,
У-22М. Работы института в области создания одно- и
многоступенчатых эксгаустеров и барокамер для про-
ведения газодинамических исследований со струями
модельных двигателей на 5-6 лет опередили аналогич-
ные разработки зарубежных фирм. В связи с кратко-
временностью режимов рабочего процесса в этом ком-
плексе установок потребовалось совершенствование
систем измерений и методик эксперимента. Аэродина-
мическая база была полностью оснащена современной
оптической аппаратурой. Велось также совершенство-
вание весовых измерений в направлении увеличения
их быстродействия и надежности при работе труб в на-
пряженных режимах, в частности, при высоких темпе-
ратурах (под руководством В АГришина и А.И.Тишкова).
Широкое развитие получили физические методы изме-
рений, были разработаны оригинальные методики экс-
перимента и соответствующая аппаратура, обеспечива-
ющие измерения (лаборатория АААнуфриева).
Совершенствование и автоматизация сбора и об-
работки данных аэродинамического эксперимента
были обеспечены с внедрением в 1965 г. измеритель-
но-вычислительной системы, выполненной на базе
первой отечественной управляющей машины широко-
го назначения «Днепр-1». Ее опытный образец был
подключен к экспериментальным установкам У-1,
У-3, У-4, и У-6. В этот период, приобретя опыт вве-
дения в эксплуатацию такого комплекса, сотрудники
ЦНИИмаша помогали во внедрении подобной изме-
рительно-вычислительной техники коллективу ЦАГИ.
Наиболее интенсивное использование упомянутой си-
стемы относится к 1966-1969 гг.
В ходе исследований специалистами ЦНИИмаш
были разработаны и внедрены в эксплуатацию новые
экспериментальные методики: «свободных колеба-
ний» моделей ГЧ с упругой связью и их «вынужден-
ных колебаний», позволившие обеспечить получение
максимального объема информации в течение одного
эксперимента; «весового балансирования» модели для
определения моментных характеристик ГЧ и «свобод-
ного балансирования» для оценки ее аэродинамиче-
ского качества. Обработка результатов экспериментов
выполнялась с помощью корреляционного, статисти-
ческого и фазового методов при использовании чис-
ленных методов гармонического анализа. В результате
экспериментальных исследований были установлены
области динамической неустойчивости ГЧ. Примерно
в этот же период (1964-1970 гг.) был внедрен один из
современных методов получения аэродинамических
характеристик объектов в свободном полете («бро-
сковый» метод), согласно которому модель запускают
против потока со скоростью, позволяющей ей быть в
зоне наблюдения через оптические окна установки.
Параметры движения модели при этом регистриру-
ются скоростной кинокамерой. Эти работы велись под
руководством В.И.Штейера.
Особое внимание было уделено обнаруженной в
ходе экспериментальных исследований резкой пере-
стройке течения - его критическому режиму и со-
провождающему такую перестройку скачкообразному
изменению давления за изломом образующей ОГВ PH
(Б.С.Кирнасов) (неучтенному ранее в расчетах, что
привело 19 февраля 1969 г. к аварии PH «Протон» с
новым ГО космического аппарата Е-8 - «Лунохода»).
С помощью специальных испытаний при непрерывном
изменении числа Маха в районе с использовани-
ем высокочувствительных малоинерционных средств
измерения давления и скоростной киносъемки были
экспериментально определены характер и интервалы
времени действия динамической нагрузки при дости-
жении критического числа Маха. Аэродинамические
нагрузки на ОГБ космического корабля и на сам го-
ловной блок при числах Маха, близких к Мкр, были
затем учтены при расчетах ГО и ГБ на прочность,
введены в нормативные документы в качестве нового
расчетного случая и широко представлены в опубли-
кованных справочных материалах и руководствах для
конструкторов. В ходе экспериментов исследовались
не только локальные аэродинамические нагрузки, дей-
ствующие на различные головные блоки и обтекатели
КК («Венера», «Марс», «Салюты», «Янтари» и др.),
но и пульсации давления (В.В.Кудрявцев). Также про-
водились исследования интегральных нагрузок на ГБ
при достижении критического режима (А.С.Бутков,
НАГорбушина, Б.С.Кирнасов).
В 1960-е гг. в ЦНИИмаш начались разработка и
развитие экспериментальных методов исследований
струйных задач в трубах У-6, У-12, в барокамерах
У-22М и У-22, решение таких высотных задач струй-
ной газодинамики при отработке изделий ракетной
техники, как разведение элементов боевого оснаще-
ния, осуществляемое с помощью соответствующих
двигателей. В основу методик было положено приме-
нение газогенераторов, продуктов сгорания порохов,
облегченных моделей и малоинерционных систем
измерения, позволяющих в условиях установок с уме-
ренным разрежением (0,1—0,001 мм рт. ст.) воспроиз-
водить необходимую степень нерасчетности истекаю-
428
Глава 5
щих струй, основные газодинамические параметры в
области взаимодействия струй с элементами конструк-
ции и регистрировать в малые промежутки времени
(0,05-0,1 с) все необходимые характеристики (Н.Е. Хра-
мов, Б.С.Кирнасов, ЕМ.Калинин).
В связи с широко развернувшимися работами по
исследованию космоса потребовалось создание более
тяжелых носителей для высадки экспедиции на Луну. В
1961 г. вышло постановление ЦК КПСС и Совета Ми-
нистров СССР о создании тяжелой PH Н1. Еще задолго
до этого в ЦНИИмаш были начаты исследования, свя-
занные с выбором аэродинамической компоновки
такого носителя в моноблочном варианте, предложен-
ном С.П.Королевым. Перед аэродинамиками встали
серьезные задачи, обусловленные наличием развитой
донной площади первой ступени с большим количе-
ством мощных двигателей, а также с необходимостью
отвода больших масс горячих газов от конструкции
при «горячем» разделении ступеней и обеспечения
допустимых нагрузок на ее элементы.
В первую очередь осуществлялся выбор кормовой
части (открытой или закрытой) первой ступени PH. В
качестве исполнительного варианта разработчиком Н1
было выбрано моноблочное изделие с кольцевым рас-
положением двигателей на всех ступенях. Исследования
и отработка аэрогазодинамики этого носителя состави-
ли большой и сложный этап работы коллектива. Осо-
бенно важным было исследование давления в области
дна всех ступеней (А.Ф.Кулябин, И.П.Тришкин - первая
ступень; Б.С.Кирнасов, А.И.Тишков - вторая ступень).
Большой объем исследований был проведен с
целью оптимизации кормовой части с точки зрения
уменьшения суммарной донной силы сопротивления
первой ступени: было рассмотрено различное распо-
ложение двигателей (лучевое и кольцевое): с разрыва-
ми в периферийном размещении сопел, с различными
экранами в кормовой части, с центральным телом и
т.д. Испытания проводились в различных аэрогазоди-
намических установках на струйных моделях разных
масштабов и с истечением различных газов (воздуха,
гелия, азота и др.). Наряду с определением величины
донного давления исследовались также его пульса-
ции; были определены величины давления в донной
области ступеней, а также даны предложения по его
повышению для снижения общего аэродинамическо-
го сопротивления PH. В процессе исследований были
выявлены принципиально важные особенности обте-
кания кормовой части носителя с многодвигательной
установкой, в частности, вихревое движение газа за
дном в межсопловом кольце первой ступени из двад-
цати четырех и шести двигателей.
Все пуски носителя (их было четыре) окончились
авариями. Один из них (6Л, 27 июня 1971 г.) выявил зна-
чительное возмущение ракеты по крену, ошибочно при-
писанное появлению большого аэрогазодинамического
момента из-за несимметричного обтекания газовым
потоком выступающих сопел двигателей и выхлопных
патрубков ТНА, эжектируемым в задонную часть носи-
теля потоком воздуха. Для анализа величины аэрогазо-
динамического момента была создана межведомствен-
ная комиссия. Газодинамиками института совместно с
НИИТП и ЦКБЭМ на различных модельных аэродина-
мических установках и газодинамических стендах, обе-
спеченных подводом воздуха для струйных испытаний
(в т.ч. в НИИ «Геодезия»), была проведена большая
исследовательская работа по определению величины
аэрогазодинамического крутящего момента на изделии
Н1 6Л. Исследования проводились на маломасштабных
кольцевых струйных моделях, а для обеспечения моде-
лирования по числу Рейнольдса приходилось прибегать
к необычным обоснованным технологиям. Результаты
исследований института показали, что угловое положе-
ние патрубков выхлопа газа ТНА, теплозащиты и стяжек,
дающие небольшие изменения геометрии межсоплово-
го канала, тем не менее существенно влияют на аэро-
газодинамический момент.
На основании проведенных исследований была
спрогнозирована величина момента для следующего
пуска (7Л). В соответствии с рекомендациями была до-
работана конструкция хвостовой части изделия (под-
резка кормы, определенное размещение патрубков у
сопел, поворот колодок, расположенных в донной об-
ласти и т.д.). Эти изменения позволяли детерминиро-
вать ожидаемую величину и знак момента. С внешней
стороны хвостовой части были поставлены управляю-
щие креном двигатели с усиленной тягой.
На конечном этапе исследования крутящего момента
проводились на кольцевых струйных моделях, воспро-
изводящих кормовую часть изделия 7Л, в ЦНИИмаш,
НИИТП и НИИ «Геодезия». Наиболее серьезные исследо-
вания были проведены в ЦНИИмаш, где моделировалось
обтекание измененной кормовой части первой ступени
PH Н1 7Л практически при натурных числах Рейнольдса
и со струями двигателей, по параметрам моделирования
близким к натурным. Для этого потребовалось создание
специальной установки с имитацией струй центральных
и периферийных двигателей струями воздуха и углекис-
лого газа и создания практически новой двухкамерной
установки адиабатического
сжатия (под руководством
В.В.Кислых).
Установка позволяла мо-
делировать граничные ус-
ловия и течение в окрест-
ности свободной газовой
струи и в донной области.
Сложность была в том, что
необходимо было получить
большие расходы холод-
ного воздуха (100 кгс/с),
А.Ф.Кулябин
429
История развития отечественного ракетостроения
эжектируемого горячими струями, истекающими из
сопел модели кормовой части (М 1:50) при давлениях
торможения модельного горячего газа до 10® Па и его
расходах через модель 500 кгс/с. В ходе эксперимента
измерялось распределение давления на кормовой по-
верхности и в зонах струйного течения.
Результаты прогноза хорошо согласовались с дан-
ными телеметрических измерений в пуске изделия 7Л.
В итоге было показано, что газодинамика носителя
Н1 не являлась причиной его неудачного пуска 6Л.
Наибольший вклад в эту работу внесли от ЦНИИмаш
Ю АДемьянов, осуществлявший в эти годы еще и общее
научное руководство работами по направлению аэро-
газодинамики, а также ААЧурилин, Б.С.Кирнасов,
Е.М.Калинин, И.П.Тришкин, В.В.Кислых. Большая ра-
бота была проведена по исследованию газодинамики
разделения ступеней Н1 (Ю АВинтенко, В.В.Воронин).
Экспериментальные исследования газодинамиче-
ских процессов в стартовых сооружениях ракет и PH,
выбор их оптимальных форм и размеров проводились
на экспериментальных установках НИИ-88, созданных
для этих целей: четырех установках, работающих на
сжатом холодном воздухе (ППМ, У-2, У-2М, У-2ГД),
двух твердотопливных установках (ТТ1/23 и ТТ1/72)
и газожидкостной установке ПВК, работающей на ком-
понентах подогретый воздух + керосин. Эта сложная
установка с использованием в качестве компонентов
топлива керосина и воздуха высокого давления, позво-
ляющая в лабораторных условиях имитировать работу
ЖРД при тяге модельной ДУ до 1-1,5 тс, была создана
коллективом под руководством О.Н.Кудрявцева.
Особенно сложным и проблемным для PH Н1 с коль-
цевой компоновкой двигателя было исследование пара-
метров донного давления и его дискретных пульсаций.
Требовалось точно определить их частоту, амплитуду и
время возникновения при подъеме носителя над СК. При
этом требовалась особая точность установления ампли-
туды пульсации, т.к. прочность днища носителя Н1 нахо-
дилась на пределе, а нагрузки достигали десятков тонн.
По результатам большого количества испытаний,
проведенных на различных лабораторных установках и
крупномасштабном стенде (М 1:10) в НИИХСМ, специа-
листам ЦНИИмаш удалось установить наиболее вероят-
ВАХотулев
В.В.Лунев
ный уровень амплитуды дискретных пульсаций донного
давления 165 дБ, частоты пульсаций 16-22 Гц, время
действия от 3 до 8 с и исключить доработку прочности
днища носителя PH Н1 (кроме отдельных агрегатов)
для очередного пуска. Кроме этого, было отработано
устройство, устанавливаемое на СК с целью снижения
пульсаций в случае необходимости. Выданные инсти-
тутом данные о предполагаемых нагрузках подтверди-
лись при нескольких пусках носителя Н1 (ВАХотулев,
Н.С.Апетьян, Б.Г.Белошенко, А.Ф.Сырчин).
В 1962 г. на основе физической схемы процесса,
установленной в ходе экспериментов при запуске ДУ, и
результатов обобщения полученных данных был разра-
ботан квазистационарный метод расчета стартов ракет
с ЖРД, который был проверен и затем развит на базе
результатов лабораторных, крупномасштабных и на-
турных испытаний ШПУ. Дальнейшее развитие этот ме-
тод получил в 1964-1965 гг.: было учтено равновесное
изменение термодинамических параметров продуктов
сгорания топлива в процессе выхода ДУ на режим, что
также дало возможность оценить влияние тепловых
эффектов смешения продуктов сгорания с воздухом и
догорания топлива для основных изделий. Метод был
широко применен при инженерных расчетах и разра-
ботке эскизных проектов стартовых сооружений для
носителей Н1, «Протон» и др. Работы выполнены под
руководством С.С.Семенова и Б.Г.Белошенко.
Проведенные в эти годы широкие теоретические и
экспериментальные исследования прикладных и про-
блемных вопросов аэрогазодинамики и теплообмена
обеспечили разработку практически всех ракет и PH
Вся работа выполнялась в тесном сотрудничестве с
разработчиками и родственными аэродинамическими
организациями.
На основании обширных экспериментальных и рас-
четных материалов был разработан комплекс научной
и нормативно-справочной технической документа-
ции: справочные материалы по аэрогазодинамике и
руководства для конструкторов по аэрогазодинамике
и теплообмену ракет и ГЧ. Эти материалы, позволяю-
щие проводить аэродинамические расчеты вновь раз-
рабатываемых и модернизируемых изделий отрасли
и на этой основе обеспечивать расчеты динамики их
движения и прочности, широко используются органи-
зациями отрасли.
В1966 г. А.Ф.Кулябин, А.И.Тишков, А.И.Угкин, А.А. Чу-
рилин, В.В.Лунев были отмечены Ленинской премией
за разработку «Справочных материалов по аэрогазоди-
намике и теплообмену ракет и головных частей».
В эти годы под руководством А.Н.Румынского раз-
работаны методы расчета лучистых потоков от струй
работающих двигателей на стартовые сооружения,
сопла и кормовые части ракет с многосопловыми ДУ.
В1964 г. были начаты экспериментальные исследова-
ния лучистого теплообмена в натурных стартовых со-
430
Глава 5
оружениях с внедрением экспериментов такого рода в
практику ЛКИ объектов. В том же году была создана
методика расчета лучистых потоков в продуктах горе-
ния металлизированных топлив с учетом рассеивания
излучения на частицах.
Кроме этого, назрела необходимость расчета тер-
модинамических параметров воздуха при высоких
температурах, установления его газокинетических ха-
рактеристик, определяющих конвективные тепловые
потоки, а также исследования излучательных и по-
глощательных свойств воздуха и паров теплозащитно-
го покрытия для учета воздействия излучения на ГЧ.
В течение ряда лет разрабатывались методики расчета
лучисто-конвективного теплообмена от струй ракет-
ных двигателей и на поверхности различных аппаратов
при больших скоростях полета.
Эти работы проводились в ЦНИИмаш с 1966 г.
коллективом под руководством АЯРумынского,
с 1966 г. (в ЦНИИмаш с 1974 г.) активное участие в
них принимает НААнфимов. Исследования в обла-
сти радиационной газодинамики отмечены в 1969 г.
премией имени профессора Н.ЕЖуковского I ст.
(от ЦНИИмаш - НААнфимов, АНРумынский).
В этот период решен ряд фундаментальных задач
теплообмена, газодинамики и теплозащиты изделий
ракетной и космической техники. К 1964 г. разрабо-
тана методика расчета обтекания слабозатупленных
ЛА большого удлинения. Впервые в стране получе-
ны и изданы отдельной книгой (в 1964 г. в НИИ-88,
а в 1968 г. - в ВЦ АН СССР) результаты численных
расчетов обтекания тел в виде притупленных кону-
сов потоком равновесно-диссоциированного воздуха
(В.В Лунев, К.М.Магомедов, В.Г.Павлов).
В1968 г. был разработан ряд оригинальных мето-
дик экспериментального исследования влияния уноса
массы ТЗП на аэродинамику изделий: методика низко-
температурного моделирования покрытий сублимиру-
ющими материалами на основе нафталина, позволяю-
щая определять изменение формы поверхности ГЧ и
оценивать влияние данного фактора на их стационар-
ные и нестационарные аэродинамические характери-
стики; методика оценки влияния на АДХ ГЧ интенсив-
ности уноса ТЗП при дозированном вдуве газа через
пористые участки поверхности модели (В.И.Штейер).
На основе полученных данных по распределе-
нию давления были выполнены численные расчеты
ламинарного пограничного слоя на сферическом
носовом затуплении, на затупленных конусах с уче-
том равновесных физико-химических процессов в
воздухе и завихренности на внешней границе погра-
ничного слоя в широком диапазоне скоростей и вы-
сот полета, углов конусов и температурного фактора
(И.Н.Мурзинов, 1966 г.).
Разработан инженерный метод среднемассовых
величин для решения многих двумерных задач расчета
пограничного слоя, развивающегося в завихренном
невязком потоке. Этот метод в сочетании с методом
эффективной длины В.С.Авдуевского был положен в
основу разработки оперативных инженерных методов
и программ расчета теплообмена с учетом ламинарно-
турбулентного перехода пограничного слоя на ЛА дву-
мерной, а затем и пространственной формы, широко
используется в практике (В.В.Лунев, БАЗемлянский).
В 1960-1970 гг. в обеспечение работ по ложным
целям проводились исследования химически неравно-
весных процессов в пограничном слое и их влияния на
величину тепловых потоков к обтекаемой поверхности.
Ю.В.Яхлаковым и В.Г.Воронкиным был разработан
метод определения константы скорости газофазной
рекомбинации, основанный на измерении тепловых
потоков к некаталитической стенке при различной сте-
пени неравновесное™ течения в пограничном слое.
Этим методом была определена константа рекомбина-
ции атомов азота. Полученная константа впоследствии
была использована при расчетах тепловых нагрузок на
ОК «Буран» при спуске в режиме планирования.
В начале 1960-х гг. остро встал вопрос о тепло-
вом разрушении наконечников слабозатупленных ГЧ.
В 1964 г. И.Н.Мурзиновым было получено аналити-
ческое решение задачи о формах наконечников, об-
разующихся при обгаре тел вследствие аэродинами-
ческого нагрева при входе в атмосферу с большими
скоростями. Установлено, что со временем эти формы
стремятся к стационарным: к коническим (с углом ко-
нуса -110°) при турбулентном режиме теплообмена
и к эллиптическим с соотношением полуосей эллипса
1:2 (малая ось направлена по потоку) при ламинарном.
Расчетные контуры модели согласовывались с экспе-
риментальными результатами.
В 1964 г. была сдана в эксплуатацию крупнейшая
в стране установка разреженного газа У-16 и на ней
были начаты систематические исследования аэродина-
мических характеристик и теплообмена изделий РКТ
на больших высотах. На ней были, в частности, иссле-
дованы процессы отделения ступеней PH и приборных
отсеков КА, АДХ аппаратов со струями, закономерно-
сти взаимодействия блочных струй между собой (от-
дел В.Г.Фарафонова).
АНРумынский
431
История развития отечественного ракетостроения
Разработка и изыскание
конструкционных материалов,
теплозащитных покрытий
и принципиальных технологий их обработки
Деятельность НИИ-88 в области разработки и изы-
скания новых материалов для РКТ и принципиаль-
ных технологий их обработки являлась важнейшей. С
рождением новой технической отрасли производства
БР и космических объектов потребовалось создание
новых металлических и неметаллических материалов
и различных теплозащитных покрытий, обладающих
специфическими свойствами и высокими удельными
характеристиками. Это прежде всего сплавы, имеющие
высокую удельную прочность и сохраняющие свою
работоспособность при высоких и криогенных тем-
пературах, в агрессивных средах. Сплавы, являющи-
еся достаточно технологичными, чтобы из них могли
быть изготовлены сложные конструкции, отвечающие
высоким требованиям, предъявляемым к баллисти-
ческим ракетам и космическим объектам. В период
становления института все материаловедческие заботы
по обеспечению создания первых отечественных БР
дальнего действия и ЗУР легли на плечи специалистов
отдела «М» НИИ-88. Отдел был крайне необходимым
подразделением, которое вместе с конструкторами
СКБ-88 решало эту сложнейшую задачу.
Первоначально отдел «М» (с 1949 г. - отдел № 13),
руководимый В.Н.Иорданским, состоял из следующих
9 лабораторий:
-	органических материалов и покрытий
(А.И.Асташенко);
-	физических методов исследования (В.И.Акимов):
-	химической (Г.Н.Лагун);
-	сварки (Л АМордвинцев);
-	коррозии и неорганических покрытий (МА Но-
вицкая);
-	механических испытаний (Н.И.Подгорский);
-	керамических материалов (А.Г.Рысева);
-	металловедения (ЛАМилорадова);
-	металлографической (С.М.Сверчков).
С разработкой и освоением новых для артил-
лерийского завода № 88 процессов производств
ракетной техники росла квалификация инженерно-
технических работников отдела. В начале 1950-х гг.
коллектив уже мог решать сложные задачи в области
ракетного материаловедения, удовлетворять расту-
щие потребности конструкторов. Полученный при из-
готовлении первых ракет опыт передавался вновь от-
крытым производствам ракет на Днепропетровском
и Златоустовском машиностроительных заводах. На-
ряду с передачей техдокументации на эти заводы ко-
мандировались инженерно-технические работники, а
в отдельных случаях - бригады, составленные из спе-
циалистов отдела № 13 и работников завода № 88. На
длительные сроки для оказания технической помо-
щи и организации соответствующих служб были ко-
мандированы Н.В.Шиганов, В.М.Годин, Б.А.Беляков,
З.И.Ушаков.
С увеличением дальности полета баллистических
ракет до межконтинентальной, появлением новых
ракет, двигатели которых работают с использованием
агрессивных окислителей и жидкого водорода в ка-
честве горючего, с разработкой морских ракет и КА
деятельность отдела № 13 неизмеримо расширялась
и усложнялась. Потребовалась разработка конструк-
ционных металлических материалов с еще большей
удельной прочностью, покрытий с требуемыми оп-
тическими характеристиками, более эффективных
теплозащитных покрытий, а также технологий их при-
менения. Все эти работы были начаты отделом № 13
по техническим заданиям ОКБ-1 НИИ-88. В то время
началось строительство лабораторного корпуса для
материаловедов (ныне корпус № 17 ЦНИИмаш).
В конце 1950-х гг. в связи с отсутствием в отрас-
левом Научно-исследовательском технологическом
институте НИТИ-40 (позже - НИИтехномаш, НПО «Тех-
номаш») кадров соответствующей квалификации от-
делом «М» оказывается большая техническая помощь
вновь организованным производствам по комплекто-
ванию оборудованием и оснасткой, а также освоению
новых технологических процессов. Специалисты - ма-
териаловеды НИИ-88 участвуют также в помощи КНР
в организации ракетного производства. С этой целью
Китаю передается некоторое специализированное обо-
рудование, туда направляются К.В.Зайцев, К.К.Белев,
ИАБусыгин. В связи с увеличением объема работ в
1960 г. отдел № 13 был преобразован в комплекс № 3,
а в 1968 г. - в научное отделение № 3 НИИ-88. Началь-
ником комплекса - заместителем директора по мате-
риалам был назначен Георгий Георгиевич Конради.
Еще в рамках ГКОТ на отделение № 3 были возложены
головная роль в обеспечении всех ракетных КБ отрасли
необходимыми материалами и ответственность за вы-
полнение этой задачи, которую отделение решало, опи-
раясь на собственные силы, НИИ-13 ГКОТ, различные
специализированные отраслевые материаловедческие
НИИ и соответствующие подразделения главных кон-
структоров. Во всех сложных случаях внедрения новых
материалов, теплозащитных покрытий, принципиаль-
ных технологий их обработки НИИ-88 привлекался к
конкретным работам в КБ и на заводах, разделяя с кон-
структорами и технологами заводов ответственность за
необоснованный выбор конструкционных материалов.
Перед отделением № 3 НИИ-88 было поставлено
большое количество сложных задач:
1.	Изыскание и разработка конструкционных ме-
таллических, теплозащитных многофункциональных
материалов и покрытий, отвечающих требованиям тех-
нических заданий ОКБ отрасли.
432
Глава 5
2.	Исследование комплекса физико-химических,
коррозионных, технологических свойств материалов;
исследование стабильности во времени после различ-
ного температурного и климатического воздействия
свойств наиболее прогрессивных материалов как от-
ечественных, так и зарубежных с целью оценки пер-
спективности их использования при создании новых
ракетных комплексов.
3.	Разработка принципиальной технологии при-
менения новых материалов, включая их сварку, термо-
обработку, пайку; выработка рекомендаций для ОКБ
и заводов по использованию различных материалов,
в ряде случаев - по конструированию из них деталей.
4.	Разработка нормативно-технической документа-
ции на применение материалов и покрытий при соз-
дании ракетных комплексов и космических объектов.
5.	Разработка совместно с отраслевыми института-
ми МАП, МЧМ, вузами, металлургическими заводами
и внедрение качественных методов рафинирования
металла в процессе плавки, что, в свою очередь, по-
зволяло поднять механические характеристики ме-
талла и значительно улучшить герметичность ракет
в процессе длительного хранения их под давлением
в заправленном состоянии.
6.	Внедрение совместно с материаловедческими
службами ОКБ и ОГМ заводов новых материалов и
технологий при создании специальной ракетной и кос-
мической техники.
7.	Исследование влияния факторов космического
пространства на работоспособность материалов.
8.	Разработка гарантийных сроков службы ма-
териалов в различных климатических условиях, что
в результате позволяло продлевать гарантийные сроки
службы ракет до 20 лет.
Учитывая высокую квалификацию специалистов -
материаловедов ЦНИИмаша и наличие обширных дан-
ных о работе материала в конструкции, накопленных
в результате сотрудничества со всеми ОКБ отрасли, а
отсюда и объективность оценки поведения материалов
конструкций, отдельным приказом министр возложил
на отделение № 3 ответственность за правильность
использования материала в конструкции. Без согла-
сования с отделением № 3 выбранных материалов
ракеты не допускались Заказчиком к испытаниям.
В результате напряженной и продуктивной работы
материаловедами НИИ-88 успешно решены все ука-
занные выше задачи. К числу наиболее важных дости-
жений специалистов отделения № 3 следует отнести
создание современных материалов и технологий.
Одним из выдающихся достижений материаловедов
была разработка свариваемого коррозионно-стойкого
алюминиево-магниевого сплава АМгб, термообработ-
ка которого после сварки не требуется. В ходе исследо-
ваний определены особенности конструирования эле-
ментов из этого сплава и технология его применения
при изготовлении крупногабаритных сварных баков
для хранения компонентов жидкого топлива ракет-
ных комплексов. В процессе отработки производства
металлургических полуфабрикатов была разработана
технология его упрочнения (нагартовки до 20-30 %),
что позволило на 30 % повысить удельную прочность
конструкции. Варианты сплава получили наименова-
ние АМгбН и АМгб НН. Из последнего изготовлены
баки всех жидкостных ракет. При этом обеспечивалась
возможность длительного хранения ракет, заправлен-
ных агрессивными компонентами топлива.
В связи с предполагаемым использованием при
работе ракетных двигателей жидкого водорода была
поставлена задача изыскания нового конструкци-
онного алюминиевого сплава (сварные соединения
сплава АМгб в условиях жидкого водорода станови-
лись хрупкими): проведено комплексное исследова-
ние предложенного сплава 1201, включая испытания
конструктивной прочности изготовленных из него
баков при температуре жидкого водорода, отработана
технология производства крупногабаритных полуфа-
брикатов из названного сплава; разработаны способы
его упрочнения, сварки, коррозионной защиты; опре-
делены особенности конструирования отдельных эле-
ментов бака и его конструкция в целом. Проведенные
исследования позволили в последующем применить
сплав 1201 в качестве материала для изготовления
бака «Ц» ракеты-носителя «Энергия», а также топлив-
ных емкостей КР.
Постоянные требования снижения массовых ха-
рактеристик ракетных конструкций (особенно выво-
димых на орбиту объектов) обусловили потребность
разработки алюминиевых сплавов с более высокой,
чем у АМгб, удельной прочностью при всех других
характеристиках, не уступающих последнему. Совмест-
но с ВИАМ был разработан алюминиево-магниевый
сплав 1420 с удельной плотностью 2,47 г/см3: были
проведены работы по налаживанию металлургическо-
го производства применительно к требованиям раке-
тостроения. Сплав использовался для изготовления
силовых корпусов блоков ракет КБМ В.П.Макеева.
Исследования термически упрочняемых сплавов
системы алюминий-цинк-магний позволили отрабо-
тать технологию изготовления конструкций из спла-
ва 1911, обладающего высокой удельной прочностью,
в частности, корпусов огнетушителей к программе
ЭПАС и корпусов блоков ракет КБ «Южное» (г. Дне-
пропетровск).
Совместно с КБМ В.П.Макеева и Институтом ме-
таллургии им. ААБайкова проводились работы по
изысканию, исследованию, освоению производства,
отработке технологии применения сверхлегких маг-
ниево-литиевых сплавов ИМВ 2 (МА 21) с удельной
плотностью, меньшей на 10 %, чем у традиционных
магниевых сплавов. Сплав внедрен для изготовле-
433
История развития отечественного ракетостроения
ния корпусов приборных отсеков ракет КБМ. Ос-
новной вклад в дело разработки вышеупомянутых
сплавов и их внедрения для производства изделий
ракетной техники внесли В.Н.Иорданский, ТА. Вла-
сова, МАНовицкая, В.Н.Масленников, Г.Г. Конради,
В.И.Змиевский, З.П.Тащилова, А.А.Педь, Ю.И.Руси-
нович, ЛАМордвинцев, В.А.Казаков, Ю.Н. Скачков,
А.Е. Трубачев, Л.Н.Полякова, М.Д.Мамон, В.Э.Силис,
И.Г.Блюменберг, НАСиулина.
Впервые в отечественной практике на металлурги-
ческих заводах освоено производство полуфабрикатов
из ранее разработанных сталей 12Г2А для изготовле-
ния двигателей ракет Р-1, Р-101 и др. Одновременно с
разработкой технологии применения этих материалов
шло их освоение на заводе. В связи с необходимостью
повышения ТТХ новых изделий типа Р-1 и Р-101 по-
требовалось изыскание стали с более высокими харак-
теристиками. Исследования завершились внедрением
стали 12Х5МА для изготовления баков окислителя и
горючего ракет Р-11, ШБ, Р-105 со сроком хранения
до одного года в заправленном состоянии.
Для производства баковых систем морских БР спе-
циалистами НИИ-88 совместно с ЦНИИ черной метал-
лургии разработана свариваемая аустенитно-феррит-
ная нержавеющая сталь повышенной прочности ЭИ811.
Эта сталь имеет предел текучести на 50 %, а предел
прочности на 25 % больший, чем у применявшейся до
этого стали 12Х18Н10Т. На заводах МЧМ освоено про-
изводство всех видов полуфабрикатов из ЭИ811, вы-
годно отличающейся от всех использовавшихся в дви-
гателестроении «ползучестью» при вакуумной пайке.
Указанная сталь применяется при изготовлении всех
ЖРД. Ее разработчики И.К.Успенская, К.Н.Лемаринье
и В.Н.Иорданский удостоены Государственной премии
СССР (1971 г.).
Для создания двигателя главного конструктора
В.П.Глушко 11Д43 потребовалась разработка нержаве-
ющей стали с прочностью 100-120 кгс/мм2, которая не
уменьшалась бы после высокотемпературной пайки.
Сотрудниками отдела совместно с НИИ-13 была раз-
работана сталь ЭП56, которая отвечала этому требо-
ванию. Сталь нашла широкое применение при изготов-
лении силовых узлов жидкостных ракетных двигателей
группы конструкторов (В.П.Глушко, А.М.Исаева), а так-
же силовых и крепежных механизмов в боевых ракет-
ных комплексах морского базирования.
Для производства корпусов твердотопливного
двигателя РК РТ-2 была создана высокопрочная сталь
ЭП257 с пределом прочности 190 кгс/мм. На заводе
«Арсенал» был разработан и внедрен спиралешовный
метод изготовления корпусов из предварительно упроч-
ненной стальной ленты. Совместно с НИИ технологии
машиностроения создан уникальный комплекс обору-
дования, позволяющий наладить серийное производ-
ство оболочек корпусов диаметром от 1000 до 2000 мм.
Примерно в это же время начинается исследова-
ние нового класса низкоуглеродистых мартенситных
коррозионно-стойких сталей ЭП678, ЭП679, ЭП810 и
создается сталь ДИ52 этого же типа. Преимущество
указанных сталей в том, что их упрочнение происхо-
дит в два этапа: первый этап - закалка сталей, после
чего они становятся технологичными для всех видов
механической обработки, второй этап - старение ста-
лей, в результате чего их прочность повышается до
требуемого уровня. При участии сотрудников отделе-
ния № 3 производство полуфабрикатов упомянутых
сталей было освоено металлургической промышлен-
ностью. Стали этого класса нашли применение в ракет-
ных комплексах главных конструкторов Л.Н.Лаврова,
В.П.Макеева, В.Н.Челомея. Дальнейшие исследования
в области криогенных температур и в газообразном
водороде подтвердили работоспособность сталей
этого класса в указанных средах. Впоследствии такие
стали использовались в качестве основного конструк-
ционного материала при создании двигателя 11Д122,
систем автоматики орбитального корабля «Буран»,
крылатых ракет, морских ракетных комплексов и стар-
товых установок главных конструкторов Л.Н.Лаврова,
В.П.Макеева, С.П.Ковалиса.
В связи с созданием ампулизированных ракет воз-
никла проблема сохранения герметичности стальных
деталей, длительное время находящихся под давлени-
ем компонентов топлива. Применяемые на тот момент
методы выплавки сталей на металлургических заводах
не позволяли во всех случаях обеспечивать герметич-
ность деталей и узлов автоматики. Сотрудниками отде-
ления была проведена комплексная работа по оценке
герметичности деталей различной толщины, изготов-
ленных из металла, подвергнутого рафинирующим
переплавам (электрошлаковому, вакуумно-дуговому,
двойному вакуумно-дуговому, вакуумно-дуговому
в переменном физическом поле). В результате были
выпущены отраслевые стандарты по выбору метода
переплава сталей и конструированию деталей клапа-
нов в зависимости от требований по герметичности.
С этого времени в ракетной технике применяются ста-
ли только после их рафинирующих переплавов.
Изыскание жаропрочных никелевых сплавов
и сталей для изготовления деталей и узлов ЖРД шло
по трем направлениям:
-	оценка сталей и сплавов, используемых в авиаци-
онных двигателях;
-	создание собственных сталей и сплавов, отли-
чающихся повышенной технологичностью при сварке,
поскольку основные теплонагруженные узлы ЖРД
представляют собой сложные сварные и сварно-пая-
ные конструкции;
-	разработка технологии сварки, исключающей об-
разование околошовных трещин как в процессе сварки,
так и при многочисленных технологических нагревах,
434
Глава 5
которым подвергаются конструкции в процессе их из-
готовления.
Поставленные перед отделением задачи были
успешно разрешены: была разработана жаростойкая
сталь ЭП750, выгодно отличавшаяся от применявшей-
ся в авиации стали ЭИ835 отсутствием склонности к
образованию трещин при сварке. Сталь использована
в двигателях всех ампулизированных ракет.
В связи с необходимостью создания материалов
для ЖРД, работающих на водороде, были разработа-
ны жаропрочные никелевые сплавы ЭП666 и ЭП915,
работоспособные в диапазоне температур от -253 до
750 °C. Впоследствии эти сплавы внедрены в двигате-
лях РД-0120, ЗД37, ЗД38,11Д315 и др.
За разработку, освоение и внедрение сталей и спла-
вов Государственной премии СССР за 1981 г. удосто-
ена группа сотрудников: Ю.И.Русинович, В.С.Тащи-
лов, И.А. Расторгуева. Работа велась под руководством
Ю.И.Русиновича. Основные ее исполнители -Л.А. Ми-
лорадова, В.Н. Иорданский, Н.В.Шиганов, К.В. Зайцев,
М.А. Мельников, С.С. Глоба, В.П. Ильина, В.С. Фридман,
И.К. Успенская, ААЖевачевский, О.Д.Башук, И.А. Са-
вицкий, Т.К. Орлова, М.А. Новицкая, М.В.Конради,
Г.Г. Конради, В.Г. Степанов, П.Г. Лапин, Р.Б.Лобжанид-
зе, Б.В.Куборский, К.Н.Лемаринье, И.А.Расторгуева,
Э.Д.Раймонд, РА. Синявина, О.П. Попов, В.С.Тащи-
лов, Г.Г.Кузнецов, З.Ф. Шустова, Н.А.Баресков, И.А. Бу-
сыгин, И.П.Галуненко, В.А. Троицкая, В.И. Калмы-
ков, РАБорисова, Ю.П. Гордеев, В.Б. Спиридонов,
Л.Н.Кузьминская, В.В.Орлов, НАСосулина, Н.М.Пяти-
летова, Н.Ф.Маврушина, В.И.Змиевский, Л.И.Пятышев,
А.В. Можаев, М.И. Селиванов.
В начале 1960-х гг. в комплексе № 3 были нача-
ты работы по освоению процессов производства ЖРД
из титановых сплавов, созданию новых, более жаро-
прочных и технологичных, чем сплав БрХ08, медных
сплавов для изготовления внутренних стенок камер
сгорания, а также исследованию возможности изго-
товления двигателей из сплавов на основе тугоплав-
ких металлов. В результате проведенных исследований
были разработаны и освоены металлургической про-
мышленностью сплавы на основе меди №№ 1,4 и 4А.
Основные исполнители - НАБаресков, ГА.Завьялова,
О.П.Попов, О.Е.Осинцев.
Работа по применению титановых сплавов про-
водилась следующим образом. Исследовались спла-
вы, разработанные в ВИАМ для создания различных
конструкций. Если было необходимо, то с участием
сотрудников отделения производилась доработка
металлургического производства на заводах МАП,
разрабатывалась технология применения сплава при
изготовлении опытных образцов конструкции. Затем
осуществлялось внедрение сплавов непосредственно
на заводе. Результатом работ в этой области явилось
внедрение сплавов ВТ6 и ВТ6С для изготовления шаро-
вых баллонов высокого давления всех ракет, начиная с
Р-11, а сплава 0Т4 - цилиндрических их баллонов.
Исследования работоспособности титановых спла-
вов ВТ6С, ВТ14, ВТЗ-1 в нагруженном состоянии по-
зволили заменить на всех ракетах стальные аккуму-
ляторы давления размером от 200 до 1200 мм, не
контактирующие с окислителями, на титановые, что
обеспечило снижение веса аккумуляторов на 50 %.
В связи с необходимостью изыскания материалов
для производства насосов жидкого водорода двига-
теля 11Д56 и его модификации 11Д56М разработаны
принципы выбора титановых сплавов для этих целей.
Воплощение получил сплав АТ2 в изделии 11Д56,
11Д56М, а позднее сплав ВТ5-1 КГ в качестве основ-
ного элемента топливного насоса - крыльчаток двига-
теля 11Д122.
В соответствии с ТЗ КБ «Южное» в Пермском КБМ
проведена отработка состава наиболее высокопрочных
титановых сплавов ВТЗ-1, ВТ23, разработана промыш-
ленная технология изготовления крупногабаритных
поковок из них и впоследствии штамповок диаметром
до 2,5 м и массой до 3 т. Это позволило внедрить спла-
вы при изготовлении закладных элементов двигатель-
ных установок ЗД65, ЗД66, ЗД67, PT-23, РТ-24.
Основные исполнители работ по титановым
сплавам - В.С.Соколов, Ю.И.Русинович, О.П.Попов,
А.А.Чуприна, В.Н.Иорданский, В.Н.Зарайский,
Е.АГусева, А.И. Климычев, Г.М.Халадин, МАКомаров,
Б.Г.Волков, Н.В.Шиганов, НАБаресков, З.М.Лебедева,
МАНовицкая, В.М.Полянский.
В связи с развитием исследований космическо-
го пространства предполагалось создание ядерных
ракетных двигателей и электрореактивных двига-
тельных установок. Конструктивными материалами
для изготовления таких двигателей могли быть толь-
ко тугоплавкие металлы: молибден, ниобий, тантал,
вольфрам. Отделение № 3 проводит работы по иссле-
дованию гаммы этих сплавов, изготовлению и испы-
танию модельных и макетных конструкций, различных
узлов из молибденовых и ниобиевых сплавов приме-
нительно к процессам, происходящим в ЯРД и ЭРДУ.
Как побочная ветвь таких работ проводятся широкие
исследования тугоплавких металлов применительно к
камерам сгорания двигателей малой и средней тяги,
обеспечивающих управление КА. Работы завершены
внедрением ниобиевых сплавов в конструкциях двига-
телей КБХМ им. А.М.Исаева.
За участие в работах по созданию и освое-
нию ниобиевых сплавов сотруднику отделения № 3
ЦНИИмаш В.И.Пыльникову присуждена Государ-
ственная премия СССР. Основные исполнители ра-
бот - ЕА Гусева, В.И.Пыльников, В.И.Селиванов,
Е.Е.Зайцева, РАКушлянская, ИА.Котерев, Ю.И.Ру-
синович, Б.В.Куборский, Н.В.Шиганов, Н.А.Баресков,
З.МЛебедева, Ю.С.Лопатин.
435
История развития отечественного ракетостроения
С созданием космической техники потребовалась
разработка уникальных экспериментальных устано-
вок для оценки применимости материалов в экстре-
мальных даже по сегодняшним понятиям условиях.
Это весьма низкие (до -259 °C) и весьма высокие
(3200 °C) температуры, высокие скорости деформи-
рования и нагрева материала, действие агрессивных
сред и газообразного водорода при высоких темпера-
турах и давлениях. Работы выполнялись под руковод-
ством Г.ГКонради.
Разработка средств для испытаний материалов
в среде жидкого водорода началась еще в 1959 г.
В 1961 г. были проведены первые испытания образ-
цов стандартных размеров, а в 1965 г. был выпущен
стандарт на методы механических испытаний матери-
алов в среде жидкого водорода. Следует отметить, что
стандарты СССР на указанные виды испытаний были
разработаны с участием уже сотрудников НПО «Ком-
позит» в 1977 г„ а в развитых капиталистических
странах их нет до настоящего времени, хотя созданию
водородной энергетики и технологии уделяется осо-
бое внимание. Выполненные разработки защищены
одиннадцатью авторскими свидетельствами. Изучены
свойства более 300 материалов различных классов, из
которых практически применяются около 100.
В начале 1960-х гг. начаты исследования по оценке
свойств материалов в среде газообразного водорода
при высоких температурах и давлениях. К настоя-
щему времени в указанных условиях изучено около
100 материалов, из которых практически применяется
около 30. В работах по данному направлению актив-
ное участие принимали В.И.Змиевский, Л.И.Пятышев,
В.А.Меньших, Е.П.Замилацкий, Б.С.Александров.
В1968 г. был введен в эксплуатацию корпус косми-
ческого материаловедения, оснащенный оборудовани-
ем для всех необходимых исследований поведения ма-
териалов в космических условиях и в среде водорода.
Этот корпус и сегодня является одной из немногих баз
по исследованию свойств материалов в космическом
пространстве и при низких криогенных температурах
жидкого водорода.
В 1960—1970-е гг. проводились исследования по
созданию экспериментальных средств для испытаний
на растяжение, сжатие, ползучесть, длительную проч-
ность, твердость при температуре до 2000 °C в вакууме
сплавов на основе тугоплавких металлов и изучение их
свойств. В работах принимали участие В.А. Меньших,
В.И.Змиевский, Л.И.Пятышев, А.М.Гришин, Е.П.Зами-
лацкий, Г.Н.Смирнов, Л.А.Понизов. Работы защищены
четырьмя авторскими свидетельствами.
В середине 1960-х гг. особое внимание стали уде-
лять недопустимости трещиноподобных дефектов в
материалах. В нашей стране и за рубежом были раз-
виты эмпирические и строгие математические ме-
тоды оценки качества материалов. В сравнительно
короткие сроки были созданы необходимые для это-
го экспериментальные средства и освоены передо-
вые по тем временам методы. В работах принимали
участие А.В.Можаев, В.И.Змиевский, В.Н.Кропотин,
Л.М.Жакевич.
В ЦНИИмаш в обеспечение работ отделения № 3
была создана универсальная база по переработке
бериллиевых сплавов (ковке, штамповке, литью, тер-
мообработке, механической обработке и др.), иссле-
дованию физико-механических свойств и разработке
технологии изготовления изделий из бериллия и его
сплавов, в т.ч. с применением сварки и пайки.
Эти разработки позволили изготовить из бериллия
и его сплавов, обладающих высокой удельной прочно-
стью и жесткостью, гироприборы для КА «Марс-5» и
«Марс-6», элементы термостабилизации для КА «Ве-
нера-8», СТР различных видов и др.
При изготовлении рам солнечных батарей, днищ
спускаемых аппаратов и других элементов конструк-
ций алюминиево-бериллиевый сплав АБМ позволил
снизить их вес на 20-30 %. Основные исполнители
работ - В.И.Бельковский, И.В.Милов, М.А.Комаров,
И.Н.Шиганов, Е.В.Выговский.
Поскольку сварка в ракетостроении была и остается
одним из главных процессов, определяющих возмож-
ность создания легких и высокопрочных конструкций,
важным моментом явилась разработка отраслевой
нормали «Сварка. Общие технические требования»,
внедрение которой позволяет до настоящего време-
ни регламентировать качество и надежность свар-
ных конструкций РКТ. Основные исполнители ра-
бот - ЛАМордвинцев, ПАМельников, Н.В.Шиганов,
В.М.Годин, Е.А.Гусева.
Впервые в практике отечественного машинострое-
ния была разработана технология изготовления свар-
ных аккумуляторов давления (торовых баллонов) из
стали ЗОХГСА прочностью 120 кгс/мм2 с применением
автоматической сварки под слоем флюса. Основные
исполнители - Н.В.Шиганов, ИАБусыгин, Т.К.Орлова.
В начале 1950-х гг. Национальным институтом ави-
ационных технологий МАП для соединения аустенит-
ных нержавеющих сталей был освоен новый способ их
дуговой сварки в среде аргона. Такой способ позволял
резко повысить качество сварных соединений. Одна-
ко сварочного оборудования для этого отечественной
промышленностью не выпускалось, и, кроме того,
процесс был мало изучен применительно к сварке
алюминиевых сплавов и низколегированных сталей.
Поэтому наряду с разработкой технологии процесса
велось создание оборудования совместно с ВНИИСО.
Исследования завершились разработкой и серий-
ным изготовлением источников питания УДАР-300
и УДАР-500, осциллятора ОСП-88, сварочных горе-
лок ГРАД-200 и ГРАД-500. Основные исполнители -
К.М.Лемаринье, ЕАГусева, О.П.Попов, В.В.Белый.
436
Глава 5
Разработка и внедрение аргонно-дуговой сварки в
производство позволили существенно повысить уро-
вень его технологии в ракетостроении. В частности,
стало возможным изготовление корпусов баков с ожи-
вальной частью, являющихся одновременно и несущей
оболочкой ракеты. Применение других известных в то
время способов сварки не. гарантировало достаточно
пластичных швов, обеспечивающих калибровку и де-
формацию материала при получении оживала. Кроме
этого, с разработкой АРДС стала возможной сварка
тонколистовых конструкций, например сильфонов, и
применение в качестве конструкционных материалов
сплавов на основе титана и тугоплавких металлов: ни-
обия, молибдена, вольфрама.
В эти же годы наряду с разработкой новых мате-
риалов и покрытий развернулась работа по исследо-
ванию возможности использования контактной сварки
малоуглеродистых и нержавеющих сталей при изготов-
лении двигателей главных конструкторов А.М.Исаева,
Д.Д.Севрука, М.В.Мельникова, а также алюминиевых
сплавов для соединения элементов баков. При этом
разрабатывались электродные материалы, оборудова-
ние для сварки и средства контроля ее качества. К вы-
полнению подобных исследований были подключены
ВНИИСО, Московский институт цветных металлов и
золота Министерства высшего и среднего образова-
ния СССР и МАТИ Министерства высшего и среднего
специального образования РСФСР. Работы заверши-
лись внедрением процесса контактной сварки на за-
водах, изготавливающих двигатели СОЭ-29, С2.253
и др. Основные исполнители - В.М.Годин, К.К.Билев,
Н.Д.Машков.
С целью разработки технологии изготовления
паяных камер сгорания нового поколения ЖРД в ла-
боратории сварки организуется группа пайки. Успеш-
но завершаются работы над совершенно новым, не
имеющим аналогов в передовых странах Запада, спо-
собом соединения оболочек камер сгорания, позво-
лившим значительно повысить мощность и удельные
характеристики ЖРД. Работа закончилась внедрени-
ем технологии при производстве двигателя С2.1100
изделия «Буря» и рулевого двигателя МБР Р-7. Ос-
новные исполнители - П.А.Мельников, НАБуланов,
Н.А.Баресков.
При создании ракет для подводного флота (в от-
личие от базирующихся на суше и надводных кора-
блей) требовалась более плотная их компоновка. Это
достигалось путем затопления двигателя в топливные
баки и ликвидации межбаковых пространств, для чего,
в свою очередь, потребовались разработка техноло-
гии соединения стальных его элементов с элементами
алюминиевого бака и установка одного разделитель-
ного днища из абсолютно непроницаемого материала
между баками окислителя и горючего. Решение этой
проблемы было возложено на лабораторию контакт-
ной сварки и пайки отделения № 3. Поиск закончил-
ся внедрением технологии соединения разнородных
материалов через биметаллические переходники, по-
лученные путем сварки трением из биметаллических
листов алюминиевый сплав - нержавеющая сталь.
Заготовки для разделительного днища изготавливали
путем сварки взрывом набора алюминиевый сплав -
алюминий - алюминиевый сплав. Полученные таким
образом листы триметалла обеспечивали надежную
защиту от перетечки содержимого в баках. Основные
исполнители - В.М.Годин, В.В.Трутнев, А.Ф.Якушин,
С.М.Борисенков, ААДунаев.
Группой специалистов - металловедов, гальва-
ников, сварщиков, паяльщиков - на опытном заводе
ОКБ-456 была разработана технология изготовления
(сварки, пайки, штамповки, гальванических покрытий)
камеры сгорания двигателя 8Д710, используемого для
запуска спутников серии «Космос». Основные испол-
нители - ПАМельников, Н.А.Баресков, З.М.Лебедева,
В.С.Соколов, Л.НХромова, ВАКунавина. Совмест-
но с ОКБ ЦНИИмаш создается оборудование для
сварки сплавов на основе тугоплавких металлов,
изготавливаются опытные узлы двигателей разра-
ботки отделения № 4 ЦНИИмаш и ОКБ-1 для стен-
довых испытаний. Основные исполнители - Е.А. Гу-
сева, Ю.С. Лопатин, З.МЛебедева, В.И.Селиванов,
Б.В.Куборский, НАБаресков, Н.С.Кузьмин, Т.С.Рит-
тенберг, Ю.С.Лопатин.
Первый опыт производства камер сгорания из
стали Х18Н9Т показал, что при пайке припоями на ос-
нове меди в узлах из этой стали образуются трещины.
Трещины возникали и при последующей сварке паяных
узлов. Эффективным средством предупреждения по-
явления подобных трещин явилось применение стали
ЭИ811, которая, как было установлено в этих случаях,
не склонна к образованию трещин. К тому же, обладая
лучшими пластичными свойствами при температуре
пайки, сталь ЭИ811 обеспечивала более плотное при-
легание друг к другу тяжелых элементов двухоболо-
чечной КС, тем самым достигалась большая стабиль-
ность изделия в целом.
Благодаря перечисленным преимуществам, сталь
ЭИ811 нашла широкое применение не только в ракето-
строении, но и в других отраслях народного хозяйства.
Основные узлы изделий: ГЧ, баки, приборные от-
секи, баллоны высокого давления, ТНА, камеры сго-
рания и т.д. - являются сварными металлическими
конструкциями. Естественно, от качества сварки в
огромной степени зависит качество изделия в целом:
его прочность, герметичность, коррозийная стойкость
и т.п. Указанные конструкции, как правило, выполня-
лись из новых малоизученных в части свариваемости
материалов на основе Fe, Ni, Al, Mg, Си и других эле-
ментов, а требования к качеству сварных соединений в
РКТ существенно превышали принятые для граждан-
437
История развития отечественного ракетостроения
ской продукции. Поэтому специалисты отделения № 3
на всех этапах являлись активными участниками соз-
дания образцов новой техники, в частности, решения
вопросов по сварке изделий из новых материалов.
На основе опыта работ на заводах отдел сварки
как головной по отрасли разрабатывал стандарты на
сварные материалы, методы сварки, а также основные
требования к качеству сварных соединений. Из числа
многочисленных разработок отдела, помимо упомя-
нутых выше, следует отметить наиболее важные, вы-
полненные в 1949-1975 гг:
-	разработаны оригинальные активизирующие
флюсы, наносимые тонким слоем на свариваемые
кромки и обеспечивающие повышение проплавля-
ющей способности сварочной дуги в 2-2,5 раза, что
позволило производить аргонно-дуговую сварку ста-
лей и жаропрочных никелевых сплавов толщиной до
8 мм с полным проплавлением, без разделки кромок
и использования присадочного металла. Без флюса
это можно было обеспечить лишь при толщине листов,
не большей 4 мм. Применение активирующих флюсов
дало высокий технико-экономический эффект на ряде
заводов при сварке разнообразных узлов ЖРД (ТНА,
газоводов, камер сгорания и др.);
-	разработан и внедрен при изготовлении коль-
цевых, круговых и меридиональных швов крупно-
габаритных баков из высокопрочного алюминиево-
го сплава 1201 носителя «Энергия» новый способ
сварки электродом, плавящимся в щелевую разделку,
с повышенной частотой импульсов сварочного тока
(ИДСП-1). Достоинством этого способа является вы-
сокая экономичность и стабильность качества сварки
по сравнению с трудноосуществимым в таких случаях
методом электронно-лучевой сварки, ранее рекомен-
дованным ИЭС им. Е.О.Патона;
-	выполнен комплекс работ по совершено ново-
му неизученному направлению - разработке методов
и средств нагрева материалов для их сварки и пайки
в космосе. С учетом специфики работ (невесомости,
вакуума, ограниченности энергетических возможно-
стей и др.) были исследованы следующие источники
энергии: механическая энергия («холодная сварка»),
лучистая энергия солнца и дуговых ламп, электриче-
ская дуга с применением полого катода, теплометал-
лургические реакции.
Работы завершились созданием эксперименталь-
ных бортовых устройств «Контакт», «Катод», «Ксе-
нон» и «Реакция», работоспособность которых была
проверена в условиях кратковременной невесомости
на летающей лаборатории. Устройство «Реакция»
было успешно испытано на станции «Салют-5» при
экзопайке трубчатых элементов. Технология экзопай-
ки была принята НПО им. С.АЛавочкина как основной
способ для герметизации грунтозаборных устройств,
возвращаемых на Землю с планет Солнечной системы.
В ходе исследований были разработаны слоистые
композитные материалы из трудно свариваемых
между собой металлов, соединенных с применением
методов сварки без расплавления: взрывом, трением,
прокаткой в вакууме, диффузионным методом, что
обеспечило создание конструкций с принципиально
новыми свойствами. Так, из слоистого композитного
материала титан-ниобий-титан впервые был изготов-
лен неохлаждаемый насадок сопла ЖРД изделия глав-
ного конструктора М.В.Мельникова.
Переходные трубчатые элементы из двухслойно-
го композита алюминий-сталь обеспечили получение
высоконадежных сварных соединений стальных и
алюминиевых трубопроводов взамен механических
резьбовых соединений во многих изделиях наземного
и морского базирования.
Применение трехслойного листового композита
АМг6-АД1-АМг6 для изготовления разделительного
днища в баковой системе окислитель-горючее позво-
лило качественно изменить конструктивное решение
изделия морского базирования с обеспечением высо-
кой его надежности по герметичности.
Переходные элементы из биметаллов сталь-титан,
сталь-медь, сталь-молибден обеспечили возмож-
ность сварки плавлением элементов конструкции из
различных трудносвариваемых металлов. Основные
исполнители - В.М.Годин, А.Ф.Якушин, В.В.Трутнев,
А.А.Дунаев и др. На основе комплекса теоретических
и экспериментальных исследований создан принципи-
ально новый тип «жертвенных» теплоизоляционных
материалов, работающих заданное время в условиях
высоких температур.
Разработанные композиции теплозащитных мате-
риалов типа асботекстолита и стеклотекстолита обе-
спечили создание ГЧ межконтинентальных ракет и
теплозащиту СА с первым человеком, побывавшим в
космосе, от высокоскоростного газового потока при
прохождении аппаратом плотных слоев атмосферы.
После всестороннего исследования свойств новых
неметаллических и теплозащитных материалов для
ракет морского базирования главного конструктора
В.П.Макеева и технологий применения таких матери-
алов последние внедрены в практику ракетостроения.
Кроме этого, разработан уникальный по стойкости
против уноса массы материал типа углерод-углерод,
обеспечивающий сохранение геометрии объектов при
сверхвысоких скоростях их входа в плотные слои ат-
мосферы. К достижениям материаловедов относятся
новые высокопрочные композиции стекло-, органо-,
углепластиков и технологии изготовления из них
корпусов и элементов соплового блока РДТТ, позво-
ляющие добиться необходимых ТТХ изделий, а также
тонкослойное легковесное ТЗП, обеспечивающее со-
хранность корпуса ГЧ, обтекателя и днища ракеты на
активном участке траектории ее полета.
438
Глава 5
Отделение № 3 имело исключительно благопри-
ятные условия для отработки теплозащитных мате-
риалов, т.к. могло использовать результаты теорети-
ческих исследований отделения № 1, занимающегося
вопросами теплообмена, и его уникальные в масштабе
страны тепловые аэродинамические трубы и установ-
ки. Основной вклад в разработку указанных материа-
лов внесли И.С.Белевич, Н.В.Шиганов, ААСеверов,
А.И.Асташенко, Е.К.Фургина, А.Г.Рысева, В.Л. Никули-
на, Ю.Г.Бушуев, М.И.Персин, Ю.Е. Медведев, В.Н.Тюка-
ев, А.И.Степанова и др.
В начале 1960-х гг. проводились интенсивные ис-
следования по разработке методов и изучению свойств
графитов, в т.ч. насыщенных ураном 235 и 238: были
созданы установки, позволявшие при температурах до
3200 °C получать кривые растяжения и сжатия мате-
риалов, кривые их ползучести, было впервые показа-
но, что графит после 2500 и вплоть до 3000 °C об-
ладает ползучестью, а его прочностные свойства при
этом повышаются. С помощью разработанных методик
исследована серия графитовых материалов. Рабо-
ты выполнялись МАФедотовым, ЛАПонизовым,
В.И.Змиевским, Е.П.Замилацким.
В связи с ростом объема работ и требований к
материалам по постановлению ЦК КПСС и Совмина
СССР от 20 декабря 1973 г. было дано разрешение на
создание в рамках Минобщемаша самостоятельного
научно-исследовательского института материаловеде-
ния - ЦНИИМВ, а приказом министра общего маши-
ностроения от 20 января 1975 г. такой институт был
образован на базе научного отделения № 3 ЦНИИмаш
(ныне - ОАО НПО «Композит»), На сегодня институт
является одной из авторитетнейших материаловедче-
ских организаций государственного значения, поддер-
живающей тесные деловые связи с другими предпри-
ятиями ракетно-космической отрасли и ЦНИИмаш.
Работы по обеспечению надежности
ракетно-космической техники
В 1960-х гг. необходимость решения в кратчайшие
сроки геополитических задач страны, в первую очередь
по обеспечению обороноспособности и приоритетного
исследования космического пространства, обусловила
быстрые темпы создания новых поколений ракетных и
космических комплексов и соответствующей ракетно-
космической инфраструктуры.
В соответствии с новыми задачами увеличились
сложность и наукоемкость конструкций ракет, голов-
ных частей, космических аппаратов, двигательных
установок, систем управления. В основу функциониро-
вания агрегатов и приборов закладываются новые кон-
структивные и физические принципы, используются
новые конструкционные материалы и технологические
процессы. Резко увеличивается номенклатура созда-
ваемой техники, ужесточаются требования к ее ТТХ,
к сокращению сроков проектирования и разработки.
Интуитивный и эмпирический подходы к обеспечению
работоспособности техники не удовлетворяли более
требованиям практики. Возникли предпосылки для
создания новой научной дисциплины - теории надеж-
ности, исследующей и научно обосновывающей общие
методы и приемы, которых следует придерживаться
при проектировании, изготовлении, приемке и экс-
плуатации ракет и КА для обеспечения максимальной
эффективности их использования.
Организационно служба надежности в ракетно-кос-
мической отрасли и в НИИ-88 была создана приказом
ГКОТ в октябре 1963 г. С момента образования Ми-
нистерства общего машиностроения, головного в об-
ласти разработки и создания ракетных и космических
комплексов, руководство министерства (министр -
СААфанасьев, заместитель - Г.А.Тюлин) и руковод-
ство НИИ-88 (директор - ЮАМозжорин, заместители
директора-А.Г.Мрыкин и В.Ф.Грибанов) уделяли при-
оритетное внимание вопросам обеспечения надежно-
сти РКТ. Отделом надежности в это время руководили
В.Р.Серов (до 1967 г.) и А.И.Рембеза; лабораторией на-
дежности космических средств - Д.Д.Севрук.
В первые годы основными задачами службы на-
дежности были разработка и внедрение методов за-
дания, нормирования, оценки и контроля уровня на-
дежности каждого комплекса и его основных изделий.
Были созданы и утверждены первые межотраслевые
методики, справочник по лямбда-характеристикам
элементов, положение о службах надежности в КБ и
на заводах. В НИИ-88 регулярно проводился научный
семинар МОМ по надежности ракетной и космической
техники с участием представителей других оборонных
отраслей и Министерства обороны. Под редакцией
Д.Д.Севрука, А.И.Рембезы и В.Ф.Грибанова издано
9 выпусков научно-технических сборников статей «Во-
просы надежности ракетно-космической техники».
Эти сборники сыграли важную роль в формировании
и внедрении в практику научно-технической методоло-
гии оценки, обеспечения и контроля надежности изде-
лий. Однако этого было недостаточно.
Анализ причин аварий при летных испытаниях ра-
кетных и космических комплексов показал, что низкий
уровень надежности ракетных и космических ком-
плексов в 1967-1970 гг. обуславливался недостатками
в организации и планировании процесса НИОКР, от-
сутствием единого порядка создания и серийного про-
изводства ракетно-космических объектов, отсутствием
необходимой в отрасли и на предприятиях-разработ-
чиках экспериментальной базы, нарушениями этапно-
сти отработки и поставки этих изделий на ЛИ.
Из многочисленных факторов, рассмотренных
при анализе причин низкого уровня надежности ком-
439
История развития отечественного ракетостроения
плексов, следует выделить два. Первый заключается в
том, что при образовании Министерства общего ма-
шиностроения в 1965 г. в него вошли предприятия и
организации многих министерств и ведомств. Каждое
из них имело свой многолетний опыт проектирования,
отработки и изготовления изделий, что обеспечило до-
статочный уровень их индивидуальной надежности. Но
попадая в состав изделия более сложной структуры,
разработанного другим предприятием, оно не подвер-
галось комплексным испытаниям и проверкам. Это
происходило потому, что требования системы ведения
чертежного хозяйства либо не предусматривали таких
испытаний, либо для их проведения не было необходи-
мых экспериментальных средств.
Второй фактор заключался в том, что процесс соз-
дания новых, более сложных комплексов значительно
обгонял развитие экспериментальной базы, которая
могла бы проводить комплексную отработку оконча-
тельно собранных систем и агрегатов ракет, PH, КА
перед отправкой их на летные испытания.
Поэтому основной объем отработки сопряженных
изделий для их совместного функционирования реа-
лизовывался при ЛКИ, когда отказы, как было указа-
но выше, проявлялись, прежде всего, на стыках этих
систем. И если такой подход к комплексной отработке
изделий РКТ оправдывался при создании первых про-
стых и дешевых ракет и космических объектов, то при
изготовлении сложных ракетных и космических ком-
плексов он стал неприемлемым. Требовалось «сце-
ментировать» предприятия, участвующие в создании
и серийном производстве таких изделий, единым по-
рядком, который регламентировал бы организацию и
планирование НИОКР, этапность и обязательный объ-
ем работ на этих этапах, условия принятия решений
после каждого этапа, систему ответственности на всех
уровнях от исполнителя до руководителей министерств
и ведомств за обеспечение уровня надежности, а также
систему контроля за полнотой выполнения работ по
обеспечению надежности, определенных техническим
заданием, и технической готовности каждого опытного
образца перед отправкой его на ЛИ. Другими словами,
руководство МОМ в 1969 г. поставило задачу создать и
внедрить в производство в кратчайшие сроки систему,
которая обеспечивала бы создание или модернизацию
ракетных и космических комплексов с требуемым вы-
соким техническим уровнем и надежностью в установ-
ленные сроки и минимальными затратами, а также
обеспечить успешное выполнение программы полета
первыми опытными образцами.
В 1970 г. Комиссия Совета Министров СССР по
военно-промышленным вопросам утвердила план
разработки комплекса нормативно-технической до-
кументации, регламентирующей систему обеспечения
качества и надежности ракетно-космических комплек-
сов, и комплексный план развития экспериментальной
базы отрасли.
ГЛАВА 6
«СПОР ВЕКА», ИЛИ «МАЛАЯ ГРАЖДАНСКАЯ ВОЙНА» В РАКЕТОСТРОЕНИИ
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ УР-100К, УР-100У, УР-100Н
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ Р-36М, МР-УР-100, Р-36М УПХ
МР-УР-100 УТТХ
КОМАНДНАЯ РАКЕТА 15А11 «ПЕРИМЕТР»
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ «ТЕМП», «ТЕМП-С», «ТЕМП-2С»
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ «ПИОНЕР», «ПИОНЕР-УТТХ»,
«ПИОНЕР-3», «СКОРОСТЬ», «КУРЬЕР»
РАЗРАБОТКА И ПРОИЗВОДСТВО МОРСКИХ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ Р-29Р, Р-39, Р-29РМ
И ИХ МОДИФИКАЦИЙ
МОРСКАЯ ТВЕРДОТОПЛИВНАЯ РАКЕТА Р-31
КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС «ЦИКЛОН-3»
КОСМИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ «СОЮЗ-У», «СОЮЗ-У-2»
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЭНЕРГИЯ»
ВКЛАД ЦНИИмаш В РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ
1970-е годы
'lift.'барлит
«СПОР ВЕКА»,
или «МАЛАЯ ГРАЖДАНСКАЯ ВОЙНА»
Созданные к середине 1960-х гг. БРК второго по-
коления с МБР УР-100, Р-9, Р-36 и РТ-2 вместе с соз-
данными ранее БРК с МРБ Р-7А и Р-16 и позволяли
достичь паритета с США по количеству МБР. Однако
в связи с развертыванием в конце 1960-х гг. в США
комплексов с высокоточными МБР «Минитмен-3»
и БГПЛ «Посейдон», оснащенных разделяющимися
головными частями с индивидуальным наведением
боевых блоков на цели, сложились предпосылки для
нанесения США упреждающего удара.
В этих условиях в конце 1960-х гг. в руководстве
Вооруженных Сил и ОПК возникла острая дискуссия
о путях парирования возможной угрозы, в которую
были вовлечены и разработчики ракетных комплексов,
названная в литературе «Малой гражданской войной»,
или «Спором века».
Возникли две крупные группы, отстаивающие либо
предложения ЦКБМ, либо КБ «Южное». В одну груп-
пу входили А.А.Гречко, СААфанасьев, В.Н.Челомей,
В.П.Бармин, В.И.Кузнецов, В.Г.Сергеев, В.М.Барышев
и др. В другой были Д.Ф.Устинов, М.В.Келдыш,
М.К-Янгель, Л.В.Смирнов, ЮАМозжорин, В.П.Глушко,
НАПилюгин и др.
Предложения КБ «Южное» заключались в развер-
тывании новых тяжелых ракет Р-36М и замене УР-100
и УР-100К новыми ракетами МР-УР-100 в существу-
ющих ШПУ с повышением их защищенности. Ракеты
оснащались разделяющимися головными частями
(8 ББ на Р-36 и 4 ББ на МР-УР-100). Повышение защи-
щенности предлагалось обеспечить за счет упрочнения
ШПУ и установки более совершенной системы амор-
тизации, старт при этом предполагалось осуществлять
с применением пороховых аккумуляторов давления
(минометный старт). Предлагалось прекратить нара-
щивание количества ШПУ, ввести в группировку под-
вижные грунтовые или железнодорожные комплексы.
ЦКБМ предлагало сохранить значительное количе-
ство развернутых ранее УР-100 и шедшую ей на замену
УР-100К в относительно слабо защищенных ШПУ
(-1000 шт.), а для повышения эффективности действий
РВСН предлагался к разработке новый ракетный ком-
плекс с МБР УР-1 ООН (с шестью боевыми блоками инди-
видуального наведения), размещаемых в дорабатываемых
в части повышения стойкости ШПУ ракет УР-100 и в ШПУ
повышенной защищенности новой разработки. При этом
группировка ракет УР-100 / УР-100К за счет большого
количества ШПУ обеспечивала выживаемость большого
количества ракет, достаточного для нанесения противнику
неприемлемого ущерба в ответном ударе, а группировка
УР-1 ООН обеспечивала поражение высокозащищенных и
прикрываемых ПРО особо важных объектов
Для рассмотрения разногласий и подготовки пред-
ложений решением ВПК была создана Межведом-
ственная комиссия под председательством Президента
АН СССР академика М.В.Келдыша, которой не удалось
подготовить подходящее решение.
441
История развития отечественного ракетостроения
Ракета УР-100Н Ракета Р-36М Ракета МР-УР-100
Затянувшийся спор был разрешен на заседании Со-
вета обороны 27 августа 1969 г. в Крыму. В Решении
Совета обороны предписывалось: ЦКБМ с корпораци-
ей создать комплекс ракет УР-1 ООН с установкой их в
упрочненные шахты ОС-84; КБ «Южное» с корпорацией
создать комплекс тяжелых ракет Р-36М с установкой их
в упрочненные шахты ОС-67 и комплекс легких ракет
МР-УР-100 с установкой в упрочненные шахты ОС-84.
Решением Совета обороны одобрялась доктрина
гарантированного ответного удара, т.е. доктрина сдер-
живания, предлагаемая ЦНИИмаш. Открывалась дорога
подвижным ракетным комплексам наземного базиро-
вания. Не была забыта и ракета УР-100К. Она уже соз-
давалась по заказу Минобороны не как ракета нового
поколения, а для замены выработавших гарантийный
ресурс ракет УР-100, ШПУ которых не успевали до-
рабатываться для размещения новых ракет УР-1 ООН и
МР-УР-100. Ракета УР-100К оснащалась тремя ББ. Ре-
шения Совета Обороны были закреплены Постановле-
нием ЦК КПСС и Совмина СССР от 2 сентября 1969 г.
«Спор века», несмотря на все издержки, имел по-
ложительные стороны. Напряженная работа головных
КБ с кооперацией позволила к середине 1970-х гг. соз-
дать и принять на вооружение комплексы боевых ракет
с РГЧ ИН и обеспечить их высокую защищенность. Раз-
вертывание этих комплексов быстрыми темпами по-
зволило успешно решить важнейшую проблему ядер-
ного сдерживания и ставило на повестку дня вопрос о
необходимости сокращения СНВ в США и СССР.
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
&£.Нгстеро&
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
МБРУР-100К
После завершения дискуссий в рамках так называ-
емого «Спора века» В.Н.Челомею была задана разра-
ботка ракетного комплекса с ракетой УР-1 ООН. Также
было принято решение о сохранении значительного
количества РК с ракетами УР-100К и разработке РК
с ракетами УР-100У. Ракеты УР-100У должны были
размещаться в ШПУ ракет УР-100К, так как после мо-
дернизации эти ШПУ получали повышенную степень
защищенности.
Разработка МБР УР-100К осуществлялась в соот-
ветствии с постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от
21 июля 1967 г. Основными задачами, решаемыми
ЦКБМ при создании РК с МБР УР-100К, являлись:
-	повышение точности стрельбы;
-	повышение эффективности поражения целей;
-	повышение эффективности преодоления ПРО;
-	повышение боеготовности;
-	придание РК возможности дистанционного пере-
прицеливания по одной из заранее заданных целей;
-	расширение диапазона азимутов стрельбы;
-	дальнейшее улучшение эксплуатационных харак-
теристик РК.
Направления совершенствования РК соответствова-
ли требованиям Постановления ЦК КПСС и СМ СССР
от 12 июля 1966 г. «Об основных направлениях разви-
тия вооружения и военной техники на 1966-1970 гг.».
Решение поставленных задач обеспечивалось за
счет:
-	увеличения забрасываемого веса;
-	применения РГЧ с тремя боевыми блоками (без
индивидуального наведения боевых блоков на цели)
либо моноблочной ГЧ повышенной мощности;
-	использования для комплектации ГЧ боевых
блоков новой разработки - высокоскоростных, со сни-
женным атмосферным рассеиванием, с повышенной
стойкостью к ПФЯВ;
-	использования комплекса средств противодей-
ствия противоракетной обороне;
-	повышения точностных характеристик системы
управления;
-	применения дистанционного ввода полетного за-
дания для стрельбы по различным целям;
-	сокращения времени пуска ракеты из состояния
полной боевой готовности;
442
Глава 6
-	применения универсальной системы дистанци-
онного управления;
-	значительного увеличения времени между ре-
гламентными работами и сокращения продолжитель-
ности самих регламентных работ;
-	сокращения времени постановки на боевое де-
журство.
Структура нового ракетного комплекса с МБР УР-
100К была аналогична структуре РК с ракетой УР-100.
Ракеты УР-100К размещались в ШПУ ракет УР-100,
дорабатываемых в части наземной аппаратуры СУ и
обеспечивающих устройств. В ракете УР-100К были
сохранены основные конструктивные решения, при-
нятые в ракете УР-100 и подтвердившие свою целе-
сообразность в ходе эксплуатации. ДУ всех ступеней
ракеты УР-100К были аналогичны ДУ ракеты УР-100.
Необходимый прирост энергетики обеспечивался уве-
личением запаса топлива за счет увеличения длины
ступеней. Диаметр ракеты остался неизменным. Пол-
ностью была сохранена конструкция ТПК.
Для ракеты УР-1ООК НИИ-944 (НИИ ПМ им.
В.И. Кузнецова) была разработана новая автономная
инерциальная система управления. Генеральным кон-
структором В.Н.Челомеем было принято решение раз-
рабатывать разделяющуюся головную часть в ЦКБМ,
моноблочную - в филиале № 1. Для комплектации ГЧ
использовались боевые блоки новой разработки - вы-
сокоскоростные, со сниженным атмосферным рассе-
иванием, с повышенной стойкостью к ПФЯВ.
В.Н.Вишневского, назначенно-
го заместителем технического ру-
ководителя по летным испытаниям
РГЧ, можно с полным основанием
считать родоначальником группы
ведущих конструкторов по балли-
стической тематике в ЦКБМ. Под
его руководством создавался и на-
бирался опыта коллектив ведущих
конструкторов, крепло сотрудни-
чество с филиалом № 1. После
В.Н.Вишневского в октябре 1970 г.
главным ведущим конструктором
был назначен Б.М.Денисов.
Значительная преемственность
конструкции ракеты обеспечила
достаточно высокие темпы раз-
работки, отработки и развертыва-
ния нового ракетного комплекса,
а также положительно повлияла
на общую надежность комплекса.
Принятые мероприятия значитель-
но упростили эксплуатацию РК,
повысили его боеготовность и эф-
фективность боевого применения,
а также значительно сократили
расходы на его обслуживание.
Летные испытания РК с МБР УР-100К проходили
на космодроме Байконур с июля 1969 г. по март 1971 г.
Руководство Госкомиссии на полигоне. 1970 г
443
История развития отечественного ракетостроения
Всего было проведено двадцать восемь пусков ракет в
рамках летных испытаний и пуски четырех серийных
ракет УР-100К с целью набора дополнительной ста-
тистики. Председателем Государственной комиссии
был назначен заместитель начальника Главного управ-
ления ракетного вооружения РВСН генерал-майор
В.П.Морозов, техническим руководителем испытаний
- В.Н.Челомей.
По результатам летных испытаний ракетного ком-
плекса с МБР УР-100К Государственной комиссией по
летным испытаниям было сделано заключение о соот-
ветствии РК с МБР УР-100К ТТТ Министерства оборо-
ны и возможности принятия его на вооружение РВСН.
Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 28 декабря
1972 г. ракетный комплекс с МБР УР-100К был принят
на вооружение.
Развертывание РК с МБР УР-100К осуществлялось
с 1971 по 1975 г. К1972 г. на боевое дежурство было
поставлено 20 пусковых установок. В 1975 г. их груп-
пировка достигла своей максимальной численности -
420 ПУ. Сокращение группировки РК с МБР УР-100К
началось в 1988 г. В 1994 г. последние 70 пусковых
установок были сняты с дежурства.
ТПК с ракетой УР-100У в зале статических испытаний
МБР УР-1 ООУ
Благодаря размещению ракет в ШПУ, резко повы-
силась их живучесть по сравнению с применявшими-
ся раньше групповыми стартами при стрельбе по ним
американскими ракетами «Минитмен-1» (точность
стрельбы - 3,7 км). Однако появление более точных
ракет «Минитмен-2» (точность стрельбы -1,2 км), а
затем и «Минитмен-3» (точность стрельбы - 0,5 км)
потребовало модернизации существующих и создания
новых отечественных ракетных комплексов, отвечаю-
щих на новые угрозы со стороны США.
Разработка комплекса с ракетой УР-100У осущест-
влялась в соответствии с постановлением ЦК КПСС и
СМ СССР от 19 августа 1970 г. Основной задачей, ре-
шаемой при создании комплекса с МБР УР-100У, было
повышение боевой живучести РК. Повышение боевой
живучести обеспечивалось повышением стойкости ра-
кеты в ШПУ и командных пунктов РК к сейсмическому
воздействию ядерного взрыва.
Ракета УР-100У по своей конструкции аналогична
ракете УР-100К, за исключением введения в конструк-
цию ракеты двух дополнительных амортизационных
поясов для крепления ракеты в ТПК. ТПК по своей
конструкции в основном аналогичен ТПК ракеты УР-
100К, доработке подвергалась конструкция узлов под-
ШПУ с ракетой УР-1 ООУ
Краткие технические
характеристики
ракеты УР-100К
Максимальная дальность
стрельбы — 11000 км
Стартовая масса
ракеты-50,1 т
Длина ракеты -19 м
Максимальный диаметр
корпуса-2 м
Масса ГЧ-1,2 т
Число ББ-3.
Краткие технические
характеристики
ракеты УР-1 ООУ
Максимальная дальность
стрельбы -12000 км
Стартовая масса
ракеты-51,3 т
Олина ракеты-19 м
Максимальный диаметр
корпуса-2 м
Масса ГЧ-1,2 т
Число ББ-3.
444
Глава 6
Установка УР-100У в ШПУ
вески ТПК в системе амортизации ШПУ. Ракета в ТПК
устанавливалась в ШПУ в системе амортизации новой
разработки, обеспечивающей снижение нагрузок на
ракету от сейсмических воздействий ядерного взрыва
до приемлемого уровня.
Шахтная пусковая установка имела новую кон-
струкцию. Повышение стойкости ПУ обеспечивалось
упрочнением конструкции строительного сооружения
ШПУ, размещением наземной аппаратуры системы
управления и обеспечивающей аппаратуры в оголовке
(аппаратурном отсеке), скрепленном со стволом ШПУ,
и внедрением защитного устройства ШПУ новой кон-
струкции разработки ЦКБТМ с откидывающейся кры-
шей. ШПУ и система амортизации разрабатывались
филиалом № 2 ЦКБМ. Эта работа стала первой рабо-
той филиала № 2 по созданию ШПУ.
Транспортно-пусковой контейнер с ракетой УР-
100У вывешивался на двух кронштейнах в районе
верхнего торца и амортизировался горизонтальными
амортизаторами, установленными на нижнем торце
контейнера. Таким образом была реализована ориги-
нальная маятниковая система амортизации с двухто-
чечной схемой подвески контейнера. Она отслеживала
горизонтальные и вертикальные смещения ТПК с ра-
кетой и возвращала их в исходное положение. Впер-
вые в отечественной практике для шахтной пусковой
установки были разработаны и установлены пневмо-
гидравлические амортизаторы. Разработка ШПУ по-
вышенной защищенности позволила через несколько
лет разместить в этих же шахтах ракеты УР-1 ООН (УР-
100Н УТТХ), которые имели вдвое большую массу, чем
предыдущее поколение ракет УР-100.
Для проведения наземной экспериментальной от-
работки в части ударостойкости и ударопрочности
ракеты в ТПК, а также наземной аппаратуры были в
кратчайшие сроки разработаны, изготовлены и смон-
тированы механические ударные стенды. В ЦКБМ был
создан уникальный механический ударный стенд, обе-
спечивший проведение испытаний полноразмерной
ракеты УР-100У в ТПК. Одна из серийных ракет после
испытаний на этом стенде была направлена на поли-
гон, где был проведен ее успешный пуск. Большому
объему испытаний на маятниковом ударном стенде
была подвергнута наземная аппаратура комплекса. Ре-
зультаты испытаний подтвердили правильность приня-
того решения о возможности установки аппаратуры в
оголовке ШПУ без всякой амортизации, что упрощало
и удешевляло ее монтаж.
Командный пункт БРК был также новой разработ-
ки (ЦКБТМ), шахтного базирования, унифицирован-
ный для применения в составе различных ракетных
комплексов. Размещение командного пункта в системе
445
История развития отечественного ракетостроения
Табл. 1
Краткие технические характеристики МБР второго поколения разработки ОКБ-52 (ЦКБМ, НПО машиностроения)
	УР-200	УР-100/УР-100М	УР-100К/УР-100У
Обозначение по Договору СНВ	-	РС-10	РС-10
Обозначение США/НАТО	SS-X-10	SS-11/Sego	SS-11/Sego
Максимальная дальность, км	До 14000/глобальная*	10000	10000
Максимальная стартовая масса, т	138	42,3	50,1
Забрасываемый вес, т	3,9	0,9	1,2
Размеры ракеты, L х d, м	34,7x3	16,8x2	19x2
Количество ББ	1/1+КСП ПРО	1/1+КСП ПРО	3+КСП ПРО
Год принятия на вооружение (начала ЛИ)	(1964)	1967/1972	1972/1974
Максимальное количество на боевом дежурстве	-	950	420/110
*	ZT
в варианте глобальной ракеты не испытывалась
амортизации в шахтном укрытии, по своей конструк-
ции аналогичном ШПУ, обеспечило существенное по-
вышение стойкости КП к сейсмическим воздействиям
ядерного взрыва, а монтаж аппаратуры на заводе обе-
спечил существенное (в несколько раз) сокращение
времени развертывания и постановки КП на боевое
дежурство.
Летные испытания проводились с июня 1971 г. по
январь 1973 г. Всего было осуществлено девятнадцать
пусков ракет УР-100У с двумя вариантами ГЧ. По-
становлением ЦК КПСС и СМ СССР от 26 сентября
1974 г. ракетный комплекс с МБР УР-100У был принят
на вооружение. Развертывание РК с МБР УР-1ООУ осу-
ществлялось с 1973 по 1975 г., всего было развернуто
110 ракет УР-100У. РК с МБР УР-100У находился на
боевом дежурстве до 1983 г.
Работы по созданию РК с МБР УР-100У были отмече-
ны Ленинской и Государственной премиями. Лауреатами
Ленинской премии стали следующие сотрудники ЦКБМ и
предприятий кооперации: Л.Л.Балашов, В.Н.Вишневский,
ААГречко, Н.А. Кривошеин, Н.П.Мельников; Государствен-
ной премии - Б.Н.Бальзамов, В.М.Барышев, Б.Г.Брит-
ков, ГАЕфремов, Б.Г.Калиниченко, Г.Н.Малиновский,
Я.Б.Нодельман, В.А.Окунев, В.И.Решетников, В.Е. Самой-
лов, И.Д.Тращенков, Э.Н.Чубаров. Звания Героя Социали-
стического Труда удостоены Г.Р.Ударов, К.Н.Сердюк.
Серийное производство ракет УР-100 различных
модификаций на Московском машиностроительном
заводе имени М.В.Хруничева продолжалось с 1964 по
1974 г. Кроме того, ракеты серийно выпускались Омским
производственным объединением «Полет» и Орен-
бургским производственным объединением «Стрела».
Ракеты УР-100 всех модификаций были самыми мас-
совыми МБР в СССР и в мире. В1974 г. количество раз-
вернутых ракет разработки ОКБ-52 (ЦКБМ) - УР-100,
УР-100М, УР-100К и УР-100У - достигло максимума и
составило 1030 ед. Ракеты семейства УР-100 составили
основу группировки РВСН (65 % от количества развер-
нутых в 1974 г. МБР) и внесли определяющий вклад в
создание количественного и качественного паритета
стратегических сил СССР и США.
С апреля 1965 г. по декабрь 1990 г. произведено
свыше 300 пусков ракет УР-100, УР-100М, УР-100К и
УР-100У по программам летных, контрольно-серийных
испытаний и учебно-боевых пусков во время эксплуа-
тации, включая пуски при замене и ликвидации ракет,
которые подтвердили стабильность заданных ТТХ.
СОЗДАНИЕ РКСН С МБР УР-1 ООН
Комплекс с МБР УР-1 ООН разрабатывался на осно-
вании постановления ЦК КПСС и СМ СССР от 19 авгу-
ста 1970 г. Основной задачей, решаемой при разработ-
ке комплекса, являлось создание системы ракетного
оружия, обладающей боевой эффективностью, срав-
нимой с тяжелыми МБР, в т.ч. при воздействии по
защищенным точечным и прикрытым системой ПРО
целям, и обладающей меньшей, по сравнению с тя-
желыми МБР, стоимостью создания, развертывания и
эксплуатации.
446
Глава 6
Схема разведения боевых блоков ракеты УР-100Н
Ракетный комплекс с МБР УР-1 ООН воплотил в
себе весь опыт создания и эксплуатации РК с МБР
семейства УР-100. Ракета УР-1 ООН по своим ос-
новным конструктивно-технологическим решениям
была в значительной степени преемницей ракет УР-
100 и УР-1ООК. Принципиально новым решением,
реализованным впервые в стране и в мире, стало
использование специальной боевой ступени, осу-
ществляющей индивидуальное разведение боевых
блоков по целям - автономного блока разведения с
ДУ тянущей схемы.
Прирост боевой эффективности комплекса обе-
спечивался за счет:
-	значительного повышения энергетических воз-
можностей и соответствующего увеличения забрасы-
ваемого веса ракеты;
-	использования разделяющихся головных частей с
шестью боевыми блоками индивидуального наведения;
-	применения в составе РГЧ и моноблочной го-
ловной части высокоскоростных боевых блоков, об-
ладающих уменьшенным атмосферным рассеиванием
и повышенной стойкостью к поражающим факторам
ядерного взрыва;
-	применения комплекса средств противодействия
ПРО в составе активных и пассивных средств, действу-
ющих на различных участках траектории;
-	применения в СУ высокоточного комплекса
средств инерциальной навигации;
-	использования в составе системы управления
БЦВМ;
-	повышения живучести ракетного комплекса за
счет повышения стойкости ракеты, ШПУ и аппаратуры
447
История развития отечественного ракетостроения
комплекса к воздействующим факторам ядерного
взрыва;
-	сокращения времени пуска из боевой готовности;
-	увеличения времени нахождения комплекса в бо-
евой готовности.
Ракета УР-1 ООН двухступенчатая, однокалиберная,
тандемной схемы, с автономным блоком разведения.
На всех этапах эксплуатации вплоть до осуществления
пуска ракета находится в ТПК. На всех ступенях ракеты
применялись ЖРД, работающие на высокоэнергети-
ческом самовоспламеняющемся двухкомпонентном
топливе АТ+НДМГ. Принятые конструктивные реше-
ния, несмотря на существенное увеличение размеров и
веса ракеты, обеспечили размещение ракеты в ТПК, по
своим габаритным характеристикам в основном соот-
ветствующем ТПК ракеты УР-100.
Разработчиком двигательных установок всех сту-
пеней ракеты являлось КБ химавтоматики, г. Воронеж.
Разработчиком СУ являлось НПО «Электроприбор»,
г. Харьков.
ШПУ ракетного комплекса с МБР УР-1 ООН созда-
вались путем переоборудования ШПУ РК УР-1ООК с
повышением их защищенности. Часть ракет была раз-
мещена в ШПУ РК с МБР УР-1 ООУ, при этом строи-
тельные сооружения ШПУ не перестраивались, ракеты
УР-1 ООН размещались в них с использованием зало-
женного резерва по глубине шахты. Ракеты УР-1 ООН
устанавливались также в ШПУ повышенной защищен-
ности новой разработки.
Значительный объем наземной отработки ракет-
ного комплекса был посвящен подтверждению реали-
зуемости газодинамического старта (при оставшемся
Транспортировка ракеты УР-100Н в ТПК
448
Глава 6
неизменным внутреннем диаметре ШПУ существенно
возросла тяга двигателей) и подтверждению задан-
ных характеристик стойкости элементов комплекса
к ПФЯВ. Проводились испытания как на динамически
подобных макетах, так и натурные, в т.ч. специальные
испытания на подтверждение стойкости к ПФЯВ. Пред-
усматривалось создание 11 стендовых изделий (для
гидравлических, механических, статических, горячих,
динамических, огневых, комплексных испытаний,
а также технологическое для испытаний систем сты-
ковки и заправки).
Испытания ракеты в контейнере на динамическую
прочность и стойкость были проведены на специаль-
ном стенде, разработанном ЦКБМ. В целом при раз-
работке, изготовлении и испытаниях ракеты УР-1 ООН
были подключены предприятия 15 министерств.
Головная роль ЦКБМ при создании ракеты УР-1 ООН
определялась не только разработкой общего проекта
комплекса, но и такими важными работами, как техни-
ческое обоснование параметров системы управления
ракеты, ее экспериментально-стендовая и летная от-
работка; идея разработки и применения автономного
блока разведения с ДУ тянущей схемы; разработка РГЧ
ИН и КСП ПРО.
Работы по комплексу УР-1 ООН находились под
постоянным пристальным вниманием руководства
промышленности и Ракетных войск. На совместном
заседании Коллегии МОМ и Военного Совета Ракет-
ных войск 12 октября 1973 г. генеральный конструктор
В.Н.Челомей доложил о техническом проекте и состо-
янии работ по теме. Он, в частности, сказал:
«При разработке УР-1 ООН мы ставили задачу:
Парировать любую модернизацию «Минитмена».
Сохранить единый калибр шахт УР-100У- 1ООК -
1ООН - 4,2 метра и диаметр контейнера 3 метра.
Сохранить преемственность и опыт.
Повысить коэффициент наполнения шахты: рань-
ше тяга была 80 тонн, а теперь -180 тонн. Был решен
вопрос запуска двигателей и старта».
При выполнении работ по созданию ГБ для ракеты
УР-100 и ее модификаций перед материаловедчески-
ми и технологическими службами были поставлены
задачи по разработке, исследованиям свойств и выбо-
ру новейших современных теплозащитных и конструк-
ционных материалов.
За короткий срок была разработана конструктор-
ско-технологическая документация, приобретено не-
обходимое оборудование, подготовлена технологиче-
ская оснастка, проведен полный цикл исследований по
изучению свойств материалов корпуса ГБ, отработана
технология изготовления отдельных элементов кон-
струкции.
Предложенная технология изготовления и мате-
риалы для теплозащитного и конструкционного сло-
ев ГБ позволили получить заданные прочностные,
теплофизические, газодинамические характеристики,
герметичность корпуса, целостность (отсутствие рас-
слоений) теплозащитного и конструкционного слоев.
Результаты совместных работ специалистов
ЦКБМ по материалам, газовой динамике и тепло-
передаче головных блоков и экспериментально-тео-
ретических исследований ЦНИИмаш, ЦАГИ, НИИТП
позволили создать надежную тепловую защиту го-
ловных блоков изделий. Теоретические исследования
были дополнены исследованиями при летных испы-
таниях изделий. Был выполнен, с точки зрения науки
и техники, абсолютно «чистый» натурный тепловой
эксперимент - получена конечная форма элемента
конструкции изделия в результате воздействия реаль-
ных нагрузок на всей траектории спуска в атмосфере.
Такой эксперимент невозможно воспроизвести ника-
кими способами.
Защитное устройство шахтной пусковой установки УР-100Н
449
История развития отечественного ракетостроения
Все это сопровождалось расширением круга за-
дач, стоящих перед группой ведущих конструкто-
ров, увеличением ее состава. В первый состав ГВК
(И.А.Нуварьев и М.С.Патрик) «влились» В.Ю.Гасюнас,
В.Г.Биденко, С.В.Воронков, СААльперович, позднее -
И.С.Сметанкин и Е.С.Будилов - опытные специалисты,
прошедшие хорошую практическую школу в проектных,
конструкторских и испытательных подразделениях. Они
также обеспечивали постоянное представительство на
Оренбургском машиностроительном заводе (позднее
ПО «Стрела») по авторскому сопровождению изготов-
ления ступеней, аппаратурных блоков и оснащения ра-
кет УР-100К, УР-100Н и УР-1ООН УТТХ.
Летные испытания МБР УР-1 ООН проводились
с апреля 1973 г. по декабрь 1974 г. Председателем
Государственной комиссии по летным испытаниям
МБР УР-1 ООН был назначен начальник НИИ-4 МО
Е.Б.Волков, его заместителем - техническим руко-
водителем испытаний - генеральный конструктор
В.Н.Челомей. Всего было проведено двадцать пять
пусков ракеты УР-1 ООН в рамках летных испытаний и
шесть контрольно-серийных пусков для защиты пар-
тии. Пуски проводились в основном на боевое поле
Кура на Камчатке, а также на максимально возможную,
с учетом обеспечения безопасности, дальность по рай-
ону «Акватория» и минимальную - по району Кзыл-Ту.
Летные испытания были закончены с положительными
результатами, и постановлением ЦК КПСС и СМ СССР
от 30 декабря 1975 г. ракетные комплексы с ракетами
УР-1 ООН были приняты на вооружение.
ТПК с ракетой УР-100Н в ШПУ
Серийное производство МБР УР-1 ООН было раз-
вернуто в 1974 г. на Московском машиностроитель-
ном заводе имени М.В.Хруничева. Выпуск маршевых
двигателей первой ступени был освоен Воронежским
механическим заводом и филиалом Пермского мото-
ростроительного завода имени Я.М.Свердлова. Мар-
шевые двигатели второй ступени и рулевые двигатели
выпускались Ленинградским машиностроительным
производственным объединением «Красный Ок-
тябрь». Двигатели блока разведения изготовлял Усть-
Катавский вагоностроительный завод. Компоненты
СУ собирали на Киевском радиозаводе, заводе имени
Тараса Шевченко и Харьковском НПО «Хартрон». Блок
разведения боеголовок и СУ производились в Орен-
бургском производственном объединении «Стрела».
Развертывание РК 15П130 с МБР УР-1 ООН осу-
ществлялось с 1975 по 1978 г., всего было разверну-
то 190 ракет УР-100Н, при этом частично заменялись
МБР УР-100У. Первым, заступившим 26 апреля 1975 г.
на боевое дежурство, был полк в ракетной дивизии г.
Первомайск.
РК с МБР УР-1 ООН находились на боевом де-
журстве до 1984 г., когда все ракетные комплексы
с МБР УР-1 ООН были переоборудованы в РК с МБР
УР-1 ООН УТТХ.
При сравнении основных характеристик ракеты УР-
100Н с зарубежными конструкторы, ученые и руково-
дители промышленности и Министерства обороны
отмечали такие важные результаты, как создание РГЧ
с последовательным перенацеливанием с помощью
автономного блока разведения ББ по независимым
целям, расположенным на значительной территории,
существенное повышение точности стрельбы (пример-
но в 2 раза по сравнению с предыдущими поколения-
ми ракет), создание высокозащищенных ШПУ и УКП,
высокую боеготовность комплекса.
Основой достигнутого явились разработка и при-
менение в системе управления бортовой вычислитель-
ной машины, создание скоростных ББ и другие новые
решения. Отдельные ТТХ ракеты УР-100Н превосхо-
дили ТТХ современной ракеты США «Минитмен-3»:
у УР-1 ООН больший в 4 раза вес полезной нагрузки, вы-
носимой на максимальную дальность, большее число
ББ в составе РГЧ (шесть блоков, а у «Минитмен-3» -
три блока), а защищенность ШПУ комплекса превос-
ходила защищенность ШПУ комплекса «Минитмен-3».
Обладая превосходством в весе полезной нагрузки,
ракета УР-1 ООН имела существенное преимущество
перед ракетой «Минитмен-3»: ее эффективность воз-
действия по точечным защищенным целям и по пло-
щадным целям была значительно выше, чем у ракеты
«Минитмен-3».
Был достигнут высокий уровень стойкости бое-
вых блоков к ПФЯВ. Работы по созданию комплекса
были отмечены Ленинской и двумя Государственными
450
Глава 6
премиями. Ленинской премии удостоены В.П. Гогин,
А.Д.Конопатов, В.И. Никитин, ДАПолухин, В.М. Ура-
лов; Государственной премии - АААлександров,
Н.С.Глебов, А.Д.Гончаров, В.В.Венцель, П.В.Голубев,
В.П.Железнов, В.М.Петелин, В.М.Правдин, В.М. Рюм-
кин, ЮАСпиридонов, М.П.Парфенов, В.Ф. Шишков,
А.В.Геловани, В.М.Величко, О.И.Сахаров, КАБычков,
А.Ф.Довженко, В.П.Иовлев, ВАМиланов, Б.К. Бо-
бров, В.Т.Щербаченко, В.С.Сидорин, В.И.Фадеев,
ВАКлимов. Также 42 сотрудника ЦКБМ были на-
граждены орденами и медалями: орденом Лени-
на - Н.В.Григорьев, А.Г.Жамалетдинов, П.Д.Иванов,
ГА.Маев, Е.С.Мошенский, В.В.Орловский, Н.П.Рож-
ков, К.Ф.Сахаров, А.М.Степанов; орденом Октябрь-
ской Революции - Б.Д.Бараночников, Б.М. Евдо-
кимов, К.В.Крылов, Ю.С.Куликов, В.Ф.Маликов,
Б.А.Николаевский, В.А.Орлов, В.В.Сачков, А.П.Теряев,
В.В.Шкирин.
Ъ.Ъ.Зие&, /КС. Короткой,
А.Ю. Шимлснка
ГП «КБЮ»
ГП «ПО «Южмаш»
РАКЕТНЫЕ КОМПЛЕКСЫ С РАКЕТАМИ Р-36М
(15А14) И МР-УР-100 (15А15)
Заметный след в истории советского ракетострое-
ния оставило соперничество технических концепций в
конце 1960-х - начале 1970-х гг. при выборе направ-
ления дальнейшего развития стратегических ракет-
ных вооружений. Необходимость совершенствования
стратегических ракетных систем была продиктована
новым витком гонки вооружений. За океаном нача-
лась разработка принципиально новых ракет - МБР
«Минитмен-ЗМ», несущих не одну, а несколько бое-
головок с ядерным зарядом. При этом они могли до-
стигать индивидуальных целей с высокой точностью.
Эта серьезная угроза нарушала сложившееся рав-
новесие и неизбежно ставила в повестку дня в СССР
вопрос о создании нового поколения стратегических
ракетных комплексов, отвечающих вызовам вероятно-
го противника. Вопрос о том, какими должны быть эти
комплексы, становился проблемой государственной
важности.
Исследования, проведенные в КБ «Южное» под
руководством М.К.Янгеля и в ЦНИИМаш под руковод-
ством ЮАМозжорина, показали, что в основе опреде-
ления направлений развития комплексов РВСН долж-
на лежать стратегия применения ракетно-ядерных сил
СССР в «гарантированном ответном» ударе. Иными
словами, стратегические ядерные силы должны иметь
такие характеристики, чтобы не только выдержать
упреждающий массированный удар со стороны по-
тенциального противника, но сохранять возможность
оставшимися силами нанести агрессору гарантирован-
ный ответный удар возмездия, приводящий к «непри-
емлемому» для агрессора уровню потерь. В послед-
ствии такая концепция получила название стратегии
сдерживания.
Для реализации стратегии, как показали исследо-
вания КБ «Южное» и ЦНИИМаш, сохранение на «до-
статочном» уровне потенциала «ответного» удара раз-
вернутой группировки комплексов РВСН может быть
достигнуто за счет следующих мероприятий:
-	существенного (в десятки раз) повышения защи-
щенности ШПУ стационарных комплексов;
-	быстрой разработки и развертывания в этих
установках нового поколения МБР тяжелого и легко-
го классов, оснащенных РГЧ ИН, комплексами средств
преодоления перспективной системы ПРО, автоном-
ными системами управления на базе бортовых ЦВМ;
-	повышения стойкости ракет к ПФЯВ;
-	введения в состав группировки РВСН в допол-
нение к стационарным вновь разрабатываемых под-
вижных (грунтовых и железнодорожных) комплексов;
-	совершенствования системы предупреждения о
ракетном нападении, системы автоматизированного
боевого управления и связи РВСН в части гарантиро-
ванного доведения команд;
-	прекращения дальнейшего строительства мало-
защищенных ШПУ с ракетами УР-100.
Для обеспечения возможности упрочнения суще-
ствующих ПУ путем увеличения толщины стенок ствола
шахты внутрь сооружения и для тяжелой, и для легкой
ракет предлагалось использование минометного старта.
27 августа 1969 г. решением Совета обороны СССР
КБ «Южное» была предписана:
-	разработка комплекса тяжелых ракет Р-36М
(15А14) с установкой их в упрочненные шахты ОС-67;
-	разработка комплекса легких ракет МР-УР-100
(15А15) с установкой их в упрочненные шахты ОС-84;
-	разработки железнодорожного ракетного ком-
плекса.
В июле 1969 г. Южный машиностроительный завод
за заслуги в создании ракетно-космической техники
и сельскохозяйственном машиностроении в связи с
25-летием со дня создания был награжден вторым ор-
деном Ленина. Звание Героя Социалистического Труда
присвоено В.И.Бабасову, П.В.Головину, Г.Г.Команову,
В.М.Кульчеву, В.М.Хохлову, Д.П.Сидоренко.
Практически сразу же после постановления Со-
вета обороны, 2 сентября 1969 г. вышло постановле-
ние правительства о разработке и изготовлении ра-
кетного комплекса Р-36М с ракетой тяжелого класса
15А14 на основе доработки существующих стартовых
451
История развития отечественного ракетостроения
сооружений ОС-67. Головным разработчиком боево-
го ракетного комплекса и ракеты было определено
КБ «Южное», головным разработчиком пусковой
установки - КБ-1 КБСМ (главный конструктор -
Е.Г.Рудяк, с 1970 г. - В.С.Степанов), головным раз-
работчиком КП БРК - ЦКБТМ МОМ (главный кон-
структор - Б.Р.Аксютин), головным разработчиком
автоматизированной системы боевого управления и
связи - ОКБ Ленинградского политехнического инсти-
тута (главный конструктор - Т.Н.Соколов), головным
разработчиком системы внутреннего электроснабже-
ния - ГОКБ Московского завода «Прожектор» (глав-
ный конструктор - ВАОкунев). Разработка агрегатов
для транспортировки ракеты поручалась ЦКБТМ МТМ
(главный конструктор - Л.Д.Новиков), средств при-
целивания - ЦКБ «Арсенал» (главный конструктор -
С.П.Парняков), агрегатов заправки - КБТХМ (главный
конструктор - В.К.Филиппов), агрегата-установщи-
ка - КБ НКМЗ (главный конструктор - Ю.И.Попов).
Ведущим конструктором комплекса был назначен
М.И.Галась, а после его перевода на должность глав-
ного конструктора КБ-2 - С.И.Ус. Помощником веду-
щего конструктора стал В.П.Чеховский.
Для ведения проектных работ по комплексу в це-
лом и разработ' " минометного старта по инициативе
МКЯнгеля в КБ «Южное» в 1969 г. был создан от-
дел проектирования ракетных комплексов. В начале
1970 г. этот отдел возглавил С.Н.Конюхов, обладавший
богатой инженерной практикой и выдающимися орга-
низаторскими способностями. Под его руководством
отделом с привлечением подразделений КБ «Южное»
и смежных предприятий проводилась увязка ком-
плекса, был разработан и отработан в рамках броско-
вых испытаний (БИ-1 К, БИ-1Д - в ПМЗ, БИ-2, БИ-3,
БИ-4 - на Байконуре) минометный старт.
При разработке эскизного проекта на комплекс
возник конфликт - Е.Г.Рудяк. будучи противником
применения минометного старта, в эскизный проект
пусковой установки заложил газодинамическую схему
старта. Это фактически ставило под вопрос дальнейшую
разработку комплекса, т.к. противоречило основной
идее - упрочнению существующих пусковых установок
ОС-67 «внутрь». В этой ситуации М.К.Янгель принял
нестандартное решение - привлек к разработке допол-
нения к эскизному проекту ПУ с минометным стартом
КБТМ (главный конструктор - В.Н.Соловьев). Матери-
алы, разработанные КБТМ, подтвердили реализуемость
всех предлагаемых конструктивных решений. Даль-
нейшие работы по созданию пусковой установки вело
КБ-1 КБСМ под руководством главного конструктора
В.С.Степанова, сменившего на этом посту Е.Г.Рудяка.
Эскизный проект ракеты 15А14 с тремя видами бо-
евого оснащения - двумя моноблочными ГЧ - 15Б185
и 15Б186, РГЧ 15Ф143 и маневрирующей ГЧ - был
выпущен в декабре 1969 г. Новая компоновочная схема
ракеты обеспечивала высокую степень использования
ее объема за счет исключения межбаковых «сухих»
отсеков, выполнения нижнего днища топливного отсе-
ка первой ступени вогнутым для размещения ДУ и об-
разования в баке горючего второй ступени внутренней
полости для размещения маршевого двигателя.
Маршевые двигатели обеих ступеней выполнены
по замкнутой схеме, с высоким давлением в камерах
сгорания. На первой ступени устанавливались четыре
качающихся однокамерных двигателя 15Д117 разра-
ботки КБЭМ. ДУ второй ступени состояла из основно-
го однокамерного двигателя 15Д79 и четырехкамерно-
го рулевого двигателя 15Д83 разработки КБХА.
Система управления ракеты Р-36М разработана
КБ электроприборостроения (бывшее ОКБ-692). Это
была первая отечественная система управления МБР,
выполненная полностью на основе применения циф-
ровых вычислительных машин в бортовой и наземной
аппаратуре.
Базовыми приборами СУ были:
-	гиростабилизированная платформа с тремя ги-
роинтеграторами и дискретными датчиками выходной
информации, разработанная НИИ ПМ под руковод-
ством В.И.Кузнецова,
-	трехканальная БЦВМ,
-	цифровая наземная аппаратура.
Идеология построения комплекса СУ была пред-
ложена и обоснована коллективом подразделения под
руководством Я.Е.Айзенберга в КБ электроприборо-
строения.
Применение на рак А применение Р-36М системы
управления с БЦВМ позволило (по отношению к ра-
кете Р-36):
С.И.Ус (род. в 1936 г.). Ге-
рой Социалистического Труда.
С 1959 г. - на ГП «ПО «Юж-
маш»: инженер, старший инже-
нер (1959—1965 гг), ведущий
конструктор (1966—1971 гг), ве-
дущий конструктор комплекса
(1971—1985 гг), главный кон-
структор комплекса (с 1985 г).
С.Н.Конюхов (1937-2011 гг). Ге-
рой Украины. Академик Нацио-
нальной АН Украины. С 1959 г.
работал в КБ «Южное»: глав-
ный конструктор КБ-3 (1984—
1986 гг), первый замести-
тель генерального конструктора
(1986-1991 гг), генеральный
конструктор (с 1991 г).
452
Глава 6
-	управлять разведением, построением заданных
боевых порядков средств РТЗ и ББ и индивидуальным
наведением ББ на цели в пределах энергетически до-
стижимой площади разведения;
-	за счет применения оптимальных программ вы-
ведения и разведения повысить энергетические воз-
можности ракеты;
-	полностью автоматизировать все процессы
управления БРК с командного пункта БРК в процессе
эксплуатации и боевого применения;
-	осуществлять оперативное переприцеливание с
малой потерей боеготовности по полетным заданиям,
хранящимся на ПУ;
-	повысить боеготовность комплекса примерно
в 4 раза;
-	повысить точность стрельбы примерно в 3 раза.
В пневмогидравлической схеме ракеты был реали-
зован ряд принципиально новых решений, позволив-
ших значительно упростить конструкцию и схему рабо-
ты ПГС, уменьшить количество элементов автоматики,
исключить необходимость проведения профилактиче-
ских работ с ПГС и повысить ее надежность при одно-
временном снижении массы. Особенностями ПГС ра-
кеты являются полная ампулизация топливных систем
после заправки (с периодическим контролем давления
в баках) и исключение сжатых газов с борта ракеты.
Это было сделано впервые для ракет КБ «Южное» и
позволило увеличить время нахождения РК в полной
боевой готовности до 10-15 лет с потенциальной воз-
можностью эксплуатации до 25 лет.
Для предварительного наддува баков впервые
была разработана и внедрена схема химического над-
дува - путем впрыска противоположного компонента
топлива на зеркало жидкости в баках. Введен «горячий»
(450 °C) наддув топливных баков. Торможение отде-
ляющихся частей первой и второй ступеней впервые
осуществлялось газореактивными системами, рабочим
телом которых служил находящийся в баках под избы-
точным давлением паз. Внедрению ГРС предшествовал
большой комплекс наземной отработки по изучению
физической картины внутрибаковых процессов при
работе системы дожигания, по конструкторской отра-
ботке вскрытия пироэлементами заглушек, прочности
выходных устройств и сопел. По решению, принятому
М.К.Янгелем, окончательная отработка ГРС производи-
лась в натурных условиях в процессе ПКИ ввиду невоз-
можности воспроизведения в земных условиях спец-
ифических условий полета ракеты (глубокого вакуума,
знакопеременной нагрузки, пониженной силы тяжести
ит.д.).
Внедрение ГРС позволило значительно умень-
шить - в 3-5 раз по сравнению с системами отделения
с ПРД - массу системы отделения, повысить надеж-
ность, ресурс, исключить наличие сжатых газов и до-
полнительных компонентов топлива на борту ракеты.
Инженерные решения по ГРС защищены более 50 ав-
торскими свидетельствами на изобретения.
Сложной задачей был выбор схемы, состава и ха-
рактеристик принципиально нового вида боевого ос-
нащения - РГЧ с индивидуальным наведением ББ на
цели. По результатам анализа многих вариантов, в т.ч.
варианта с разведением ББ двигателем второй ступе-
ни, была принята схема с автономным РДТТ15Д161,
разработанным КБ-5. Заряд смесевого топлива торце-
вого горения за счет своей формы обеспечивал плав-
ное уменьшение величины тяги по мере выгорания
топлива, а значит, и по мере отделения ББ.
Принципиально новые решения были внесе-
ны в конструкции приводов. Впервые в разработках
КБ «Южное» были заложены рулевые приводы цен-
трализованного питания, использовавшие в качестве
источника давления насос двигателя, а в качестве ра-
бочей жидкости ракетное горючее. Датчики обратной
связи потенциометрического типа были заменены бо-
лее надежными индукционными. В связи с возросшей
нагрузкой на привод, предназначенный для качания
маршевого двигателя, были введены двухкаскадные
гидроусилители с отсечным цилиндрическим золотни-
ком в оконечном каскаде. Рулевые агрегаты для РГЧ
стали использовать шаговые приводы и автономные
бортовые источники мощности.
КБ-4 была поручена разработка нового в его но-
менклатуре агрегата -бортового источника мощности,
предназначавшегося для питания рабочей жидкостью
рулевого агрегата РДТТ боевой ступени ракеты 15А14.
Источником энергии БИМ в полете ракеты служили
пороховые газы, вырабатываемые в специальном га-
зогенераторе, а при заводских и предстартовых про-
верках - сжатый газ. Были созданы три модификации
БИМ: 15Б81,15Б81М и 15Б153; две последние моди-
фикации различались массой порохового заряда, т.е.
временем работы газогенератора. После успешной
разработки БИМ для ракеты 15А14 КБ-4 прочно за-
владело этой номенклатурой в дальнейших разработ-
ках КБ «Южное».
Кооперация разработчиков ракетного комплекса
МР-УР-100 с ракетой 15А15 была практически такой
же, что и кооперация разработчиков ракетного комплек-
са Р-36М, но с одним отличием - головным разработ-
чиком пусковой установки являлось КБ-4 КБСМ (глав-
ный конструктор - Б.Г.Бочков, после его безвременной
кончины в 1970 г. - А.Ф.Угкин). Найденные головным
разработчиком ПУ технические решения позволили соз-
давать ШПУ для ракеты 15А15 за время, в три с лишним
раза меньшее по сравнению с ШПУ для ракеты УР-1 ООН.
В сентябре 1970 г. был выпущен эскизный проект
комплекса с ракетой МР-УР-100. Ракета проектирова-
лась совместно с ШПУ, с учетом взаимных потребно-
стей. КБ «Южное» при этом брало на себя не только
роль головного разработчика ракеты, но и всего ра-
453
История развития отечественного ракетостроения
кетного комплекса в целом. Ведущим конструктором
комплекса был назначен В.Л.Катаев, а после его ухода
в аппарат ЦК КПСС - В.В.Кошик.
Конструкция конкурсной ракеты МР-УР-100
(15А15) имела, кроме присущих новому типу старта,
еще ряд особенностей. Она, как известно, проектиро-
валась под существовавшие ШПУ для ракет УР-100, т.е.
при жестком ограничении на диаметр и длину ракеты.
Свой отпечаток на ракету наложили также ограничен-
ные сроки разработки.
Двухступенчатая МБР легкого класса тандемной
схемы МР-УР-100 была выполнена в двух диаметрах,
увеличенных по сравнению с УР-100: диаметр первой
ступени составлял 2,25 м, второй-2,1 м. Ступени были
соединены между собой коническим переходным от-
секом, который при разделении ступеней разрушался
удлиненным кумулятивным зарядом, опоясывающим
переходный отсек в середине. Это было применено
впервые в разработках КБ «Южное». На обеих ступе-
нях баки горючего и окислителя были объединены в
единые топливные емкости, промежуточные днища в
которых выполнялись из триметаллического листа с
вторичной герметизацией сварных швов. Уникальный
способ сварки взрывом для получения заготовок из
трех листов металлов АМг6+АД1+АМг6 был разрабо-
тан впервые в отрасли на уровне технологий мирового
уровня. Для изготовления оболочек топливных баков
использовались более прочные вафельные обечайки,
технология изготовления которых впервые была осво-
ена применительно к ракете Р-36М.
На ракете МР-УР-100 (как и на ракете Р-36М) ис-
пользовался химический предварительный наддув
топливных баков, а также заборные устройства ори-
гинальной конструкции с дестратификаторами («ме-
шалками»), обеспечивавшими минимальные остатки
незабора КРТ в баках. Топливная система ракеты была
полностью ампулизирована, что исключало необходи-
мость пневмоиспытаний в местах эксплуатации. Тор-
можение корпуса второй ступени при отделении ГЧ
производилось газореактивной системой путем страв-
ливания давления наддува из полостей топливного от-
сека. Вскрытие сопел противотяги производилось УКЗ.
На ракете была применена новая система управле-
ния расходованием топлива для обеспечения одновре-
менного опорожнения топливных баков и оптималь-
ного использования запасов топлива, в результате чего
была существенно повышена энергетика ракеты. Си-
стема была создана в КБ «Южное» с участием НИИ АП
иИПУАН СССР.
На первой ступени устанавливался маршевый одно-
камерный двигатель разработки КБЭМ и управляющий
четырехкамерный двигатель 15Д167, разработанный
КБ-4 на базе серийных двигателей 8Д68 и 8Д612. ЖРД
15Д167, выполненный по открытой схеме без дожига-
ния генераторного газа, обеспечивал для первой ступе-
ни, кроме своей основной функции, также наддув бака
горючего восстановительным газом, питание окисли-
телем и горючим агрегата наддува бака окислителя и
питание горючим системы гидроприводов, а для второй
ступени - питание компонентами топлива систем пред-
варительного наддува баков. Камера сгорания ЖРД
15Д167 с соплом трубчатой конструкции была спро-
ектирована с максимальной степенью унификации с
двигателем 8Д612 тормозной ДУ ОГЧ ракеты 8К69. Для
размещения маршевого двигателя бак горючего первой
ступени был выполнен с вогнутым днищем.
Однокамерный маршевый ЖРД второй ступени
15Д169 замкнутой схемы размещался в тороидальной
полости бака горючего. Управление вектором тяги осу-
ществлялось путем вдува газа в закритическую часть
сопла. Для управления по крену использовались че-
тыре сопла, работающих от газогенератора ТНА. ЖРД
15Д169 обеспечивал также наддув бака окислителя вто-
рой ступени газом, вырабатываемым газогенератором
наддува, и бака горючего - восстановительным генера-
торным газом, отбираемым после ТНА. Двигатель был
разработан КБ-4 на базе ЖРД 15Д512 второй ступени
ракеты 8К99 с некоторыми усовершенствованиями для
повышения надежности и увеличения ресурса.
В результате многовариантных проектных поисков
была разработана РГЧ с платформой под четыре но-
вых боевых блока 15Ф158У, разработанных КБ «Юж-
ное». Анализ показал, что для разведения ББ наиболее
целесообразно было бы применение ЖДУ с возмож-
ностями ее форсирования и дросселирования в нуж-
ное время. Однако ее создание и отработка требовали
много времени и не вписывались в программу модер-
низации, поэтому обратились к менее эффективному,
но наиболее простому двигателю - твердотопливному.
Программирование тяги осуществлялось за счет вы-
бора заряда твердого топлива торцевого горения в ко-
ническом корпусе. Уменьшение поперечного сечения
горящей поверхности заряда по времени обеспечивало
плавное снижение величины тяги.
В процессе разработки РГЧ пришли к выводу, что
приборный отсек должен отделяться от ракеты и обеспе-
чивать полет РГЧ. В поисках возможности минимизации
массы пришли к идее герметичного приборного отсека.
Это решение позволило отказаться от корпусов прибо-
ров, максимально сблизить их между собой, уменьшив
их массу и массу кабельной сети, обеспечив лучшие ус-
ловия для функционирования аппаратуры, и существен-
но уменьшить габариты и массу приборного отсека.
Герметичный приборный отсек стал объектом двойного
использования: сначала в составе ракеты при полете пер-
вых ступеней, а затем, отделившись от ракеты совместно
с РГЧ, обеспечивал ее полет и разведение ББ. При этом
улучшилась штатная эксплуатация ракеты - при отказе од-
ного из приборов заменяли ГПО, взятый из ЗИП, а неис-
правный отправляли на завод-изготовитель для ремонта.
454
Глава 6
Жесткие ограничения по длине ракеты привели к
необходимости еще одного новшества - был разрабо-
тан специальный ГО со складывающимся наконечни-
ком из двух полуоболочек, которые после выхода ра-
кеты из ШПУ складывались под действием пружинных
приводов и образовывали острый конус. В результате
разработанная РГЧ для ракеты МР-УР-100 по уровню
массового совершенства является непревзойденным
образцом и поныне.
Конструкторскими подразделениями КБ «Южное»,
возглавляемыми М.И.Галасем, выпущен большой объ-
ем КД на ракеты ТПК и опытные конструкции для назем-
ной отработки. Под руководством главного инженера
КБ «Южное» ЛАКараханяна осуществлялась разработ-
ка стендов для проведения бросковых испытаний.
Исключительно сложные задачи стояли перед Юж-
ным машиностроительным заводом. Это и оснащение
производства, и освоение новых технологических про-
цессов, и изготовление большой номенклатуры опыт-
ных конструкций для наземной отработки. В успешное
решение этих задач большой вклад внесли директор
завода А.М.Макаров, главный инженер Л.Л.Ягджиев,
начальник производства Г.Г.Команов, главный технолог
В.М.Кульчев, главный сварщик В.В.Бородин, начальник
инструментального цеха П.В.Головин, начальник цеха
главной сборки Н.М.Иванов, главный диспетчер завода
В.И.Моисеев, начальник отдела испытаний Л.В.Бердов,
начальник цеха испытаний Г.М.Кулик, руководители
и специалисты двигательного производства и произ-
водства головных частей: А.Д.Обуховский, И.Г. Алек-
сеев, В.Н.Быченков, А.Н.Власов, В.Т.Титатеренко,
В.В.Адамчик, В.М.Кравченко и др. Их заслуги впослед-
ствии были отмечены правительственными наградами.
Сложные вопросы по проведению бросковых ис-
пытаний первого этапа (БИ-1) на Павлоградском ме-
ханическом заводе были решены под руководством
В.Г.Команов (1924-2003 гг.).
Герой Социалистического Труда.
С 1954 г. работал в ПО «ЮМЗ»:
в 1977-1982 гг. - главный инже-
нер. В 1982-1987 гг. - директор
Днепропетровского филиала
НИИ технологии машинострое-
ния. Лауреат Ленинской премии.
В.В.Бородин (1913-1997 гг).
С 1952 г. работал в ПО «ЮМЗ»:
в 1966-1979 гг. - главный свар-
щик завода. Лауреат Ленинской
премии.
Руководители и ведущие специалисты КБ «Южное». Сидят (слева направо): А.М.Куншенко, В.Н.Паппо-Корысгин, М.И.Галась,
В.Ф.Угкин, Г.М.Пиленков, Б.И.Губанов, В.В.Грачев, ЮАСметанин, И.И.Иванов, ЛАКараханян Стоят во втором ряду
(слеванаправо):В.П.Чеховский, Б.Е.Хмыров, НДЖурин, И.М.Игдалов, ААМакаров, НАЖариков, Н.ТЛадыгин, В.И.Кочерга.
Стоят в третьем ряду (слева направо): А.И.Чигарев, С.Н.Конюхов, В.Я.Соловьев, В.НАвтономов, В.В.Кошик, ВАПодгайный. 1974 г.
455
История развития отечественного ракетостроения
директора ПМЗ В.М.Шкуренко, главного инженера
О.С.Шкуропата и главного технолога В.И.Парицкого.
Летные испытания ракет 15А14 и 15А15 принимались
на полигоне Байконур Госкомиссиями, возглавляе-
мыми генерал-полковником Ф.П.Тонких. Комплексы
были приняты на вооружение в 1976 г.
За разработку ракетных комплексов третье-
го поколения, которые явились не только большой
творческой победой коллектива, но и материальной
основой безопасности СССР, КБ и завод были на-
граждены орденом Октябрьской Революции. Зва-
ние Героя Социалистического Труда было присвоено
В.Ф.Уткину и А.М.Макарову (обоим второй раз), а так-
же Б.И.Губанову и М.И.Галасю. Лауреатами Ленинской
премии стали Ю.А.Сметанин и В.И.Кукушкин, Государ-
ственной премии СССР - С.Н.Конюхов, А.Ф.Владыко,
А.М.Куншенко. Многие инженеры, рабочие, техники
были награждены орденами и медалями.
РАКЕТНЫЕ КОМПЛЕКСЫ С РАКЕТАМИ Р-36М
УТТХ (15А18) И МР-УР-100 УТТХ (15А16)
Всего через несколько месяцев после принятия на
вооружение комплексов с ракетами Р-36М (15А14) и
МР-УР-100 (15А15), 16 августа 1976 г. постановлени-
ем правительства КБ «Южное» была поручена раз-
работка РК Р-36М и МР-УР-100 с улучшенными ТТХ.
В декабре 1976 г. эскизные проекты этих комплексов с
ракетами, получившими индексы 15А18 и 15А16, были
разработаны и представлены Заказчику.
Модернизация обоих ракетных комплексов пре-
следовала цель существенного повышения эффектив-
ности их боевого применения при минимальных дора-
ботках и касалась в основном «верхушек» ракет - РГЧ
и ступеней разведения. Первая и вторая ступени для
обеих ракет использовались без доработки. Ступени
разведения и РГЧ заменялись новыми на заправлен-
ных компонентами топлива ракетах, стоявших в ШПУ.
Для ракеты 15А18 (ведущий конструктор - С.И.Ус)
была разработана новая ступень разведения 15Б157
диаметром 3 м и высотой 1 м, снабженная ЖРД с
качающимися камерами, работающим на основных
компонентах топлива, и новая РГЧ 15Ф183 с десятью
новыми скоростными блоками 15Ф162, снаряженны-
ми зарядами повышенной мощности. Новые ББ были
унифицированы для обеих ракет.
Разработанный КБ-4 двигатель 15Д177 для ступе-
ни разведения был выполнен четырехкамерным, по
открытой схеме без дожигания генераторного газа,
двухрежимным (тягой 2000 и 800 кгс) с многократ-
ным (до 25 раз) переключением с одного режима на
другой для создания наиболее оптимальных условий
при разведении ББ.
Одна из конструктивных особенностей двигателя -
два фиксированных положения камер сгорания. При
транспортировке и полете ракеты КС располагались
внутри ступени разведения. После отделения ступени
от ракеты специальные механизмы выводили камеры
за наружный контур отсека, разворачивали их в ра-
бочее положение для реализации «тянущей» схемы
разведения ББ и закрепляли пневматическими фик-
саторами. На этом двигателе впервые была введена
проверка отсутствия засорения магистралей методом
продувки воздухом с замером перепадов давления ро-
таметрами. Двигатель 15Д177 отрабатывался на стен-
де № 4 комплекса 8. Там же проводились комплексные
испытания ступени разведения в целом.
Новая РГЧ 15Ф183 была выполнена по двухъярус-
ной схеме с единым аэродинамическим обтекателем.
Впервые были разработаны и применены безымпульс-
ные устройства отделения ББ и пружинные толкатели,
закручивающие ББ вокруг оси в момент их отделения
от платформы.
Модернизация системы управления (КБ Электро-
приборостроения) заключалась в реализации более
полных законов управления со сведением практиче-
ски к нулю методических ошибок, а также увеличени-
ем памяти БЦВМ. При этом точность стрельбы была
улучшена в 2,5 раза, время готовности ракеты к пуску
сократилось до 62 с.
Улучшение параметров системы прицеливания (КБ
завода «Арсенал») достигалось за счет повышения
точностных характеристик аппаратуры, повышения
удароустойчивости, применения системы упреждаю-
щего запуска и квантового оптического гирометра с
высоким быстродействием, позволяющим произво-
дить многократную коррекцию прицеливания.
РГЧ 16Ф161 ракеты 15А16 (ведущий конструктор —
В.В.Кошик) отличалась от РГЧ 15Ф154 ракеты 15А15
модифицированным твердотопливным двигателем
разведения 15Д171-02 с уменьшенным разбросом
тяги за счет индивидуального подбора критических
сечений сопел. Как и на РГЧ 15Ф183, были внедре-
ны новые безымпульсные устройства крепления ББ
к платформе и механизмы отстыковки штепсельных
разъемов между ББ и РГЧ.
Впервые в практике отечественного ракетостроения
на ракете 15А16 была применена система «Мериди-
ан», позволяющая определить направление истинного
меридиана и обеспечивающая прицельный пуск раке-
ты после ядерного воздействия. Система «Меридиан»
дала возможность дистанционно измерять и уточнять
поправку азимута базового элемента, определенную
при постановке на боевое дежурство, с помощью ви-
зуальных гирокомплексов.
Летные испытания обоих ракетных комплексов
начались на НИИП-5 в октябре 1977 г., а заверши-
лись в 1979 г. в сентябре (15А16) и в ноябре (15А18).
456
Глава 6
С учетом того, что первые ступени обеих ракет оста-
вались без изменений, объем ЛКИ был сокращен.
Летные испытания комплекса с ракетой 15А16
проводились Госкомиссией под председательством
генерал-майора А.Ф.Дубовика. Техническим руко-
водителем испытаний - заместителем председателя
Госкомиссии был главный конструктор КБ «Южное»
В.Ф.Угкин, заместителем технического руководителя
испытаний - В.В.Грачев. В основном упор был сде-
лан на отработку новой системы управления, нового
боевого блока 15Ф162, на подтверждение точности
стрельбы и отработку процесса переоснащения ракет-
ного комплекса под измененную ракету.
В ходе летных испытаний было проведено девят-
надцать пусков (с учетом партионной ракеты 20Т), из
них шестнадцать были успешными. Причинами ава-
рийных пусков были в основном случайные производ-
ственные дефекты - неправильное функционирование
контуров обратной связи рулевых приводов тангажа и
рыскания второй ступени из-за использования нештат-
ной розетки-перемычки, непрохождение команды на
разделение ступеней из-за разрушения штепсельных
разъемов, установленных с отступлением от докумен-
тации. Один из пусков был с самыми тяжелыми по-
следствиями. В результате досадной ошибки при за-
писи полетного задания не была выдана команда на
запуск двигателя первой ступени. Ракета после мино-
метного старта поднялась на 20 м и рухнула в пусковую
установку, что привело к полному разрушению ШПУ.
Летные испытания подтвердили повышение бое-
вой эффективности комплекса примерно в 2,5 раза
по сравнению с комплексом 15А15 и позволили
Госкомиссии рекомендовать его к принятию на во-
В.С.Соколов (1930—2008 гг).
Герой Социалистического Тру-
да. Работал в ПО «ЮМЗ»: в
1982—1987 гг. - главный инже-
нер завода, с 1987 г. работал
первым заместителем директора
Днепропетровского НИИ техно-
логии машиностроения. Лауреат
Ленинской премии.
Ю.А.Сметанин (1925—1999 гг).
Герой Социалистического Труда.
Член-корреспондент АН Укра-
ины. В 1985—1999 гг. - первый
заместитель генерального кон-
структора по системным иссле-
дованиям и научной работе ПО
«ЮМЗ».
оружение. Постановлением правительства комплекс с
ракетой 15А16 был принят на вооружение 17 декабря
1980 г.
Первый полк с ракетным комплексом 15А16 был
поставлен на боевое дежурство 17 октября 1978 г.
К1983 г. все ракеты 15А15, стоявшие на БД в количе-
стве 130 ед., были заменены на ракеты 15А16. Кроме
того, за счет сокращения ракет УР-100 было развер-
нуто еще 20 ракет, что довело общее количество раз-
вернутых МБР 15А16 до 150. В настоящее время все
эти ракеты демонтированы и все ПУ ликвидированы,
кроме одной, которая оставлена для музейных целей.
Ракеты уничтожались на арсенале в п. Суроватиха Ни-
жегородской области.
Летными испытаниями ракеты 15А18 руководила
Госкомиссия под председательством генерал-полков-
ника Ф.П.Тонких. Из проведенных девятнадцати пусков
семнадцать были успешными. Причинами аварийных
пусков явились потеря устойчивости первой ступени
из-за выхода из строя рулевой машины, потеря устой-
чивости боевой ступени из-за ненормальности ее отде-
ления от второй ступени (наличие механической связи
после команды отделения). Причины были устранены,
эффективность принятых мер подтверждена последу-
ющими пусками.
В процессе летных испытаний была проведена
проверка и отработка возможности ввода в строй ком-
плекса как путем постановки вновь изготовленных ра-
кет 15А18, так и путем переоборудования ракет 15А14,
поставленных в ПУ ранее, без слива из них компо-
нентов топлива. В результате летных испытаний было
показано превышение заданных тактико-технических
требований МО дальности стрельбы, района разведе-
ния ББ и повышения боевой эффективности РК.
Ракета 15А18 могла доставить РГЧ с индиви-
дуальным наведением 10ББ с мощностью заряда
0.5—0,7 Мт, с точностью стрельбы ±0,65 км, имея мощ-
ную систему преодоления ПРО потенциального про-
тивника. Гарантийный срок хранения ракеты в заправ-
ленном состоянии составлял 10 лет, время подготовки
к пуску из полной боевой готовности - 62 с.
По рекомендации Госкомиссии ракетный комплекс
с ракетой 15А18 постановлением правительства был
принят на вооружение 17 декабря 1980 г. - в один и
тот же день с принятием на вооружение комплекса с
ракетой 15А16. За создание комплексов с ракетами
15А18 и 15А16 в 1982 г. звание Героя Социалистиче-
ского Труда присвоено В.С.Соколову, ЮАСметанину,
В.С.Великому и А.Г.Саватевой.
Развертывание ракеты началось в 1979 г. К1980 г.
было развернуто 120 ракет 15А18, которые заменили
последние оставшиеся на вооружении ракеты Р-36. К
1983 г. была произведена замена на 15А18 всех ранее
развернутых ракет 15А14, и общая численность раз-
вернутых ракет 15А18 достигла 308 ед., т.е. потолка,
457
История развития отечественного ракетостроения
установленного Договором ОСВ-1. Большой вклад
в разработку внесли начальники проектного отдела
Н.В.Гумилевский, Н.В.Цуркан, О.И.Дробахин.
Надежность и долговечность ракеты 15А18 пре-
взошла все начальные прогнозы. Ракета находится в
эксплуатации 25 лет, что на 15 лет больше заданно-
го гарантийного срока. Это подтверждено в рамках
ОКР «Зарядье» проведением дефектации восьми
ракет и элементов комплекса и проведением шести
пусков ракет после различных сроков эксплуатации.
В дальнейшем ракета 15А18 оказалась востребованной
для применения в качестве надежной конверсионной
PH «Днепр», пуски которой начались в 1999 г.
КОМАНДНАЯ РАКЕТА 15А11 «ПЕРИМЕТР»
В начале 1970-х гг., учитывая реальные возможно-
сти высокоэффективных методов радиоэлектронного
подавления потенциальным противником средств бо-
евого управления РВСН, стала весьма актуальной за-
дача гарантированного доведения боевых приказов от
высших звеньев управления (Генштаб ВС СССР, Управ-
ление РВСН) до командных пунктов и отдельных ПУ
стратегических ракет, стоящих на боевом дежурстве, в
случае чрезвычайного положения.
Возникла идея использовать для этих целей в до-
полнение к имеющимся каналам связи специальную
командную ракету, оснащенную мощным радиопере-
дающим устройством, запускаемую в особый период и
подающую команды на пуск всех ракет, находящихся на
боевом дежурстве по всей территории СССР.
Разработка специальной командной ракетной си-
стемы, получившей название «Периметр», была за-
дана КБ «Южное» постановлением правительства
№ 695-227 от 30 августа 1974 г. В качестве базовой ра-
кеты первоначально предполагалось использовать ра-
кету МР-УР-100 (15А15), впоследствии остановились
на ракете МР-УР-100 УТТХ (15А16). Доработанная в
части системы управления ракета получила индекс
15А11. Ее ведущим конструктором стал В.В.Кошик.
В декабре 1975 г. был выполнен эскизный про-
ект командной ракеты. На ракете устанавливалась
специальная ГЧ, имевшая индекс 15Б99, включав-
шая в себя оригинальную радиотехническую систе-
му разработки ОКБ ЛПИ. Для обеспечения условий
ее функционирования ГЧ во время полета должна
была иметь постоянную ориентацию в пространстве.
Специальная система ее успокоения, ориентации и
стабилизации была разработана сотрудниками КБ-3
(отдел Е.И.Уварова) с использованием холодного
сжатого газа (учитывая опыт разработки ДУ для СГЧ
«Маяк»), что существенно сократило стоимость и
сроки ее создания и отработки.
Из-за большой загрузки производства «Юж-
маша» изготовление СГЧ 15Б99 было размещено
на НПО «Стрела» в г. Оренбурге. Освоение СГЧ на
ОрМЗ происходило в сжатые сроки при большом со-
действии руководства завода и энтузиазме заводско-
го коллектива.
После изготовления и испытаний на ОрМЗ СГЧ
отправлялась не на ЮМЗ - изготовитель ракеты,
а непосредственно на полигон. Так было на этапе
ЛКИ, а в дальнейшем, после принятия РК на вооруже-
ние, СГЧ направлялась на объекты РВСН. Это сокра-
щало сроки и снижало нерентабельные транспортные
расходы.
После наземной отработки новых технических ре-
шений в 1979 г. начались ЛКИ командной ракеты. На
НИИП-5, площадках 176 и 181, были введены в строй
две экспериментальные ШПУ. Кроме того, на пло-
щадке 71 был создан специальный КП, оснащенный
вновь разработанной уникальной аппаратурой боевого
управления для обеспечения дистанционного контроля
и пуска командной ракеты по приказам, поступающим
от высших звеньев управления РВСН.
Летные испытания ракеты 15А11 проводились под
руководством Госкомиссии, возглавляемой генерал-
лейтенантом В.В.Коробушиным, первым заместите-
лем начальника Главного штаба РВСН. Техническим
руководителем испытаний системы «Периметр» был
назначен В.И.Мельник, главный конструктор НПО
«Импульс» (бывшее ОКБ ЛПИ). КБ «Южное» в Госко-
миссии представлял первый заместитель генерального
конструктора Б.И.Губанов.
Первый пуск командной ракеты с эквивалентом
передатчика был успешно проведен 26 декабря 1979 г.
Были проверены разработанные и реализованные
сложные алгоритмы сопряжения всех систем, уча-
ствовавших в пуске, возможность обеспечения ракетой
заданной траектории полета ГЧ 15Б99 (вершина траек-
тории на высоте около 4000 км, дальность - 4500 км),
работа всех служебных систем ГЧ в штатном режиме,
подтверждена правильность принятых технических ре-
шений.
На летные испытания было отведено 10 ракет.
В связи с успешными пусками и выполнением постав-
ленных задач Госкомиссия сочла возможным удовлет-
вориться семью пусками. В ходе испытаний системы
«Периметр» были проведены реальные запуски ракет
15А14,15А16,15А35 с боевых объектов по приказам,
переданным СГЧ 15Б99 в полете.
ЛКИ командной ракеты были завершены в марте
1982 г. В январе 1985 г. комплекс поставлен на боевое
дежурство. В течение более 10 лет комплекс команд-
ных ракет успешно выполнял свою важную роль в деле
обороноспособности государства. В рамках соглаше-
ния СНВ-1 в июне 1995 г. комплекс командной ракеты
был снят с боевого дежурства.
458
Глава 6
Краткие технические характеристики
ракетного комплекса 15П014 с ракетой 15А14
Ракетный комплекс - стационарный, с высокозащищенными
от наземного ядерного взрыва шахтными ПУ и КП
Пусковая установка - шахтная типа «ОС»
Способ старта - минометный, из ТПК с помощью ПАД
Ракета - межконтинентальная, двухступенчатая,
баллистическая, жидкостная, полностью ампулизированная
Боевое оснащение:
-	моноблочная ГЧ с боевым блоком тяжелого
класса с зарядом мощностью 20 Мт;
-	моноблочная ГЧ с боевым блоком легкого
класса с зарядом мощностью 8 Мт;
-	РГЧ в комплектации: 10 боевых блоков с зарядом
мощностью 0,4 Мт или 4 боевых блока с зарядом
мощностью 1,0 Мт и 6 боевых блоков с зарядом мощностью
0,4 Мт. Все комплектации оснащены КСП ПРО
Максимальная дальность стрельбы:
-	ГЧ тяжелого класса -11200км
-	ГЧ легкого класса -16000 км
-	РГЧ-10500 км
Точность стрельбы (при L = 10000км) - ±1,6 км
Обобщенный показатель надежности - 0,91
Время пуска из полной боевой готовности -62 с
Стойкость ракеты к поражающим факторам ядерного взрыва:
- до старта - обеспечивается ПУ
- в полете - первый уровень
Гарантийный срок нахождения на боевом дежурстве
при регламенте 1 раз в 3 года -10 лет
Условия боевого дежурства ракеты - нахождение
в полной боевой готовности в ШПУ
Боевое применение - в любых метеоусловиях при температуре
воздуха от -40 до +50 °C и скорости ветра у поверхности
земли до 25 м/с, до и после ядерного воздействия по БРК
Стартовый вес ракеты:
-	с ГЧ тяжелого класса -209,2 т
-	сГЧ легкого класса -208,3 т
-	с РГЧ-210,4 т
Вес головной части:
-	с тяжелым боевым блоком - 6,565 т
-	с легким боевым блоком - 5,727 т
-	с десятью блоками -7,823 т
Топливо-жидкое, самовоспламеняющееся
с высококипящими компонентами:
-окислитель-АТ
-	горючее - НДМГ
Вес топлива:
-	первой ступени -150,5 т
-	второй ступени -37,6 т
Характеристики ДУ первой ступени:
-	тяга (на земле/в вакууме) - 424,8/461,2 тс
-удельный импульс (на земле/в вакууме)-293,3/318,4
-	давление в КС основного двигателя -210 кгс/см2
Характеристики ДУ второй ступени
-	тяга (в пустоте) - 77,5 тс
-удельный импульс (в вакууме)-325,5 с
-	давление в КС основного двигателя -158 кгс/см2
Система управления - автономная, инерциальная на базе БЦВМ
Полетная надежность -0,958
Коэффициент энерговесового совершенства, Gnr/Go -36,7 кгс/тс
Органы управления:
-	первой ступени - отклонение 4КС основных ЖРД
-	второй ступени - четырехкамерный рулевой ЖРД
Длина (с РГЧ) -33,65 м
Диаметр-3,0м
ОРРИН ЦРЗц&йМ, К ЗКСашХЗЕШ!
1МЩЕЗШ1
Начало разработки -1969г.
Принятие на вооружение -1975 г.
Снятие с вооружения -1982 г.
Серийное производство ракет 15А14 осуществлялось
на ПО «ЮМЗ», г. Днепропетровск.
Краткие технические характеристики
ракетного комплекса 15ПО15 с ракетой 15А15
Ракетный комплекс - стационарный, i		: защищенными				
от наземного ЯВ шахтными ПУ и КП Пусковая установка -шахтная, автоматизированная, высокозащищенная, типа «ОС» - модернизированная ПУ ОС-84 Способ старта- минометный, из ТПК с помощью ПАД Ракета- межконтинентальная, баллистическая, жидкостная, двухступенчатая, ампулизированная Боевое оснащение ракеты: - разделяющаяся ГЧ с четырьмя стойкими к ПФЯВ ББ с зарядом 0,4 Мт каждый - моноблочная ГЧ со стойким к ПФЯВ ББ с зарядом 3,4 Мт Прицельная дальность стрельбы с РГЧ -10250 км Максимальная дальность стрельбы с моноблочной ГЧ-10320км Минимальная дальность стрельбы-1000 км Точность стрельбы - ±1,6 км						
	Ракета 15А14 ракетного комплекса Р-36М			Ракета 15А15 ракетного комплекса МР-УР-100		
459
История развития отечественного ракетостроения
Район разведения ББ-200х100км
Полетная надежность - 0,957
Боеготовность-80 с
Гарантийный срок
нахождения ракеты на БД при регламенте 1 раз в 3 года -10 лет
Условия боевого дежурства ракеты - нахождение
в полной боевой готовности в ШПУ
Боевое применение - обеспечивается в любое время года и
суток, в любых метеоусловиях, а также после воздействия ЯВ
(в пределах защищенности БРК)
Система управления - автономная, инерциальная на базе
БЦВМ, позволяющая производить переприцеливание
в процессе предстартовой подготовки
Тшошм хшшяш сеши 1S&15. (М2ХШЩ
Стартовый вес ракеты -71,2 т
ВесГЧ-2,1т
Длина - 22,51 м
Диаметр-2,25 м
Топливо-жидкое, самовоспламеняющееся
с высококипящими компонентами:
-окислитель-АТ
-горючее-НДМГ
Тяга ДУ первой ступени:
-основного двигателя (на земле/в вакууме)-117/126 гс
-рулевого двигателя (на земле/в вакууме)-28/33 гс
- удельный импульс -318,5с
Тяга ДУ второй ступени (в вакууме) -14,5 тс
Удельный импульс -330,5 с
Органы управления:
-	первой ступени - четырехкамерный
рулевой ЖРД с поворотными КС
- второй ступени - основной двигатель, управляющий
полетом по тангажу и рысканию при помощи системы
вдува газа в закритическую часть сопла
-	специальные сопла, работающие на генераторном
газе и управляющие полетом по крену
Стаон и зкшщдшш
1ЯМ1ЫМЁК6 (^АЩМР^ИХД
Начало разработки -1970 г.
Принятие на вооружение -1975 г.
Снятие с вооружения -1983 г.
Серийное производство ракет 15А15 осуществлялось
на ПО «ЮМЗ», г. Днепропетровск.
Краткие технические характеристики
ракетного комплекса 15П018 с ракетой 15А18
Ракетный комплекс - стационарный, с
высокозащищенными от наземного ЯВ ПУ и КП
Пусковая установка - одиночная, шахтная,
автоматизированная, с высокой защищенностью от ЯВ
Способ старта - минометный, из ТПК с помощью ПАД
Ракета - МБР, жидкостная, полностью ампулизированная
Боевое оснащение - РГЧ с 10 ББ мощностью
0,5 Мт и эффективным КСП ПРО
Максимальная дальность стрельбы -11000 км
Точность стрельбы -±0,65 км
Обобщенный показатель надежности - 0,93
Время пуска из полной боевой готовности -62 с
Стойкость ракеты к ПФЯВ в полете - первый уровень
Гарантийный срок нахождения на БД - более 10 лет
Условия боевого дежурства ракеты - нахождение
в полной боевой готовности в ПУ
Боевое применение - в любых метеоусловиях при температуре
воздуха от -50 до +50 °C и скорости ветра у поверхности
земли до 25 м/с, до и после ядерного воздействия по БРК
Стартовый вес-211,1 т
Вес головной части - 8,47 т
Топливо-жидкое, самовоспламеняющееся
с высококипящими компонентами:
-окислитель-АТ
-горючее-НДМГ
Вес топлива :
-	первой ступени -150,5 т
-	второй ступени -37,6 т
-	ступени разведения -2,1т
Тяга ДУ первой ступени (на земле / в вакууме) -
424,8/461,2 тс
Удельный импульс ДУ
первой ступени (на земле/
в пустоте) -293,3/318,4 с
Тяга ДУ второй ступени
(в вакууме)- 77,5 гс
Удельный импульс
ДУ второй ступени
(в вакууме)-325,5 с
Тяга ДУ СР (в
вакууме)-2,06 тс
Удельный импульс ДУ
СР (в вакууме)-309 с
Система управления -
автономная, на базе ЦВК
и высокоточного ККП
Полетная надежность
-0,965
Коэффициент
энерговесового
совершенства (Gnr/
Go)-40,1 кгсЛс
Органы управления:
-первойступени-
качающиеся четыре
(основных) двигателя
-второйступени -
четырехкамерный
рулевой двигатель
- ступени разведения -
четырехкамерный двигатель
с качающимися камерами
Ракета 15А18
ракетного
комплекса
Р-36МУПХ
Ракета 15А16
ракетного
комплекса
МР-УР-100 УПХ
460
Глава 6
Длина -34,3 м
Диаметр-3,0 м
Сроки разработки и зксмугшии раке тнсгь
omm шпз смятой 15А18
Начало разработки -1976 г.
Принятие на вооружение -1980 г.
Снятие с вооружения -1988 г.
Серийное производство ракет 15А18 осуществлялось
на ПО «ЮМЗ», г. Днепропетровск.
Краткие технические характеристики ракетного
комплекса 15П016 с ракетой 15А16
Ракетный комплекс - стационарный с защищенными
от наземного ЯВ шахтными ПУ и КП
Пусковая установка - шахтная, автоматизированная,
высокозащищенная, типа «0С№- модернизированная ПУ ОС-84
Способ старта - минометный, из ТПК с помощью ПАД
Ракета-межконтинентальная, баллистическая,
жидкостная, двухступенчатая, ампулизированная
Боевое оснащение ракеты - разделяющаяся головная часть
с четырьмя стойкими к ПФЯВ ББ с зарядом 0,5 Мт каждый
Прицельная дальность стрельбы:
- максимальная -10200 км
- минимальная -1000 км
Точность стрельбы:
- при отсутствии ядерного удара противника
по стартовой позиции - около 0,84 км
- при старте ракеты после ядерного удара по
стартовой позиции - около 1,05 км
Район разведения ВБ-200 х 100 км
Полетная надежность - 0,96
Боеготовность-60 с
Гарантийный срок нахождения ракеты на БД
при регламенте 1 раз в 3 года -10 лет
Условия боевого дежурства ракеты - нахождение
в полной боевой готовности в ШПУ
Боевое применение - обеспечивается в любое время года
и суток, в любых метеоусловиях, а также после
воздействия ЯВ (в пределах защищенности ВРК)
Система управления - автономная, инерциальная,
позволяющая производить переприцеливание
в процессе предстартовой подготовки
Технические характеристики ракеты 15А16
Стартовый вес ракеты -71,1т
ВесГЧ-2,05т
Габаритные размеры:
-длина-22,15 м
-диаметр-2,25 м
Топливо -жидкое, самовоспламеняющееся
с высококипящими компонентами:
-окислитель-АТ
- горючее-НДМГ
Тяга ДУ первой ступени:
- основного двигателя
(на земле/в вакууме) -117/126 тс
- рулевого двигателя (на земле/в
вакууме)-28/33 тс
Тяга ДУ второй ступени (в
вакууме)-14,5 тс
Удельный импульс двигателя (в вакууме)-
- первой ступени - 318,5 с
- второй ступени - 30,5 с
Органы управления:
- первой ступени - четырехкамерный
рулевой ЖРД с поворотными КС
- второй ступени - основной двигатель,
управляющий полетом по тангажу и
рысканию при помощи системы вдува
газа в закритическую часть сопла
- специальные сопла, работающие
на генераторном газе и
управляющие полетом по крену
CihW оазоабс тки и эксплуатации
ШШРКЦШКШ /ЙО
с ттой 15А16
Начало разработки -1976 г
Принятие на вооружение -1980 г
Снятие с вооружения -1994 г
Серийное производство ракет
15А16 осуществлялось на ПО
«ЮМЗ», г Днепропетровск.
Ракета 15А11
«Периметр»
Краткие технические
характеристики
комплекса 15П011
Ракетный комплекс - стационарный, с защищенными
от наземного ЯВ шахтными ПУ и КП
Пусковая установка - шахтная, автоматизированная,
высокозащищенная, типа «ОС» - ПУ 15П716
Способ старта - минометный, из ТПК с помощью ПАД
Боевое оснащение ракеты - специальная головная часть
для обеспечения связи между центральным командным
пунктом, командными пунктами и пусковыми установками
при полете головной части на пассивном участке траектории
Вес головной части -1,412 т
15П011 с ракетой 15А11
Начало разработки -1974 г.
Принятие на вооружение -1986 г.
Снятие с вооружения -1995 г.
Серийное производство ракет 15А11 осуществлялось
на ПО «ЮМЗ», г. Днепропетровск.
461
История развития отечественного ракетостроения
Л.С.Соломонов
ОАО «Корпорация «МИТ»
НИИ-1
История Московского института теплотехники
начинается 13 мая 1946 г. - со времени выхода По-
становления «Вопросы реактивного вооружения», в
соответствии с которым был организован Научно-ис-
следовательский институт пороховых реактивных сна-
рядов - НИИ-1 Министерства сельскохозяйственного
машиностроения. 6 марта 1966 г. он получил новое
наименование - Московский институт теплотехники,
в 1998 г. стал Федеральным государственным унитар-
ным предприятием «Московский институт теплотехни-
ки», а в 2010 г. был преобразован в ОАО «Корпорация
«Московский институт теплотехники».
За прошедшие годы предприятие прошло интерес-
ный и сложный путь. Все это время судьба МИТ была
частью истории отечественной ракетной техники, и за
многими историческими событиями всегда стояли его
конкретные дела по укреплению обороноспособности
и защите нашего государства. В результате выполнения
задач по обеспечению безопасности страны инсти-
тутом были созданы многие образцы вооружения и
военной техники, ставшие гордостью отечественного
оружия, позволившие достигнуть и сохранить его при-
оритет в настоящее время, а также создать надежный
задел на будущее.
Вначале эти образцы создавались по заказам Ми-
нистерства обороны для Сухопутных войск, Военно-
морского флота, Военно-воздушных сил. Но большая
часть времени и энергии коллектива отдана разработ-
ке ракетных комплексов для РВСН.
На смену «Катюшам» времен Великой Отечествен-
ной войны пришли новые реактивные системы. Разра-
ботанные в институте системы залпового огня состояли
СЯБодров
(1905-1960гг.). С1952
по 1960 г.-директор НИИ-1.
Генерал-майор инженерно-
технической службы
на вооружении много деся-
тилетий. Они экспортиро-
вались во многие страны
мира, широко и успешно
применялись в локальных
войнах, где прекрасно себя
зарекомендовали.
В первые годы под ру-
ководством директора ин-
ститута С.Я.Бодрова была
проведена большая работа
по становлению предпри-
ятия. Разнообразие тема-
тики и многочисленность
заказов определили назна-
чение нескольких главных
конструкторов по изделиям. В это время в институте
действовало около десяти самостоятельных конструк-
торских подразделений, осуществлявших разработку
реактивных снарядов.
Одним из важнейших достижений коллектива инсти-
тута в эти годы была разработка целого поколения ре-
активных систем залпового огня для Сухопутных войск.
Другое направление работ было связано с разработкой
неуправляемых авиационных реактивных сна рядов для
поражения как воздушных, так и наземных целей. Тре-
тье основное направление было связано с разработкой
и созданием реактивного противолодочного вооруже-
ния флота. В эти годы институтом было разработано
несколько комплексов с противолодочными неуправля-
емыми реактивными глубинными бомбами. Системы
«Ураган», «Бурун», «Смерч», «Смерч-ll», «Смерч-Ш»,
с многозарядными палубными установками, дальность
стрельбы которых составляла до 6 км, долгое время
служили ВМФ, а самой знаменитой из них, находящей-
ся до сих пор на вооружении ВМФ России и ВМС ряда
стран, является система «Смерч-ll» (РБУ-6000), которая
будет находиться на вооружении, видимо, еще долгое
время в составе вооружения крейсеров, эсминцев и сто-
рожевых кораблей различных проектов. Создание этих
систем заложило основу для дальнейших разработок
новых противолодочных комплексов в интересах ВМФ
(«Вихрь», «Ливень»),
462
Глава 6
Самоходная пусковая установка ракетного комплекса «Луна-М»
В 1960-е гг. работа коллектива института по про-
тиволодочной тематике осуществлялась под руковод-
ством Н.П.Мазурова в направлении создания более
крупных и сложных комплексов. Так, для поражения
ПЛ на всех глубинах был разработан ракетный проти-
володочный комплекс «Вихрь» (РПК-1), поступивший
в 1968 г. на вооружение противолодочных кораблей и
тяжелых крейсеров. К настоящему времени в рамках
работ по этой тематике создан малогабаритный про-
тиволодочный комплекс «Медведка», предназначен-
ный для уничтожения целей на глубинах до 500 м и на
дальностях до 20 км.
Одновременно в середине 1950-х гг. коллектив
института начинает новый этап в своей работе - при-
ступает к разработке неуправляемых ракет с ядерными
зарядами тактического назначения. Под руководством
главного конструктора по данному направлению Ни-
колая Петровича Мазурова были разработаны такти-
ческие ракеты ЗР1 «Марс» и ЗР2 «Филин». С приня-
тием на вооружение ракетных комплексов с ракетами
«Марс» и «Филин» наши Сухопутные войска впервые
получили тактическое ядерное оружие. В дальнейшем,
в 1959-1961 гг., была осуществлена разработка ком-
плекса с ракетой ЗР9 «Луна», а в 1961-1964 гг. - ком-
плекса «Луна-М».
Работы по комплексу
«Луна-М» проводились в
сжатые сроки. Уже 27 де-
кабря 1961 г. состоялся
первый пуск опытной ра-
кеты на полигоне Капу-
стин Яр, а серийное про-
изводство на Воткинском
заводе развернулось уже
в 1964 г. На вооружение
Советской Армии этот
комплекс поступил 6 авгу-
ста 1964 г. Его преимуще-
Н.П.Мазуров
(1917—2004гг.). Главный
конструктор направления
МИТ. Академик РАРАН. Д.т.н.,
профессор. Лауреат Ленинской
и Государственной премий.
ствами являлись простота
эксплуатации, надежность
действия, высокая манев-
ренность, нетребователь-
463
История развития отечественного ракетостроения
ность в выборе огневой позиции, высокие ходовые
качества, обеспечивающие скорость передвижения до
60 км/ч по шоссейным и грунтовым дорогам, воз-
можность применения в любых погодных условиях
при температуре от -40 до +50 °C. Все разработан-
ные в дальнейшем Московским институтом теплотех-
ники подвижные грунтовые комплексы создавались
на базе колесных шасси высокой проходимости.
Сравнительно высокие боевые характеристики, со-
четающиеся с простотой эксплуатации и боевого при-
менения комплекса «Луна-М», обусловили более чем
30-летний период службы комплекса в ракетных под-
разделениях Сухопутных войск нашей страны, а также
в армиях многих зарубежных государств.
В ходе работ по неуправляемой тематике коллекти-
вом института было разработано и сдано на вооруже-
ние более двух десятков базовых образцов реактивных
снарядов и тактических ракет, а также большое число
их модификаций.
Но в целом в комплексе «Луна-М» были практи-
чески исчерпаны все возможности улучшения точно-
сти неуправляемых ракет, поэтому в конце 1950-х гг.
институт приступил к решению принципиально новой
для отечественного ракетостроения задачи - созданию
управляемых баллистических ракет на твердом топливе.
СОЗДАНИЕ МОБИЛЬНЫХ
РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ с УПРАВЛЯЕМЫМИ
ТВЕРДОТОПЛИВНЫМИ РАКЕТАМИ
С 1960-х гг., являясь головной организацией отрас-
ли, Московский институт теплотехники в кооперации с
многочисленными КБ, НИИ и заводами обеспечил
развитие принципиально нового для отечественного
ракетостроения направления - создание подвижных
грунтовых ракетных комплексов с твердотопливными
управляемыми баллистическими ракетами «Темп-С»,
«Темп-2С», «Пионер», «Тополь» и др., выживаемость
которых обеспечивается за счет скрытности местона-
хождения и мобильности самоходных пусковых уста-
новок. В1961 г. директором - главным конструктором
института был назначен А.Д.Надирадзе.
АД.Надирадзе (1914-1987 гг.).
Дважды Герой Социалистиче-
ского труда. С 1961 по 1987 г. -
директор - главный конструктор
МИТ. Академик АН СССР. Д.т.н„
профессор. Лауреат Ленинской и
Государственной премий.
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС
ОПЕРАТИВНО-ТАКТИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
«ТЕМП» С РАКЕТОЙ 9М71
К этому времени в США были созданы твердото-
пливные ракеты оперативно-тактического назначения
(«Сержант», «Першинг»). В отличие от предшеству-
ющих жидкостных ракет, они обладали меньшим вре-
менем приведения в постоянную готовность к пуску
и хорошими габаритными показателями, не требо-
вали многочисленного наземного оборудования для
предпусковой подготовки, что обеспечивало повы-
шенную скрытность передвижения и развертывания
комплексов. С учетом информации о разработке в
США управляемых оперативно-тактических и страте-
гических баллистических ракет перед отечественными
конструкторами встала задача создания аналогичных
ракет для советских Вооруженных Сил.
Настойчивость АДНадирадзе и его способность
убеждать руководство в целесообразности открытия
новой тематики сделали свое дело. Постановлением
ЦК КПСС и СМ СССР № 829-379 от 21 июля 1959 г.
НИИ-1 поручалась разработка комплекса с первой
отечественной управляемой твердотопливной опера-
тивно-тактической ракетой «Темп». Ракета со старто-
вой массой 10 т должна была иметь диапазон даль-
ностей полета от 100 до 600 км при точности ±3 км.
Главным конструктором комплекса был определен
АДНадирадзе, научным руководителем разработ-
ки ракеты - С.П.Королев, в ОКБ-1 которого с марта
1959 г. проводилась в это время работа по созданию
твердотопливной ракеты PT-1 (8К95). Однако опыт
работ в области создания твердотопливной ракетной
техники подобного класса был минимальным.
Новому директору и главному конструктору НИИ-1
были даны большие полномочия в наборе кадров и
финансировании. НИИ-1, который ранее располагал
старыми убогими постройками начала века
(кирпичные здания в два этажа и небольшие цеха типа
мастерских), получил в свое владение здание школы, а
затем заложил 12-этажное здание из стекла и бетона
для размещения «мозгового центра» института.
Перед руководством института стояли непростые
задачи:
-	организовать деловые связи и создать новую ко-
операцию смежных организаций для проектирования
ракеты и ракетного комплекса;
-	организовать разработку колесного шасси вы-
сокой проходимости, пусковой установки и транспор-
тно-заряжающей машины, оснастить ПУ ракетой со
специальным контейнером, поддерживающим тре-
буемый температурно-влажностный режим, подъем-
ником для вертикализации ракеты за минимальное
время и др.
464
Глава 6
Учитывая, что в НИИ-1 практически не было про-
изводственной базы, а сроки были жесткие, решать все
приходилось на ходу. Переход к разработке и испыта-
ниям ракетных комплексов принципиально нового
типа в крайне сжатые сроки потребовал организации
исследований на более высоком научно-техническом
уровне. Это вызвало, например, необходимость те-
оретического обоснования конструктивной схемы
ракеты, применение методов моделирования на ана-
лого-цифровых вычислительных системах с реальной
аппаратурой и рулевыми приводами, для чего было
разработано программно-математическое обеспече-
ние, разработаны и изготовлены нагрузочные стенды
и система телеизмерений для наземной и летной от-
работки.
При разработке ракеты «Темп» впервые в нашей
стране в крайне сжатые сроки был практически ре-
шен ряд проблем, связанных со спецификой твердо-
топливных управляемых ракет. К этому времени был
накоплен опыт создания и применения баллиститных
(нитроглицериновых) твердых топлив. Разработка
более перспективных смесевых твердых топлив с по-
вышенной энергетикой и расширенными технологи-
ческими свойствами пока еще находилась на ранней
стадии выбора рецептур и отработки их производства
и применения.
Единственным приемлемым решением, которое
научный руководитель темы С.П.Королев предложил
по аналогии с жидкостной Р-7 - сделать схему твер-
дотопливной ракеты Т-15 (получившей позже назва-
ние «Темп») «пакетной», что определило применение
схемы ДУ с параллельным расположением четырех
двигателей.
Для обеспечения приемлемых кинематических
параметров траектории и точности стрельбы требова-
лось большое время работы ДУ. Поэтому ее двигатели
задействовались последовательно попарно, при этом
для выравнивания уровня тяги одновременно работа-
ющих диагонально противоположных двигателей было
предложено создание газовой связи.
Для создания управляющих сил во время полета
ракет были применены кольцевые газовые рули (деф-
лекторы), обеспечивающие очень высокий уровень
управляющих сил - до 20 % от тяги сопла. Примене-
ние дефлекторов допускало раздельную поагрегатную
отработку как органов управления, так и остальной ча-
сти двигателя. Однако достаточно компактная установ-
ка дефлекторов на сопле обеспечивала их отклонение
только в одной плоскости и для управления по всем
трем каналам (тангажу, рысканью и крену) требовалось
наличие четырех одновременно работающих сопел.
Впервые цилиндрическая часть корпусов камер
ДУ была выполнена из перспективного материала -
стеклопластика, обладающего большей удельной
прочностью, чем металлы. Более сложные по форме
эллиптические днища камер
изготавливались из стали.
Переднее днище крепилось
на резьбе непосредственно
к стеклопластиковой трубе.
Для установки топливного за-
ряда задний стык был разъ-
емным - днище болтами
крепилось к концевой сталь-
ной детали, установленной на
резьбе на стеклопластиковой
трубе.
Впервые на ракетах такого
класса применили раскрыва-
емые перед стартом решетча-
тые (полипланные) стабилиза-
торы - по два стабилизатора
на каждом двигателе. В сло-
женном положении стабили-
заторы почти не увеличивали
габариты ракеты. Принятые
размеры и параметры решет-
чатых стабилизаторов обе-
спечивали оптимальный запас
статической устойчивости с
соответствующим снижением
потребных управляющих сил.
В передней части раке-
ты размещалась отделяемая
головная часть конической
формы и приборный отсек с
аппаратурой СУ, работающей
на аналоговых принципах (в те
годы отечественное приборо-
Ракета 9М71
строение было еще очень далеко от создания бортовых
цифровых ЭВМ).
Летные испытания первой в истории отечествен-
ного ракетостроения твердотопливной управляемой
баллистической ракета «Темп» начались в 10 ч 15 мин
20 мая 1961 г. пуском с полигона Капустин Яр. Успеш-
ная разработка ракеты «Темп» после проведения бо-
лее чем десятка пусков была прекращена на основании
Постановления ЦК КПСС и СМ СССР № 800-273 от
16 июля 1963 г. в связи с выявившейся заинтересо-
ванностью Заказчика в срочном создании твердото-
пливной оперативно-тактической ракеты существенно
большей дальности.
Тем не менее, ОКР по ракете «Темп» - первой в
отечественной практике ракеты такого типа на твердом
топливе - позволили решить и отработать ряд прин-
ципиально новых конструктивных решений (кольцевые
газовые рули, решетчатые стабилизаторы, элементы
крупногабаритных двигателей на твердом топливе
и т.п.), многие из которых были воплощены в новом
изделии предприятия - ракете «Темп-С».
465
История развития отечественного ракетостроения
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС
ОПЕРАТИВНО-ТАКТИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
«ТЕМП-С» С РАКЕТОЙ 9М76
В начале 1960-х гг. для армии США была разрабо-
тана двухступенчатая твердотопливная баллистическая
ракета «Першинг», способная доставить термоядер-
ный заряд на дальность до 740 км. В СССР на во-
оружение ракетных частей Сухопутных войск в это же
время поступили два ракетных комплекса существенно
меньшей дальности: Р-17 с жидкостной баллистиче-
ской ракетой 8К14 с дальностью до 300 км и ФКР-2
с дозвуковой, уязвимой для средств ПВО, крылатой
ракетой С-5 с дальностью до 500 км.
Ракетные комплексы большей дальности (Р-12
и Р-14) к тому времени были переданы во вновь ор-
ганизованные Ракетные войска стратегического на-
значения, и Сухопутные войска стремились получить
средство доставки ядерного оружия с возможностями,
не уступающими ракетам армии США.
К этому времени в нашей стране были достигнуты
первые успехи в создании смесевых твердых топлив.
В результате активизировались работы в данном на-
правлении и в НИИ-125. Применение нового топлива
открывало перспективы создания крупногабаритных
двигателей. При этом ракета могла быть выполнена по
схеме с последовательным расположением ступеней,
для которой достаточно просто решались задачи от-
деления отработавшей ступени. Переход к двухступен-
чатой схеме позволял существенно увеличить макси-
мальную дальность.
Руководство страны Постановлением ЦК КПСС
и СМ СССР № 934-405 от 5 сентября 1962 г. задало
НИИ-1 разработку комплекса 9К76 с первой отече-
ственной управляемой твердотопливной оперативно-
Самоходная пусковая установка «Темп-С» перед пуском ракеты
Ракета 9М76 Вид спереди
Ракета 9М76. Вид со стороны двигательной установки
466
Глава 6
тактической ракетой 9М76Б «Темп-С». По своим
летно-техническим и боевым характеристикам новый
комплекс должен был существенно превзойти амери-
канский комплекс «Першинг».
Основные технические решения и характеристики
ракеты определились исходя из заданного типа ядер-
ного заряда головной части и стартового веса, соответ-
ствующего грузоподъемности нового четырехосного
шасси повышенной проходимости МАЗ-543, принятой
для пусковой установки 9П120.
Первоначально, на стадии предэскизного проекта
в 1960 г. был проработан одноступенчатый вариант
«Темп-С». К тому времени на вооружении ВМС США
находились ПЛ, вооруженные твердотопливными бал-
листическими ракетами «Поларис». Внимательно из-
учив конструктивную схему и технологические особен-
ности производства этих ракет, ведущие специалисты
НИИ-1 окончательно решили отказаться от «пакетной»
схемы и принять двухступенчатую. Поэтому еще до вы-
хода постановления был сделан выбор в пользу двух-
ступенчатой схемы, которая обеспечивала уменьшение
стартового веса с 11,5 до 9,5 т, а максимального диа-
метра с 1,15 до 1,05м.
Исходя из жестких сроков создания ракеты, огра-
ниченных возможностей конструкторских служб,
опытного производства и испытательной базы было
принято решение о разработке ракеты с двумя прак-
тически одинаковыми двигательными установками.
При выигрыше в дальности по сравнению с принятой
схемой до 10 % схема с различными ДУ требовала
удвоения объема проектно-конструкторских работ и
наземной отработки.
Двигательная установка второй ступени отли-
чалась от ДУ первой только наличием узла отсечки
тяги, тормозных двигателей и большим расширени-
ем сопел. Унификация двигателей первой и второй
ступеней обеспечила сокращение числа потребных
огневых испытаний. Как и на ракете «Темп», цилин-
дрические части корпусов двигателей были выполне-
ны из стеклопластика, днища - из стали. Вкладной
заряд формировался из нового смесевого твердого
топлива ПЭУ-7ФГ. В качестве органов управления на
четырехсопловом блоке установили кольцевые газо-
вые рули (дефлекторы) в форме сферических колец,
обеспечивающих управление по всем каналам. Вну-
тренняя поверхность критической части раструба со-
плового тракта и дефлектора защищалась тугоплав-
кими металлами.
Разделение ступеней осуществлялось по «горячей»
схеме с запуском двигателя второй ступени в процессе
спада тяги двигателя первой ступени. Ферменная кон-
струкция соединительного отсека обеспечивала сво-
бодное истечение струи запускаемого двигателя.
С учетом опыта отработки ракеты «Темп» для
уменьшения уровня возмущений, действующих на
боевой блок, узел отсечки тяги на второй ступени
новой ракеты был выполнен в виде расположенных
в хвостовой части корпуса двигателя 16 радиальных
окон, вскрываемых по команде СУ детонирующими
удлиненными зарядами. Одновременно включались
тормозные двигатели, и отработавшая часть ракеты от-
водилась от боевого блока.
Автономная система управления включала гиро-
платформу с чувствительными элементами комплекса
командных приборов и, впервые в отечественной ра-
кетной технике, бортовое цифровое вычислительное
устройство. В пространстве между соплами размести-
ли гидравлические рулевые машинки, газогенератор
рулевого привода, а на верхней ступени - также и тор-
мозные двигатели.
Самоходная пусковая установка - Темп-С» на параде
467
История развития отечественного ракетостроения
Обеспечение требуемых температурных условий и
защиту от механических повреждений ракеты обеспе-
чивал обогреваемый контейнер. После установки раке-
ты на стартовый стол контейнер раскрывался по про-
дольному стыку, а затем опускался на стартовый стол.
Аванпроект по ракете «Темп-С» был одобрен 13 де-
кабря 1962 г., а в следующем году выпущен эскизный
проект ракеты. Но 8 мая 1963 г. ЦК КПСС и СМ СССР
Постановлением № 517-180 уточнили требования к
ракете, предписав применение более совершенного
заряда ГЧ, вес которого был снижен на 0,12 т в срав-
нении с ранее предусмотренным для ракет «Темп-С».
Потребовались выпуск в 1964 г. дополнения к эскиз-
ному проекту и корректировка конструкторской и рас-
четно-проектной документации.
Летные испытания ракеты «Темп-С» на четвертой
площадке полигона Капустин Яр начались 14 марта
1964 г. При этих испытаниях должны были быть от-
работаны баллистика, аэродинамика, тепловые режи-
мы, исследованы запасы прочности и виброрежимы,
теплозащитное покрытие, динамика.
Летные испытания закончились 7 октября 1965 г.
и включали 29 пусков ракеты - в тридцатиградусную
жару и в двадцатиградусный мороз при ветре, превы-
шающим 10 м/с. По результатам испытаний пришлось
осуществить ряд доработок конструкции.
Созданный в рекордно сжатые сроки (около трех
лет) подвижный ракетный комплекс «Темп-С» опе-
ративно-тактического назначения с твердотоплив-
ной управляемой ракетой «Темп-С» был принят на
вооружение Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР
№ 1139-382 от 29 декабря 1965 г. Серийное производ-
ство первой отечественной твердотопливной ракеты
оперативно-тактического назначения «Темп-С» было
организовано с 1966 г. на Воткинском машинострои-
тельном заводе.
В соответствии с договором о ликвидации ракет
средней и меньшей дальности в 1990 г. были унич-
тожены последние из более чем 1200 изготовлен-
ных ракет «Темп-С», так же, как и их американские
аналоги - ракеты «Першинг». Следует отметить,
что ракетный комплекс «Темп-С» в эксплуатации
оказался весьма надежным: из 427 пусков, в т.ч.
проведенных при уничтожении, только 3 оказались
аварийными.
Оставшиеся макеты ракет «Темп-С» были выстав-
лены в МВТУ им. Н.Э.Баумана, а в дальнейшем и в от-
крытых экспозициях: в ленинградском Государствен-
ном музее артиллерии Инженерных войск и Войск
связи, затем в Центральном музее Вооруженных Сил
в Москве.
За создание комплекса «Темп-С» Московский ин-
ститут теплотехники был награжден орденом Ленина.
А.Д. Надирадзе и группа его ближайших соратников
стали лауреатами Ленинской премии.
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС СТРАТЕГИЧЕСКОГО
НАЗНАЧЕНИЯ «ТЕМП-2С»
С МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНОЙ РАКЕТОЙ 15Ж42
Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР № 185-60
от 6 марта 1966 г. была задана разработка эскизных
проектов ракет «Темп-2С» и «Гном» для стационар-
ных шахтных и подвижных комплексов. После выпуска
эскизных проектов в конце 1966 г. намечалось их со-
вместное рассмотрение вместе с результатами прора-
ботки твердотопливного варианта РТ-2.
При разработке эскизного проекта были опреде-
лены основные характеристики и технический облик
ракеты «Темп-2С». Стартовый вес определялся исходя
из условия непревышения предельного веса пусковой
установки - все тех же 60 т.
Для комплекса «Темп-2С» ОКБ-221 при волго-
градском заводе «Баррикады» разрабатывало два
варианта самоходных пусковых установок -15У67 на
базе специально созданного для этого комплекса мин-
ского пятиосного колесного шасси МАЗ-547 и 15У68
на семикатковом гусеничном «объекте 825», разраба-
тывавшимся коллективом конструкторов КБ-3 Ленин-
градского Кировского завода для ПУ (на базе опыта
работы по пусковой установке 15У59 для РТ-20П).
Несмотря на высокое конструктивное совершенство
пусковых установок, только часть их грузоподъемно-
сти можно было выделить на ракету, поскольку на пу-
сковой установке необходимо было также разместить
агрегаты, обеспечивающие предстартовую подготовку
и пуск ракеты, а также ее повседневную эксплуата-
цию. В конечном счете стартовый вес новой ракеты
«Темп-2С» был ограничен величиной порядка 32 т -
в 1,5 раза легче ракеты РТ-2.
При разработке межконтинентальной ракеты по-
требовалось применение совершенно новых техниче-
ских решений, резко отличных от принятых при разра-
ботке оперативно-тактической «Темп-С». Дело в том,
что межконтинентальная ракета с уже отработанными
конструктивно-схемными решениями, применяемыми
материалами и топливами весила бы не менее 90 т,
что исключало ее размещение на мобильной пусковой
установке. Для обеспечения приемлемого стартового
веса нужно было примерно в 1,5 раза снизить отно-
сительную массу конструкции и поднять удельный им-
пульс ДУ на 15-20 %, т.е. добиться прироста, достиг-
нутого, например, в период перехода от двигателей PC
«Катюш» к двигательным установкам оперативно-так-
тических ракет.
Межконтинентальную дальность при твердото-
пливной технике тех лет могла обеспечить только схе-
ма ракеты с тремя маршевыми ступенями. Более того,
ракета «Темп-2С» имела «три с половиной» ступени -
после окончания работы третьей маршевой ступени за-
468
Глава 6
действовалась т.н. «боевая ступень». Этим «Темп-2С»
существенно отличался от известных в те годы отече-
ственных и американских конструктивных схем.
Применение боевой ступени позволило решить
задачу обеспечения заданной точности стрельбы с
минимальными потерями энергетики в отличие от ра-
нее созданной ракете «Темп-С», в которой отделение
боевого блока производилось по «главной» команде
одновременно с «обнулением» тяги двигателя второй
ступени и включением тормозных двигателей. В ре-
зультате доводочная ДУ трансформировалась в четы-
ре закрепленных на боковой поверхности приборного
отсека параллельно оси ракеты небольших двигателя
с цилиндрическими камерами и центральными сопла-
ми, оснащенными дефлекторами.
Для регулирования дальности пусков в широких
пределах на ДУ третьей ступени применили отсечку
тяги. При наличии доводочного двигателя устройство
отсечки решили сделать предельно простым - посред-
ством поперечной рубки корпуса двигателя третьей
ступени. Для обеспечения предварительного спада
давления предусмотрели отстрел всего соплового бло-
ка ступени за четверть секунды до продольной рубки
ее корпуса. Конструктивно-силовая схема корпуса в
основном заимствовалась от двигателей «Темп-С» -
стеклопластиковая цилиндрическая часть, связанная с
металлическими днищами шпилечно-болтовым соеди-
нением. При этом цилиндрическая часть корпуса изго-
тавливалась методом продольно-поперечной намотки
стекловолоконных лент. Проблема освоения произ-
водства пластиковых мотаных корпусов оказалась
довольно сложной. Композиционные пластмассовые
конструкции ракеты и ее контейнера изготовлялись
в ЦНИИ специального машиностроения (директор -
В.Д.Протасов, бывший сотрудник МИТ), г. Хотьково.
Другой особенностью двигателей было применение
зарядов твердого топлива повышенной энергетики и
плотности, прочно скрепленных с корпусом. В каждой
из маршевых ДУ использовалось по два полузаряда
топлива - большой и малый. Первый из них крепился
к цилиндрической части корпуса, второй - к передне-
му днищу. В результате на протяжении большей части
времени работы ДУ конструктивные элементы корпуса
были защищены от воздействия продуктов сгорания
слоем еще не сгоревшего топлива. Это позволило
существенно уменьшить толщину и массу внутренних
теплозащитных покрытий.
Моноблочные сопла были длиннее четырехсопло-
вых блоков и требовали применения более сложных
органов управления. Для сокращения длины ДУ моно-
блочные сопла частично утопили в камеры двигателей,
использовав свободное пространство центрального
канала топливного заряда (при небольшом дополни-
тельном увеличении диаметра этого канала в околосо-
пловой части двигателя).
Более сложным оказалось создание работоспо-
собных легких органов управления для односопловых
ДУ. Устройства вдува газа вполне подходили в качестве
органов управления верхних ступеней, где потребные
управляющие силы не превосходили нескольких про-
центов тяги. Но полет первой ступени осуществлялся
в атмосфере, и для парирования аэродинамических
возмущений были необходимы мощные управляющие
силы. Поэтому на первой ступени разработчики от-
казались от вдува и применили для управления аэро-
динамические рули (благо весь участок полета этой
ступени проходил в относительно плотных слоях ат-
мосферы).
В дополнение к четырем рулям на хвостовом от-
секе установили четыре решетчатых стабилизатора. Их
площадь определили из условия обеспечения стати-
ческой устойчивости ракеты на всех участках полета.
В сложенном виде все эти аэродинамические по-
верхности прилегали к обечайке хвостового отсека и
раскрывались в рабочее положение после старта раз-
рывом при помощи пиросредств удерживающей их
стальной ленты. Но на первых секундах полета они
были неэффективны. Поэтому в дополнение к аэро-
динамическим пришлось ввести и газовые рули.
Корпуса двигателей маршевых ступеней соединя-
лись коническими соединительными отсеками кле-
панной конструкции, выполненной из алюминиевых
сплавов. При разделении ступеней отсеки рубились
системой продольно-поперечных ДУЗов на четыре
створки. При этом для «обнуления» остаточной тяги
двигателя второй ступени предусматривалась попереч-
ная рубка корпуса по переднему днищу. Остаточная
тяга двигателя первой ступени по окончании «паузы»
предполагалась крайне малой и отход отработавшей
ступени обеспечивался небольшими тормозными дви-
гателями.
Для упрощения схемы старта, снижения массы
стартового агрегата в целом и уменьшения времени
предстартовой подготовки при сохранении необходи-
мых условий требуемого температурно-влажностного
режима и защищенности изделия на пусковой установ-
ке в течение всего периода несения боевого дежурства
была принята схема с использованием ТПК.
При этом для упрощения конструкции и снижения
массы контейнера, для сокращения времени предстар-
товой подготовки и уменьшения воздействия струи
двигателя ракеты на СПУ была принята схема старта
непосредственно из контейнера. В задней части ТПК
установили цилиндрическое днище с расположенными
по окружности у заднего торца отверстиями по типу
газоотражательной решетки.
Схема старта и задачи обеспечения необходимого
температурно-влажностного режима ракеты определи-
ли конструктивное исполнение ТПК. Корпус контейнера
представлял собой трубу из двух слоев стеклопластика,
469
История развития отечественного ракетостроения
Самоходная пусковая установка «Темп-2С>>
разделенных толстым слоем теплоизолирующего пено-
пласта. Фиксация изделия в контейнере производилась
опорно-ведущими поясами, узлом связи и подводи-
мыми опорами. Передняя крышка ТПК сбрасывалась
пиросредствами в начале подъема контейнера в верти-
кальное положение для производства пуска.
В дальнейшем Комиссия Президиума Совета Ми-
нистров СССР по Военно-промышленным вопросам
своим решением № 156 от 17 июля 1967 г. уточнила
требования к ракете в части применения для ГЧ нового
заряда. Это потребовало от института выпуска в кон-
це 1967 г. дополнения к эскизному проекту. Тогда же
МИТ был определен головным по разработке и про-
изводству подвижных ракетных комплексов и МБР на
твердом топливе.
По результатам рассмотрения эскизного проекта и
дополнения к нему, в соответствии с Постановлением
ЦК КПСС и СМ СССР №374-142 от24 мая 1968 г. кол-
лективу института была задана разработка рабочего
проекта твердотопливной ракеты и подвижного грун-
тового комплекса в двух вариантах комплектации пу-
сковых установок - на колесном и гусеничном шасси.
При этом вес ПУ ограничивался 60 и 70 тоннами для
гусеничного и колесного вариантов соответственно.
Выбор был сделан в пользу КБ спецпроизводства ко-
лесных тягачей Минского автозавода. На основе проекта
этого КБ (главный конструктор - Б.Л.Шапошник) было
создано пятиосное колесное шасси МАЗ-547, способное
по бездорожью транспортировать груз заданной массы.
Как показали проработки, выполненные летом
1968 г., для обеспечения максимальной дальности око-
ло 10000 км ракеты, оснащенной мощными и эффек-
тивными средствами преодоления ПРО, требовалось
увеличение полезной нагрузки ракеты на величину, со-
ответствующую повышению стартовой массы на 5-6 т.
Но увеличение стартового веса до 40,5 т с удлинени-
ем ракеты более чем на 1,5 м и
калибра на 100 мм по существу
означало создание новых ДУ, что
отбрасывало процесс разработки
ракеты почти к самому началу.
В конце 1968 - начале 1969 г.
было выпущено второе допол-
нение к эскизному проекту. При
реализации представленных в
нем технических решений старто-
вая масса ракеты увеличилась до
40,5 т, а пусковая установка обрела
шестую ось вместе со сменой наи-
менования шасси на МАЗ-547А.
Соответствующие изменения ТТХ и
привлечение к разработке НИИ АП
было зафиксировано постанов-
лением ЦК КПСС и СМ СССР
№538-13510 июля 1969 г.
Уже в процессе наземной отработки элементов
ракеты было принято решение о существенном из-
менении ее основных характеристик и кооперации
разработчиков, что потребовало практически заново
разработать большинство ее систем, узлов и агрегатов
и выпустить в конце 1969 г. еще одно, уже третье, до-
полнение к эскизному проекту.
Еще на стадии работы ЦНИИ-173 в качестве голов-
ного разработчика СУ определилась необходимость
создания бортовой системы управления на базе циф-
ровой вычислительной машины высокой надежности,
точности и быстродействия. Была принята минометная
схема старта, известная как «холодный старт». Ракета
выбрасывалась из закрытого сзади контейнера под
давлением продуктов сгорания закрепленного на нем
специального порохового аккумулятора давления. Не-
обходимо было исключить «пик» давления в самом
начале процесса старта, когда ракета, двигаясь еще
медленно, не успевает высвободить достаточные объ-
емы для постоянно поступающих продуктов сгорания
топлива аккумулятора давления. Поэтому ТПК оснасти-
ли днищем телескопической конструкции. При этом по-
путно удалось существенно увеличить устойчивость ПУ
в момент старта - раздвигаясь под действием давления
продуктов сгорания ПАД наподобие «охотничьего»
стаканчика, днище упиралось своим торцом в грунт.
Новые конструкторские решения требовали новых
технологических подходов. Впервые создавался уни-
кальный подвижный ракетный комплекс, новая кон-
струкция которого впитала в себя самые последние
достижения науки и техники, оригинальные конструк-
торско-технологические решения, высокоэффектив-
ные материалы и покрытия, созданные специально
для этого изделия. Необходимо было в крайне сжатые
сроки отработать предельно высокие требования к
конструкции, сделать ее работоспособной и надежной.
470
Глава 6
Летные испытания ракеты «Темп-2С» начались
14 марта 1972 г. с полигона Плесецк в направлении
Камчатки. На завершающем этапе испытаний 13 дека-
бря были осуществлены двадцать восьмой и двадцать
девятый пуски на полигонную дальность с падением
боевых блоков в нужном районе. Были также пуски и в
акваторию Тихого океана. Последний, тридцатый, пуск
провели 29 декабря 1974 г. Из семи неудачных пусков
пять были связаны с отказами элементов впервые
примененного дискретного рулевого привода.
Подготовка к производству ракет на Воткинском
заводе начата в 1971 г., а серийное производство МБР
развернулось в 1974 г. Пусковые установки и машины
обеспечения разработаны в ОКБ Волгоградского заво-
да «Баррикады» (ныне - ЦКБ «Титан»), изготавлива-
лись на этом же заводе.
30 декабря 1975 г. вышло Постановление ЦК КПСС и
Совета Министров СССР № 1066-357 о принятии ком-
плекса «Темп-2С» на вооружение. Впервые в мировой
практике был создан подвижный грунтовый комплекс
стратегического назначения с твердотопливной управ-
ляемой МБР, обладающий высокой выживаемостью,
Самоходная пусковая установка комплекса «Пионер» на испытаниях
сжатой продолжительностью предстартовой подготов-
ки, возможностью пуска с многочисленных плановых
точек маршрута патрулирования, простотой и надежно-
стью в эксплуатации. Заложенные при его разработке
перспективные научно-технические решения послужи-
ли основой для дальнейшего развития этого принци-
пиально нового направления в ракетостроении и были
успешно использованы при создании комплексов «Пи-
онер» и «Тополь». За создание комплекса Московский
институт теплотехники был награжден вторым орденом
Ленина. А.Д.Надирадзе было присвоено звание Героя
Социалистического Труда.
ПОДВИЖНЫЙ ГРУНТОВОЙ РАКЕТНЫЙ
КОМПЛЕКС «ПИОНЕР» С БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ
РАКЕТОЙ СРЕДНЕЙ ДАЛЬНОСТИ 15Ж45
Задача создания нового БРК с ракетой средней
дальности была поставлена в СССР в начале 1970-х гг.
Согласно ПТ, нужно было спроектировать и постро-
ить баллистическую ракету, само-
ходную пусковую установку, спо-
собную перевозить ее по дорогам
и обеспечить предстартовую под-
готовку и пуск. Попутно конструк-
торы должны были решить задачи
начиная от обеспечения ядерной
безопасности до решения быто-
вых проблем личного состава.
Решить столь сложную задачу в
1971 г. взялся коллектив Москов-
ского института теплотехники.
Разработку новой баллисти-
ческой РСД требовалось осу-
ществить в кратчайшие сроки с
минимальными затратами. По-
РГЧ ракеты 15Ж45
этому для сокращения сроков
и стоимости разработки про-
рабатывалась возможность ис-
пользования в новой РСД узлов,
систем и агрегатов разрабатыва-
емых в те годы баллистических
ракет. Следует отметить, что эта
работа проводилась при активной
поддержке и под пристальным
вниманием члена Политбюро
ЦК КПСС Д.Ф.Устинова.
В частности, МИТ было рас-
смотрено несколько вариантов
создания новой РСД на базе эле-
ментов ракеты «Темп-2С». На
протяжении нескольких месяцев
основным считался вариант на
471
История развития отечественного ракетостроения
Пуск ракеты средней дальности 15Ж45
базе первой и третьей ступеней «Темп-2С», но затем
сочли наиболее целесообразным использование пер-
вой и доработанной под вновь вводимый узел отсечки
тяги второй ступеней МБР.
При стартовой массе около 37 т энергетические
возможности этого варианта РСД обеспечивали до-
ставку на дальность более 4000 км полезной нагруз-
ки, примерно в 1,5 раза превышающей массу боевой
ступени ракеты «Темп-2С». Это позволило оснастить
«Пионер» разделяющейся головной частью с тремя
ББ. Большая дальность ракеты «Пионер» позволяла
размещать комплексы средней дальности в позицион-
ных районах ранее занятых устаревшими и снимаемы-
ми с вооружения МБР Р-16. При этом использование
имеющейся инфраструктуры - дорог, площадок, со-
оружений и жилых городков обеспечило существен-
ную экономию средств, затраченных на развертывание
новой группировки РСД.
ОКР по созданию нового комплекса с ракетой «Пи-
онер» была развернута по Постановлению ЦК КПСС и
СМ СССР № 280-95 от 28 апреля 1973 г. Еще до его
принятия, в январе, был выпущен аванпроект, а в конце
1973 г. - эскизный проект. Был проделан большой объ-
ем теоретической и практической работы, в результате
которой создана компактная твердотопливная ракета.
Многие технические решения, осуществленные в про-
цессе разработки, оказались новыми в практике миро-
вого ракетостроения. В новой РСД в основном исполь-
зовались надежно отработанные на «Темп-2С» узлы,
системы и агрегаты, но узел отсечки тяги ДУ второй
ступени, соединительный отсек СО 2 и РГЧ «Пионера»
создавались заново.
Ракета имела две маршевые ступени с твердото-
пливными двигателями и агрегатно-приборный блок
с ГЧ, которые стыковались между собой при помощи
соединительных отсеков. В качестве маршевых двигате-
лей на обеих ступенях применили РДТТ с зарядами из
смесевого топлива практически одинаковой конструк-
тивной схемы. Ракета выполнена по принципу, приня-
тому руководством МИТ, - никакой жидкости на борту.
Максимальная дальность полета ракеты достигала до
5000 км. Стартовая масса составила 37 т при длине ра-
кеты 16,5 м, а максимальный диаметр корпуса -1,8 м.
Полет ракеты до конца работы второй ступени от-
личался от со ответствующего этапа функционирова-
ния ракеты «Темп-2С» только параметрами траекто-
рии и задействованием узла отсечки тяги совместно с
тормозными двигателями второй ступени по «предва-
рительной» команде СУ. Боевая ступень в течение не-
скольких секунд отходила от отработавшего двигателя
второй ступени в «толкающей» схеме, а затем, после
реверса своих двигателей, осуществляла в «тянущей»
схеме разведение ББ на индивидуальные цели. Не-
большие приращения скорости в исходном направле-
нии полета или в боковом направлении, набранные
472
Глава 6
Самоходная пусковая установка
«Пионер» с командной ракетой
боевой ступенью в интервалах между отделением бо-
евых блоков обеспечивали разнесение точек падения
боевых блоков на десятки километров друг от друга.
Автономная система управления ракеты, раз-
работанная НПО АП под руководством академика
НАПилюгина, с бортовой вычислительной машиной
позволяла ракете в ходе несения боевого дежурства
находиться в горизонтальном положении, обеспе-
чивала точность попадания (КВО) не хуже 0,5 км во
всем диапазоне дальностей и азимутов без разворота
пусковой установки, полную автоматизацию предстар-
товой подготовки и проведения пуска, а также автома-
тическое проведение регламентных проверок.
В1973 г. на Воткинском машиностроительном за-
воде начата подготовка производства ракет, а в 1976 г.
развернуто серийное производство.
Самоходная пусковая установка комплекса «Пио-
нер» была создана в волгоградском ЦКБ «Титан» на
базе автомобильного шестиосного шасси МАЗ-547
конструкции КБ Б.Л.Шапошника. Основными направ-
лениями совершенствования ПУ комплекса, по срав-
нению с ракетным комплексом «Темп-2С», явились
создание шасси МАЗ-547В с кабиной командира, раз-
мещаемой за системой установки АГК на грунт по пра-
вому борту ПУ и повышение характеристик точности,
надежности системы боевого управления ракетой и
прицеливания. Кроме ракеты на шасси располагались
необходимые агрегаты и оборудование для контроля
за техническим состоянием ракеты и проведения пу-
ска. Несмотря на солидный вес (более 80 т) и габариты
(длина - 19,3 м), СПУ имела сравнительно высокую
скорость, передвигалась по дорогам с любым покры-
тием, легко преодолевала метровые броды и подъемы
до 15 град, имела радиус поворота 21 м, что позво-
ляло широко использовать существующую сеть дорог.
Первый пуск ракеты «Пионер» состоялся 21 сентя-
бря 1974 г. исключительно удачно. На ее доводку и отра-
ботку совместного функционирования всех технических
и технологических систем БРК потребовалось всего
немногим более года. После двадцать первого запуска
9 января 1976 г. цикл испытаний был завершен.
9 января 1976 г. Государственная комиссия под-
писала акт о завершении испытаний и рекомендовала
принять комплекс на вооружение. 11 марта 1976 г. вы-
шло постановление правительства о постановке на бо-
евое дежурство в РВСН боевых ракетных комплексов
с баллистическими ракетами РСД-10, а уже 30 августа
первый ракетный полк (командир - АГ.Доронин) был
введен в группировку дежурных сил СЯС СССР на базе
Петриков в Белоруссии.
ПОДВИЖНЫЙ ГРУНТОВОЙ
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС «ПИОНЕР-УТТХ»
С БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТОЙ
СРЕДНЕЙ ДАЛЬНОСТИ 15Ж46
По мере выхода комплекса «Пионер» на ЛИ на-
чались проектно-конструкторские работы по его воз-
можной модернизации. Первоначально в качестве ос-
новного направления совершенствования ракеты было
принято увеличение числа ББ за счет снижения их веса
и, соответственно, мощности, а также незначительно-
го уменьшения дальности стрельбы. Постановлением
ЦК КПСС и СМ СССР № 544-166 от 26 июня 1975 г.
была задана разработка комплекса «Пионер-М» с ра-
кетой 15Ж46 с пятиблочным оснащением на дальность
4200 км. Однако исследования по боевой эффектив-
ности показали, что такое число блоков является из-
быточным при обеспечиваемой зоне их разведения.
Более того, с поступлением на вооружение «Пионе-
ра» оказалось, что даже при трехблочном оснащении
размеры зоны разведения являются недостаточными.
В первом варианте ракеты «Пионер» использовали ДУ
боевой ступени, заимствованную от ракеты «Темп-2С»,
473
История развития отечественного ракетостроения
Самоходные пусковые установки «Пионер-УТТХ» на марше
Самоходная пусковая установка комплекса «Пионер-УТТХ» перед пуском ракеты
где запас топлива этой ДУ определялся задачей про-
странственного разведения боевого блока и ложных
целей. Район разведения боевых блоков РГЧ ракеты
«Пионер» не удовлетворял Заказчика - при плани-
ровании полетных заданий не всегда удавалось подо-
брать для ракеты цели, отстоящие друг от друга на рас-
стоянии менее 100 км. Цели противника, как правило,
находились на значительном удалении друг от друга.
Поэтому перед конструкторским коллективом МИТ
были поставлены новые задачи: создать новую ДУ бо-
евой ступени, улучшить точность пусков за счет совер-
шенствования СУ, усовершенствовать блок разведения,
значительно увеличив размеры зоны разведения ББ.
Задача улучшения точности стрельбы в основном
решалась за счет реализации ряда мер по повышению
чувствительности командных приборов, совершен-
ствованию процедуры предстартовой подготовки, вне-
дрению новых алгоритмов управления, что позволило
примерно вдвое улучшить точностные характеристики
системы управления.
Ракета должна была нести РГЧ с тремя ББ средне-
го класса мощности с индивидуальным наведением
на собственные цели. Ступень разведения включала
систему управления и твердотопливную двигательную
установку. Сбрасываемый аэродинамический обтека-
тель на ГЧ не предусматривался. Для снижения аэро-
474
Глава 6
динамических нагрузок в полете боевые блоки были
установлены под углом к продольной оси ракеты, а
пространство между боевыми блоками прикрывалось
т.н. центральным обтекателем.
Для увеличения района разведения была разрабо-
тана новая ДУ боевой ступени. При увеличенном за-
пасе топлива основные конструктивные решения соот-
ветствовали ранее примененной ДУ. Под двигательную
установку с увеличенным запасом топлива разработа-
ли новый цилиндрический отсек, а систему управления
разместили в вновь разработанном приборном отсеке
большего диаметра. В соответствии с изменившейся
конфигурацией отсеков боевой ступени были разрабо-
таны и другие элементы конструкции ракеты.
В августе 1979 г. Воткинским машиностроительным
заводом была изготовлена и поставлена на ЛИ модер-
низированная ракета «Пионер-УГГХ». Изменения кос-
нулись и оборудования, и систем установленных агре-
гатах комплекса, в т.ч. аппаратуры СУ и прицеливания.
В состав комплекса введены усовершенствован-
ные средства управления комплексом и обеспечения
боевого дежурства. Внесенные улучшения позволили
существенно увеличить надежность доведения инфор-
мации до исполнительных звеньев, повысить надеж-
ность и эксплуатационные характеристики всего ПГРК
в целом.
Ракета «Пионер-УТТХ» успешно прошла ЛИ деся-
тью пусками с 10 августа 1979 г. по 17 декабря 1980 г.
и была принята на вооружение РВСН постановлением
ЦК КПСС и СМ СССР № 397-115 от 23 апреля 1981 г.
В1982 г. А.Д.Надирадзе было во второй раз присвоено
звание Героя Социалистического Труда.
ПОДВИЖНЫЙ ГРУНТОВОЙ РАКЕТНЫЙ
КОМПЛЕКС «ПИОНЕР-3» С БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ
РАКЕТОЙ СРЕДНЕЙ ДАЛЬНОСТИ 15Ж57
Дальнейшие проработки этого комплекса показа-
ли, с одной стороны, избыточность увеличенного чис-
ла ББ для РСД, а с другой стороны - необходимость
дальнейшего увеличения зоны их разведения и выде-
ления массо-энергетических резервов на реализацию
мероприятий по противодействию ПРО. Поэтому уже
6 апреля 1983 г. постановлением ЦК КПСС и СМ СССР
№ 300-120 устанавливалось трехблочное оснащение
«Пионера-3».
Как и предыдущие модернизированные варианты
«Пионера», он создавался путем совершенствования
боевой ступени, без доработки маршевых двигателей.
На ракете «Пионер-3» была применена ДУ принци-
пиально новой конструктивной схемы, с большим
запасом топлива, обеспечивающим реализацию за-
прашиваемой Заказчиком зоны разведения. Новая ап-
паратура СУ в сочетании с применением высокосовер-
шенных ББ обеспечивала достижение исключительно
высокой точности попаданий.
Летные испытания «Пионера-3» начались впол-
не успешно, но были прерваны в связи с подписани-
ем Договора о ликвидации ракет средней и меньшей
дальности между СССР и США.
Развертывание группировки ракет средней дально-
сти осуществлялось очень быстро. Ежегодно в строй
вставали десятки ракетных комплексов, которые раз-
мещались как в восточных, так и в западных районах
страны, заменяя устаревшие Р-12 и Р-14, - в 1981 г.
насчитывалось 180 ПУ комплексов, в 1983 г. - 300,
а в 1986 г. - 405 ед. К 1987 г. на боевом дежурстве
и арсеналах находилось 650 ракет «Пионер».
ПОДВИЖНЫЙ ГРУНТОВОЙ РАКЕТНЫЙ
КОМПЛЕКС «СКОРОСТЬ». РАКЕТА СРЕДНЕЙ
ДАЛЬНОСТИ 15Ж66
После появления в Европе американских ракет
«Першинг» министр обороны Д.Ф.Устинов вышел в
МИТ с предложением о создании еще одного ракет-
ного комплекса. Новая ракета средней дальности из-
за крайне сжатых сроков разработки по предложению
Д.Ф.Устинова получила название «Скорость». Предус-
матривалось, что новые РСД передового базирования
будут размещаться на территории стран Варшавского
договора, чему придавалось особое политическое
значение. Ракета предназначалась для вооружения
РВСН и Сухопутных войск с целью использования на
европейском театре военных действий. Она могла ос-
нащаться как ядерным, так и неядерным боезарядом.
При этом достигалось подлетное время до важнейших
объектов стран НАТО, соизмеримое с соответствую-
щими показателями ракет «Першинг-2», что должно
было создать адекватную угрозу для основных союз-
ников США. Но, с другой стороны, комплексы «Ско-
рость» при передовом базировании были бы намного
более уязвимы, чем размещенные в глубине советской
территории комплексы «Пионер».
Разработка твердотопливной БР средней дально-
сти «Скорость» была начата в Московском институте
теплотехники в начале 1983 г. На основании представ-
ленных МИТ технических предложений руководство
страны своим постановлением от 9 января 1984 г.
поставило перед головным институтом и смежными
организациями задачу в течение девяти месяцев раз-
работать и представить ракету «Скорость» на ЛИ.
Крайне сжатые сроки разработки новой РСД
однозначно определили высокую степень унифика-
ции основных систем и агрегатов с ранее созданны-
ми образцами ракет, находящимися на завершающей
стадии разработки. Двигатель второй ступени ракеты
475
История развития отечественного ракетостроения
Самоходная пусковая установка ракетного комплекса «Скорость»
«Тополь» был принят за основу ДУ первой ступени
РСД «Скорость», а третья ступень этой МБР послужи-
ла базой для создания второй ступени новой ракеты.
Однако условия функционирования ранее отрабо-
танных двигателей в ракете «Скорость» существенно
отличались от реализуемых в исходной МБР. Это по-
требовало применения новых органов управления и
существенной доработки сопловых аппаратов.
В первом из разрабатываемых вариантов раке-
ты «Скорость» боевая ступень с РГЧ из трех боевых
блоков заимствовалась от ракеты «Пионер-3» с ми-
нимальными доработками, в основном касающимися
системы управления.
Первый и единственный пуск «Скорости» состоялся
11 января 1985 г. на полигоне Капустин Яр. Старт ракеты
прошел нормально, однако на последних секундах ра-
боты двигателя первой ступени сработала система ава-
рийного подрыва ракеты. Причина аварии была быстро
установлена. Оказалось, что вследствие досаднейшего
просчета был допущен легкоустранимый дефект в кон-
струкции двигателя первой ступени ракеты.
Причины аварии были устранены. Однако после
смены военного и политического руководства стра-
ны дальнейшие испытания ракеты «Скорость» были
остановлены, а в связи с подготовкой и подписанием
8 декабря 1987 г. договора между СССР и США о лик-
видации ракет средней дальности, указом президента
СССР М.С.Горбачева дальнейшая работа по програм-
ме была прекращена.
ПОДВИЖНЫЙ ГРУНТОВОЙ
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС «КУРЬЕР»
с МАЛОГАБАРИТНОЙ МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНОЙ
БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТОЙ 15Ж59
В начале 1980-х гг. в США приступили к разработке
комплекса с МБР «Миджитмен» («Карлик»). После
проработки ряда вариантов в 1983 г. начались широ-
комасштабные работы по этой программе. Ответной
мерой советской стороны стала разработка подвиж-
ного грунтового комплекса с малогабаритной МБР
«Курьер», проводившаяся в МИТ по постановлению
ЦК КПСС и СМ СССР № 696-213 от 21 июля 1983 г.
Ставилась задача повышения выживаемости группи-
ровки РВСН за счет введения в ее состав комплексов
повышенной мобильности и скрытности. Ракета «Ку-
рьер» была в несколько раз легче ранее созданных
межконтинентальных ракет и примерно соответство-
вала американской ракете «Миджитмен». Кроме того,
со стороны агрегатов наземного комплекса налагались
жесткие ограничения по габаритам ракеты «Курьер».
Таким образом, разработка данной ракеты представля-
ла собой крайне сложную научно-техническую задачу.
Эскизный проект закончен в 1984 г. «Курьер» -
первая и единственная в мире малогабаритная твер-
дотопливная ракета мобильного грунтового комплекса
на колесном ходу. Стартовая масса этой межконтинен-
тальной ракеты была всего около 15 т- почти в 20 раз
легче первой отечественной МБР Р-7! Длина ракеты
«Курьер» составляла всего 11,2 м, а диаметр -1,36 м.
Конструкция ракеты нового поколения базиро-
валась на новейших разработках в области матери-
алов и топлив, а также новой элементной базе в СУ
и несколько иной концепции конструирования МБР.
По предварительным оценкам специалистов, «Курьер»
не должен был уступать по своим ТТХ своему заокеан-
скому аналогу. Для обеспечения межконтинентальной
дальности стрельбы для малогабаритной ракеты в ее
конструкции были реализованы наиболее совершен-
ные технические решения, отработанные в мировом
ракетостроении к началу 1980-х гг. В маршевых ДУ ра-
кеты было применено высокоплотное твердое топливо
повышенной энергетики. В цельномотанных корпусах
типа «кокон» и сопловых аппаратах двигателей ис-
пользовались высокопрочные и высокомодульные,
высокоэрозионностойкие композиционные материа-
лы. Управление по каналам тангажа и курса при работе
маршевых двигателей осуществлялось отклонением
частично утопленных в камеру поворотных сопл повы-
шенного расширения.
На верхних ступенях для управления по крену были
применены газодинамические органы, а на первой
ступени - раскрываемые при старте решетчатые аэро-
динамические рули. Эти аэродинамические рули также
обеспечивали управление по всем каналам на балли-
стической «паузе» между участками работы двигате-
лей первой и второй ступеней.
Боевая ступень оснащалась двигательной установ-
кой с высоким уровнем массового совершенства. Спе-
циально для ракеты «Курьер» коллективом НПО АП
была создана высокоточная бортовая аппаратура си-
стемы управления с массой в несколько раз меньшей,
чем у ранее разработанных аналогичных систем.
Постановлением СМ СССР № 696-213 от 22 июля
1985 г. Московский институт теплотехники опреде-
лялся головным по проведению ОКР по комплексу
476
Глава 6
«Курьер». В процессе работы практически в полном
объеме была выполнена наземная отработка основ-
ных узлов, систем и агрегатов ракеты, включая ДУ и
аппаратуру СУ. Кроме того, были осуществлены испы-
тания ИРС с реальным пуском «ракеты» и отработкой
основных пиротехнических систем по упрощенной
нештатной циклограмме при полете первой ступени с
уменьшенным зарядом твердого топлива. Уникальной
была разработка ИРС для «Курьера». Этот ИРС был
оснащен СУ НИИ АП, которая воспроизводила полную
циклограмму полета в сокращенном виде (все штатные
пиротехнические команды за примерно 50 с полета -
высота траектории не должна была превышать 2 км).
В соответствии с договоренностями между поли-
тическими лидерами США и России 6 октября 1991 г.
дальнейшие разработки малогабаритной МБР РСС-40
«Курьер» и ее заокеанского аналога МБР «Миджит-
мен» были прекращены.
РАЗВИТИЕ РАКЕТНОГО ПРОИЗВОДСТВА
НА ВОТКИНСКОМ ЗАВОДЕ В 1970-е гг.
В ноябре 1968 г. Министерство оборонной про-
мышленности назначает Воткинский завод головным
по серийному производству ракет «Темп-2С». Новые
конструктивные подходы к проектированию трех-
ступенчатой стратегической ракеты с моноблочной
ядерной боеголовкой для первого в мире грунтово-
го подвижного комплекса потребовали глобальной
модернизации производства. Она велась под руко-
водством выдающихся организаторов и талантливых
инженеров - директора завода В.Г. Садовникова, глав-
ного инженера Б.Г. Никитина и главного конструктора
Ю.А. Черткова.
Были введены в эксплуатацию здания ОКБ, цен-
тральной технологической лаборатории, вычислитель-
ный центр, девять производственных корпусов, тепло-
техническая станция для испытания узлов изделий,
сборочно-снаряжательная база с разветвленной сетью
железнодорожных путей и автомобильных дорог, с
большим количеством нестандартного и специального
оборудования. В новых заводских помещениях уста-
навливалось самое современное высокотехнологич-
ное оборудование.
При освоении ракеты «Темп-2С» одной из первых
встала проблема недостаточной отработки методик
оценки и подтверждения показателей надежности из-
делия. Воткинский завод начал массовый набор стати-
стики испытаний материалов и сварных швов. Данные
направлялись различным организациям, в т.ч. матери-
аловедческим, что способствовало созданию справоч-
ников по материалам с вероятностными характеристи-
ками показателей.
В ОГК было создано бюро, которое занималось
вопросами надежности конструкций и одновременно
- подтверждением гарантийных обязательств. Главной
задачей инженеров стало подтверждение заданных по-
казателей надежности конструкций малым количеством
477
История развития отечественного ракетостроения
В.Г.Садовников
испытаний (из-за их дороговизны). На базе теории по-
добия специалисты завода и Московского института те-
плотехники создали метод «утяжеленных» испытаний,
который лег в основу отраслевого стандарта по под-
тверждению показателей надежности методом «утяже-
ленных» испытаний. Он отлично зарекомендовал себя
и используется в настоящее время. Одновременно дора-
батывались и внедрялись методики поддержания высо-
ких показателей надежности методом контроля стабиль-
ности параметров серийной продукции.
Для снижения веса ракеты «Темп-2С» в силовых
конструкциях начали широко использоваться стекло-
пластик, титановые и алюминиевые сплавы, что по-
требовало освоения новых, не применяемых ранее в
стране, технологий. Заводские специалисты работали
в тесной связке с металловедами МИТ, ЦНИИМ, с дру-
гими НИИ. Большую помощь в освоении технологии
литья высокопрочного и коррозионностойкого сплава
АЛ-23-1 оказали специалисты лаборатории цветного
литья ЦНИИМ. Приобретение индукционных печей с
высокочастотными генераторами позволило достичь
температуры, необходи-
мой для плавки АЛ-23-1.
Внедрение же технологии
заполнения форм этим
сплавом полностью легло
на плечи заводских инже-
неров. После длительной
и тщательной отработки
были определены параме-
тры, позволяющие избе-
жать пленообразования и
усадки материала.
С началом производства твердотопливных ракет
возникла потребность в металлокерамических изде-
лиях узкоспециального назначения. Их изготовление
было для завода делом совершенно новым. Материал
ВНДС-1, содержащий вольфрам, никель и медь, был
создан для сопловых вкладышей учеными ЦНИИМ и
ЦНИИчермет. МИТ рекомендовал для спекания и про-
питки деталей из металлокерамики использовать двух-
колпаковую печь ОКБ-7001. Остальное оборудование
завод изготовил сам. Отчет о результатах огневых ис-
пытаний на стенде свидетельствовал: двигатели с пер-
выми вкладышами отработали нормально.
Больше проблем доставили задвижки из ВНДС-1,
подвергавшиеся сложным динамическим нагрузкам.
Такие детали были применены в мировой практике
впервые. Конструкторы вначале установили на них те
же технические требования, что и на вкладыши, поэто-
му использовалась та же технология изготовления. Но
при огневых стендовых испытаниях двигателя задвиж-
ка не выдержала. В результате напряженного анализа
причин поломки был создан новый отраслевой стан-
дарт, а затем и ГОСТ на сплав ВНДС-1. Далее никаких
поломок металлокерамических деталей не было.
В обеспечении металлическими полуфабрикатами
политика завода была направлена на изготовление
наибольшего количества заготовок собственными си-
лами. Было организовано производство точных алю-
миниевых профилей, освоены многие виды кузнечных
заготовок, литья.
Если титановое литье имело к тому времени не-
которое распространение в оборонных отраслях про-
мышленности, то литье из вольфрама вообще не имело
аналогов. Технология была разработана лабораторией
478
Глава 6
ЦНИИМ. Она была похожа на технологию титаново-
го литья, но источник питания был более мощным,
а плавка велась в медном водоохлаждаемом тигле.
Специально для Воткинского завода конструкторским
бюро ЦНИИМ была спроектирована печь ДВГП-2.
Для первых изделий ракетной техники понадоби-
лось и большое количество алюминиевых штамповок.
В связи с этим по решению Удмуртского совнархоза на
предприятии был построен участок цветной штампов-
ки. И первой серьезной работой стало освоение алю-
миниевых штамповок с чистовыми поверхностями для
деталей типа корпусов клапанов.
Позднее на участке цветной штамповки был создан
мини-участок для получения штампо-клепаных сборок
из трудноформируемого листового молибдена. По
заданию заводских металлургов Центральный научно-
исследовательский технологический институт создал
специальную радиационную нагревательную установ-
ку. Такой метод на других заводах не применялся.
При освоении ракеты «Темп-2С» заводу предсто-
яло освоить гамму высокопрочных конструкционных
легированных сталей, специально разработанных для
корпуса твердотопливного двигателя, в т.ч. СП-СП28
(28ХЗСНМВФА) и СПЗЗ (ЗЗХЗСНМВФА). За их созда-
ние ученые ЦНИИМ были удостоены Государственной
премии СССР. Но достаточно пластичные стали весьма
чувствительны к концентраторам напряжений. Чтобы
избежать появления трещин, была создана специаль-
ная технология их термообработки. Заводские кон-
структоры разработали чертежи шахтной печи неболь-
шой глубины с поддувом аргоном. На одной линии с
печью был установлен стенд с разжимной оправкой.
Одна сборка от партии подвергалась статическим ис-
пытаниям до разрушения. Случаев преждевременного
разрушения по вине металла не было.
В механической обработке новых материалов осо-
бое место занимало оборудование цехов станками с
числовым программным управлением. Со временем
программное оборудование совершенствовалось, по-
вышались его точность, количество инструментов,
меняемых по программе, надежность и быстродей-
ствие. Это позволило обеспечить высокое качество и
стабильность изготовления продукции, а также зна-
чительно снизить сроки освоения изделий. С появле-
нием сверлильно-расточных станков с ЧПУ начался
этап изготовления по программе крупногабаритных
корпусных деталей. Отверстия по седьмому квалитету,
которые выполняли только расточники высокой квали-
фикации на универсальном оборудовании, стали по-
ручать операторам станков с ЧПУ третьего разряда.
С производством первых твердотопливных ракет
началось освоение сложных пластмассовых и рези-
нотехнических деталей. На предприятии был создан
участок пластмасс, установлены прессы с усилием
прессования пластмасс до 400 т, организовано изго-
товление деталей из стекло- и углепластиков.
Печь для плавки вольфрама
479
История развития отечественного ракетостроения
Воткинский завод совместно с Ленинградским фи-
лиалом НИИРП создает покрытия на основе высоко-
наполненных резин. В содружестве с пермскими спе-
циалистами внедряются автоклавы, прессы, литьевые
машины, с ИжНИТИ - пропиточные машины, установ-
ки для намотки. Разрабатываются методы «пакетного»
секционирования заготовок ТЗП. Ведутся исследова-
ния реологических характеристик покрытий. В МИТ
изучаются процессы экструдирования, разрабатывает-
ся оснастка для получения ТЗП в чистовые размеры.
В это же время завод приступил к нанесению па-
стообразующего покрытия ТЭБ. ТЗП на головные
части стали изготовлять в виде оболочки на цельно-
металлическом корпусе. Освоили нанесение сублими-
рующих теплозащитных покрытий и их терморадиа-
ционную сушку. Был разработан метод нанесения ТЗП
намоткой на токарном станке. Пропитка производи-
лась непосредственно при намотке. Активное участие
в разработке и внедрении этих технологий принимал
начальник бюро ТЗП В.И.Суворов. Внедрялось и про-
грессивное оборудование, в т.ч. для отверждения на
деталях ДУ асботекстолита гидровакуумным спосо-
бом. Была приобретена первая пропиточная машина
вертикального типа и станок с ленточной пилой для
резки стеклосот.
Организация сборочного производства первых
мобильных ракетных комплексов стратегического
назначения «Темп-2С» началась с разработки сбо-
рочно-монтажных и испытательных технологических
процессов, ранее не применяемых на предприятии и
в стране. К этой работе были привлечены специалисты
ОГТ Московского института теплотехники, Ижевского
и Пермского научно-исследовательских технологиче-
ских институтов.
На основной площадке был построен корпус «су-
хой» сборки, где проводилась сборка узлов и агрегатов
как собственного изготовления, так и поступающих по
кооперации. Причем многие из покупных были опре-
деляющими для сдачи изделий. Поэтому руководство
завода поставило и для себя, и перед вышестоящими
организациями первоочередную задачу: максималь-
но сократить кооперацию и перевести производство
с других предприятий на свои площади. Сборочный
цех был оснащен нестандартным оборудованием, сбо-
рочными стендами для монтажа кабелей, датчиков,
приборов СУ, телеметрической аппаратуры на узлах и
агрегатах ракет.
Строилась и дооснащалась сборочно-снаряжатель-
ная база (первые три корпуса были сданы в эксплуата-
цию в 1968 г.). Вторая очередь - три производствен-
ных корпуса - введена в строй в 1972 г. В1975 г. были
построены еще восемь производственных и вспомога-
тельных корпусов. Освоением технологических про-
цессов сборки, которые в дальнейшем стали базовы-
ми для всех типов БР, до 1973 г. руководил начальник
сборочно-снаряжательной базы И.Я.Островский. Его
сменил А.П.Коробейников.
Поскольку конструкция ракеты состоит из ДУ, со-
единенных между собой отсеками большого диаметра
и нежесткой конструкции, необходима была полная
гарантия того, что все стыки имеют собираемость.
Для проверки данного требования были разработаны
специальные стенды, грузоподъемное оборудование
и бандажи для исправления овальности с целью про-
ведения контрольной сборки изделия по всем стыкам.
При этом проверялась правильность монтажа кабель-
ной сети, достаточность длины кабелей, возможность
сочленения электрических соединителей, отсутствие
механических повреждений кабелей при механических
стыковках сборочных единиц. Проверка качества и
правильности сборки гидроприводов СУ проводилась
методом их подключения к специальным наземным
питающим установкам, имитирующим работу газо-
генераторов при полете ракеты. Собранное изделие
помещалось в специальную кабину для электрических
испытаний всей смонтированной аппаратуры и кабель-
ной сети ракеты.
Одной из наиболее сложных технологических
проблем была операция загрузки ракеты. Ее базовую
ось (длиной около 18 м) и базовую ось ТПК такой же
длины необходимо было выставить друг относитель-
но друга с точностью 2 мм. При этом минимальный
зазор между ракетой и контейнером - 3 мм, а мак-
симальный - не более 8 мм. Самое незначительное
нарушение технологии могло привести к заклинива-
нию ракеты в контейнере и их повреждению. Специ-
алисты Воткинского завода и Московского института
теплотехники успешно отработали и внедрили данную
технологию. В дальнейшем она стала базовой для всех
типов ракет стратегического назначения, выпускаемых
предприятием.
Основная особенность технологических процессов
сборки и снаряжения ДУ - особо строгое соблюдение
требований безопасности. Поэтому все оборудование
и оснастка разрабатывались с учетом ее обеспечения
и покрывались материалами, исключающими пароо-
бразование при сборочно-монтажных работах. Также
был разработан комплекс технологических и конструк-
тивных мер снижения до минимума вероятности на-
копления статического электричества на корпусах ДК
из стеклопластика.
Разработкой и внедрением новейших технологий
мехобработки и сварки занимались и специалисты
ОГТ под руководством главного технолога В.А.Гурьева,
заместителей главного технолога В.С.Кошкарова,
В.В.Муравьева, А.С.Растяпина, Д.Г.Гутмана, главного
сварщика В.И. Каракулова.
На теплотехнической станции была создана лабо-
ратория, в которой проводились ускоренные клима-
тические испытания изделий и их составных частей.
480
Глава 6
Ракета средней дальности «Пионер» на стапеле сборочного цеха
Позднее специалисты конструкторского отдела сумели
обобщить и использовать богатый опыт предприятия
по подтверждению гарантийных обязательств и сро-
ков эксплуатации методами ускоренных климатиче-
ских испытаний и опытного (длительного) хранения
изделий в различных климатических зонах страны.
Эту базу до сих пор активно используют МИТ и ряд
смежных организаций.
28 апреля 1973 г. вышло постановление ЦК КПСС
и Совмина СССР об организации серийного произ-
водства ракет среднего радиуса действия для мобиль-
ного грунтового комплекса под названием «Пионер».
Московский институт теплотехники и Воткинский за-
вод приступили к ОКР. Использовались прошедшие
испытания узлы, системы и агрегаты «Темп-2С».
У двухступенчатой ракеты новой была ГЧ с тремя раз-
деляющимися боевыми блоками. Впервые в СССР в
«Пионере» была применена измерительная система
«Сириус». Позднее она использовалась на изделиях
«Тополь» всех модификаций.
Предприятию потребовалось еще увеличить произ-
водство заготовок. В1973 г. был пущен в эксплуатацию
цех спецвидов литья. Ежегодно внедряли 40-60 наи-
менований отливок. Было освоено 15 марок высоко-
прочных, нержавеющих и конструкционных сталей,
таких как 23ХГС2МФЛ, 09Х16Н4БЛ, 12Х18Н9ТЛ и
др. Чтобы удовлетворить потребности производства
в деталях с внутренними или протяженными тонкими
в сочетании с толстыми поверхностями, были найде-
ны новые методы формообразования. Одним из та-
ких методов стала штамповка на многоплунжерных
прессах. По инициативе Министерства обороны на
Воткинском заводе организовали изготовление шести
прессов новой оригинальной конфигурации по черте-
жам ВНИИМетмаш. Два из них установили на своем
производстве. За сравнительно короткий срок было
изготовлено более сотни наименований заготовок, что
обеспечило значительную экономию металла и сниже-
ние трудоемкости механической обработки.
Однако не все заготовки изготовлялись на своем
производстве. Бурно развивалось сотрудничество со
специализированными заводами Куйбышева, Красно-
ярска, Таганрога, Ступино (Московская область), Ка-
менск-Уральского, Нижнего Тагила, поставляющими в
Воткинск материалы и заготовки. Для решения техни-
ческих вопросов, связанных с созданием и получени-
ем покупных материалов, в ОГМ было сформировано
бюро металлов и сплавов.
Очень серьезной работой этого бюро была орга-
низация производства раскатных заготовок из стали
СП-28 (28ХЗНМВФА) вакуумно-дугового переплава
для силовых кольцевых деталей ракетных двигателей.
Их изготовление удалось создать лишь по следующей
схеме: завод «Ижсталь» - выплавка слитков, Пермский
машзавод - ковка из них штанг, Таганрогский металлур-
гический завод - раскатка колец на бандажепрокатном
стане. Воткинский завод помогал смежникам создавать
и согласовывать документацию, внедрять ее, проводить
всестороннее исследование заготовок. Вопросы реша-
лись очень оперативно, учитывая сроки создания из-
делий, установленные постановлениями правительства.
В 1976 г. Воткинский машиностроительный завод
был награжден высшей правительственной наградой -
вторым орденом Ленина. Директор В.Г.Садовников
481
История развития отечественного ракетостроения
Самоходная пусковая установка «Пионер-УТТХ». Памятник на полигоне Капустин Яр
получил Золотую Звезду Героя Социалистическо-
го Труда. Вместе с ним такой же наградой отмечены
главный инженер завода Б.Г.Никитин, слесари-ин-
струментальщики В.П.Пупышев и В.М.Фролов, слеса-
ри А.И.Колганов и Д.Б.Порсев, токари В.Н.Ломаев и
Г.В.Мудрынин, сверловщица Р.Н.Масленникова. Орде-
на и медали получили более 500 заводчан.
11 марта 1976 г. «Пионер» был принят на вооруже-
ние. И в этом же году началось освоение нового класса
твердотопливных ракет под названием «Тополь». Эта
уникальная, не имеющая аналогов в мировой военной
технике система была разработана Московским инсти-
тутом теплотехники. Воткинский завод, имея опыт из-
готовления и сборки трехступенчатых ракет, был готов
к выполнению этого госзаказа. Но наладить его выпуск
было задачей высшей сложности.
Одним из самых сложных видов алюминиевых по-
луфабрикатов как в производстве, так и в инженерном
сопровождении изделия «Тополь» были вафельные
панели для приборного отсека. Панель представляла
собой вафельный лист со 180 ячейками размером
50 х 50 мм. Технологию производства разработал
ВНИИ металлургического машиностроения. Внедрили
ее на заводе в г. Белая Калитва Ростовской области.
Там имелся самый широкополосной стан для прокатки
листа из сплавов на основе алюминия. А трудоемкий
и сложный штамп в виде плиты с отфрезерованным в
зеркальном изображении вафельным оребрением был
изготовлен на Воткинском заводе. Производственный
цикл длился несколько месяцев. Штамп накладывался
на алюминиевый лист, и они вместе прокатывались че-
рез валки. Усилия при прокатке были очень большими.
Поэтому из-за риска поломки
эту работу выполняли перед
остановкой стана на ремонт
и сразу прокатывали более
100 листов. На каждую прокат-
ку выезжали представители за-
вода и МИТ. Контролеры везли
с собой специальные мерите-
ли. Каждую ячейку панели про-
веряли по толщине в 10 точках.
Измерение толщины ребер и
окантовки партии листов про-
должалось не одну неделю.
Серьезной проблемой ста-
ло обеспечение качественным
титановым листом. При штам-
повке деталей из сплава ОТЧ-1
обнаруживались многочислен-
ные трещины. Выяснилось, что
в то время металлургическая
промышленность поставляла
титановые листы с повышен-
ным содержанием водоро-
да и кислорода, что приводило к хрупкости металла.
В связи с этим ввели входной контроль каждого листа
на содержание газов. Забракованные по содержанию
кислорода и водорода листы отправляли для отжига на
Липецкий металлургический комбинат.
Особую главу в истории обеспечения изделий по-
луфабрикатами из тугоплавких металлов составляет
многолетнее содружество с цехом порошковой метал-
лургии НПО «Тулачермет». Первой большой совмест-
ной работой было создание производства вольфра-
мовой пластины для ответственной детали двигателя
«Тополя» - перо руля. Конечно, в ракете нет неот-
ветственных деталей. Поломка самой простой шайбы
может привести к непредсказуемым последствиям. Но
перо руля управляет газовым потоком и поэтому на-
ходится в наиболее сложных условиях.
Специально для этой детали был создан новый
порошковый материал на основе вольфрама - В-МП.
Масса заготовки достигала 50 кг, а толщина - 30 мм.
Стоимость была эквивалентна цене автомашины
«Волга». А на комплект изделия их шло 4 шт., да еще
некоторое количество от партии - на испытания.
Первые рули прошли огневые стендовые испыта-
ния. Но тут внезапно на поверхности деталей стали
обнаруживаться микротрещины. Была создана брига-
да специалистов - представителей от ЦНИИМ, МИТ,
НПО «Тулачермет», Воткинского завода и представи-
телей Заказчика. Проанализировали весь технологи-
ческий процесс спекания, прокатки и механической
обработки. Был разработан и осуществлен целый ряд
мер технического и организационного характера. Во-
ткинский завод помог со станками, инструментом в
482
Глава 6
проведении высокотемпературных испытаний механи-
ческих свойств, ультразвукового и люминесцентного
контроля. Благодаря быстрой и эффективной реакции
проблема была решена оперативно и не повлияла на
сроки отработки изделия. Осваивались новые техно-
логии. В цехах произошли колоссальные преобразо-
вания, которые определили технический потенциал на
десятилетия вперед.
В 1977 г. на площадях цеха контейнеров был орга-
низован участок нанесения ТЗП на крупногабаритные
узлы - донья, крышки, трубы, опорно-ведущие пояса.
Здесь впервые вместо гидровакуумных печей приме-
нили автоклавы. За внедрение автоклавного метода
инженеры-технологи награждены медалями ВДНХ,
а заместитель главного металлурга Ю.П.Калабин на-
гражден медалью «За трудовую доблесть».
Вторая половина 1970-х гг. была наиболее на-
пряженной в работе сборочно-снаряжательной базы.
Сборка велась настолько интенсивно, что руководители
и исполнители сутками не выходили из цеха. Изобре-
тением года в 1979-м была признана технология тер-
мообработки крупногабаритных титановых раструбов.
Оригинальный метод, не известный в мировой практи-
ке, разработали и внедрили Б.Г.Никитин и главный ме-
таллург Л.М.Салитан в содружестве со специалистами
из ЦНИИМ и МИТ. Предложенный ими способ позволил
избавиться от серьезной проблемы - т.н. «водородного
охрупчивания» титана. Дело в том, что при изготовле-
нии раструбов с диаметром конуса свыше 1,5 м металл
насыщался газами. И поставщик давал металл с верх-
ним допустимым содержанием водорода. Избавить-
ся от него можно только термообработкой в вакууме.
Но вакуумных печей необходимых размеров не было.
К тому же сварные швы при обработке в вакууме рас-
травливаются. Небольшой коллектив специалистов из
ЦНИИМ, МИТ и Воткинского завода разработал ори-
гинальный метод. В вакуумной печи диаметром 0,8 м
проводили дегазационный отжиг чистой титановой
стружки (содержание водорода в ней снижалось). Затем
раструб помещали в герметичный контейнер и засыпа-
ли дегазированной стружкой. Контейнер устанавливали
в шахтную электропечь, в него подавали аргон и начина-
ли термообработку. Стружка активно поглощала водо-
род из металла сборки. Проблема была снята.
В конце 1970-х гг. Технологический институт Иж-
НИТИ изготовил для завода два специальных станка с
ЧПУ модели 2ФСП. Их применение позволило пере-
йти на обработку шпангоутов без переустановки. Соот-
ветственно, повысилась точность обработки и снизи-
лась трудоемкость.
Приобретенные в 1979 г. два обрабатывающих
центра модели ИР500МФ4 Ивановского завода тяже-
лых расточных станков позволили не только снизить
трудоемкость изготовления корпусных деталей опор-
но-ведущих поясов, но и за счет концентрации техно-
логических операций резко уменьшить цикл изготов-
ления, что положительно повлияло на ритмичность
производства. Если ранее корпусные детали зачастую
сдерживали выпуск сборок, т.к. из-за большого коли-
чества технологических операций запускаемая в нача-
ле месяца партия поступала лишь к его концу, то теперь
корпуса поступали на сборку ритмично. В 1979 г. на
гальванических участках начали отрабатывать техноло-
гии хромирования тонкостенных деталей, цианистого
цинкования и кадмирования, твердого серебрения де-
талей из бронзы, нанесения сплава олово-свинец.
За освоение производства ракет «Тополь» завод
был награжден орденом Трудового Красного Знаме-
ни, более 270 заводчан были награждены орденами и
медалями СССР. В.Г.Садовников стал дважды Героем
Социалистического Труда.
Модернизация производства, внедрение новых тех-
нологий и оборудования позволили выполнить государ-
ственные задачи по освоению первых твердотопливных
РК. Глобальные преобразования, которые были осу-
ществлены в 1970-е гг., определили запас технического
потенциала на десятилетия вперед и стали великолепной
школой для воткинских машиностроителей.
'ВЯ.ЪсиНярь, Т.К.Каиин, С.Ф.Жал'шно^
ОАО «ГРЦ Макеева»
МОРСКИЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ
ТРЕТЬЕГО ПОКОЛЕНИЯ
К третьему поколению отечественных морских
баллистических ракет, рассмотренных в этой главе,
относятся образцы, разработанные под руководством
генерального конструктора В.П.Макеева, создание ко-
торых началась в 1970-е гг.:
1.	Ракета Р-29Р (ведущий конструктор - А.Л. Зай-
цев); создавалась с февраля 1973 г. по август 1977 г.
2.	Ракета Р-29РЛ (ведущий конструктор -А.Л. Зай-
цев); создавалась с августа 1975 г. по июль 1979 г.
3.	Ракета Р-39 (главный конструктор—А.П.Гребнев);
создавалась с сентября 1973 г. по май 1983 г.
4.	Ракета Р-29РМ (ведущий конструктор - Ю.А. Ка-
верин); создавалась с января 1979 г. по февраль
1986 г. (10 боевых блоков); еще 4 боевых блока созда-
ны до октября 1987 г.
Главными задачами, ставшими перед разработчика-
ми третьего поколения морских стратегических ракет,
стали достижение паритета с зарубежными аналогами
по совокупности боевых свойств, а также обеспечение
развертывания достаточных морских СЯС сдерживания
в условиях договорных ограничений стратегических на-
ступательных и оборонительных вооружений.
483
История развития отечественного ракетостроения
В.П.Макеев на технической позиции
Создание третьего поколения основывалось на
достижениях отечественной техники, полученных при
разработке второго поколения, а также сформиро-
вавшихся при этом особенностях. Так, например, безус-
ловная необходимость реализации РГЧ на ракетах с
межконтинентальной дальностью стрельбы при огра-
ниченном эксплуатационном весе как морских, так
и сухопутных ракет оказалась несовместимой с при-
менением твердого топлива. Несмотря на это, работы
по твердотопливным морским ракетам продолжались,
в т.ч. в направлении увеличения эксплуатационного
веса. Последнее неминуемо вело к повышению затрат
как на разработку, так и на эксплуатацию. Постоянное
внимание к отечественным морским твердотоплив-
ным ракетам, вероятно, объяснялось наличием таких
ракет в США, Великобритании и Франции.
Однако меняющиеся военно-стратегические усло-
вия, а также увеличение реальных сроков разработки
вместе с недобором требуемых характеристик твер-
дотопливных ракет приводили к возврату на жидкост-
ные разработки. При этом положительным фактором
становилась конкурентность этих работ, мобилизация
на поиск оригинальных технических решений, а от-
рицательным были сокращенные сроки реализации
и вынужденный отказ от перспективных направлений
(например, по применению нового жидкого топли-
ва, по реализации способа старта из незатоплен-
ной шахты ПЛ, по применению перспективных схем
двигателей и др.).
Работы по третьему поколению морских ракет и РК
начались заблаговременно, но проходили в сложной и
неоднозначной обстановке. Согласно решению Комис-
сии по военно-промышленным вопросам, принятому
в июле 1968 г., в декабре 1970 г. был представлен аван-
проект комплекса Д-9М с жидкостной ракетой Р-29М.
В январе 1971 г. были внесены предложения о прове-
дении этой ОКР.
Однако решение о такой разработке ни в начале,
ни в середине 1971 г. не было принято. В это время
шло обсуждение перехода на твердотопливные мор-
ские ракеты. Оно было вызвано ожидаемым и за-
явленным улучшением твердотопливных технологий
при отсутствии их востребованности для сухопутных
МБР с РГЧ. В результате опытно-конструкторская
разработка морской твердотопливной ракеты Р-31
средней дальности с РГЧ была задана постановлени-
ем правительства в июне 1971 г. Чуть позже, но также
в июне 1971 г., решением Комиссии по военно-про-
мышленным вопросам была задана проектная разра-
ботка межконтинентальной твердотопливной ракеты
Р-39 увеличенного веса и с РГЧ, а также тяжелой ПЛ
проекта 941, входящих в морскую стратегическую
систему «Тайфун», включающую также новую систе-
му базирования.
484
Глава 6
Последовавшие проектные работы показывали, что
ожидания по твердотопливному направлению - и по
характеристикам, и по срокам реализации - не под-
тверждались. А логика «холодной» войны, логика
паритета в стратегических вооружениях СССР и США
требовала незамедлительного создания и разверты-
вания не только отечественных сухопутных, но и от-
ечественных морских ракет с РГЧ. Поэтому промыш-
ленностью в июле 1972 г. было начато инициативное
предэскизное проектирование жидкостной межконти-
нентальной ракеты Р-29Р, оснащаемой РГЧ (предше-
ствующий индекс - Р-29М). Предэскизный проект был
завершен в декабре 1972 г. Потеря темпа разработки
(1,5-2 года) и поставленная задача завершить работы,
включая государственные ЛИ, в кратчайшие сроки,
привели к отказу от ряда прогрессивных технических
решений и предложений аванпроекта: не в полной
мере были использованы возможности улучшения
эксплуатационных свойств, возможности увеличения
энергетики ракет, точности стрельбы и т.д. Все дела-
лось в интересах скорейшей демонстрации наличия у
страны морских ракет с РГЧ.
Ракета Р-29Р
Опытно-конструкторская разработка комплекса
Д-9Р с ракетой Р-29Р задана 13 февраля 1973 г. Со-
вместные (государственные) летные испытания с ПЛ
завершены 30 декабря 1976 г. Наличие у морских ракет
РГЧ продемонстрировано пуском 25 октября 1975 г.
При проектировании и разработке ракеты и ком-
плекса были использованы как новые компоновочные
схемы, конструктивные и технологические решения,
так и отработанные при создании предыдущих образ-
цов. Так, например, в ракетных комплексах Д-9Р и Д-9
в значительной мере были унифицированы пусковые
установки, пневмогидравлические системы обслужи-
вания, агрегаты наземного оборудования, корабельная
цифровая вычислительная система, системы доку-
ментирования. На ракете Р-29Р применялись состав-
ляющие элементы и технические решения: по корпусу
двухступенчатого носителя, по модернизированным
двигателям, в меньшей степени - по бортовой системе
управления ракеты Р-29.
Пришлось отложить разработку РГЧ с семью бло-
ками малого класса мощности, исключить традицион-
ные ЛИ с притапливаемого плавучего стенда, сокра-
тить объем наземной отработки большинства систем
комплекса и ракеты. Это снизило сроки и стоимость
разработки. Тем не менее, в конечном итоге были по-
лучены высокие ЛТХ: межконтинентальная дальность
стрельбы, постоянная боевая готовность к залповой
стрельбе полным боекомплектом, высокая скоро-
стрельность, круговой сектор обстрела целей. Всепо-
годный старт из подводного положения осуществлялся
со штатных глубин и скоростей хода ПЛ; стал возмо-
жен старт при стоянке лодки в местах базирования.
Габаритные и весовые характеристики ракеты и ПУ
позволили разместить на ПЛ проекта 667БДР боеком-
плект из 16 ракет.
Боевая эффективность повышена в 3 раза, глав-
ным образом за счет РГЧ с разведением трех боевых
блоков среднего класса мощности по индивидуальным
точкам прицеливания (целям). Существенное влияние
на эффективность оказали двукратное повышение
точности стрельбы, обеспеченное усовершенствован-
ной системой астрокоррекции при погрешностях опре-
деления корабельным навигационным комплексом
места и курса ПЛ - до 10 км и до 1 °, а также увеличен-
ный на треть боекомплект ракет на лодке.
отсек
Боевая ступень
Отсек гироприборов
(показаны условно)
Двухступенчатый носитель
Переднее днище-отсек для
размещения боевых блоков
Бак горючего второй ступени
Двухслойное межбаковое днище
Однослойное межступенчатое
днище-рама двигателя
Качающийся двигатель
второй ступени, открытая схема
Бак окислителя первой ступени
Цельносварной корпус носителя:
обечайки и днища вафельной
конструкции
Двухслойное межбаковое днище
Бак горючего первой ступени
Двухблочный двигатель первой
ступени, центральный-замкнутый.
в баке горючего:
рулевой-открытый. двухкамерный,
камеры вне бака. ТНА в баке
Бак окислителя второй ступени
рама двигателя
(в полете не участвует)
Компоновочная схема ракеты Р-29Р
Баки
Боевые блоки-1или 3. или 7
485
История развития отечественного ракетостроения
Ракета Р-29Р имеет двухступенчатый носитель и ГЧ
с двигательной установкой разведения боевых блоков.
Штатное топливо двигателей: окислитель - азотный
тетраоксид, горючее - несимметричный диметилги-
дразин. Носитель по компоновочной схеме, конструк-
торским и технологическим решениям аналогичен
носителю ракеты Р-29 с необходимыми доработками.
Ракета Р-29Р на транспортно-складской тележке
РГЧ - новая разработка. Конструктивно состоит из при-
борного отсека, ДУ и боевого отсека с одним или тремя
ББ. Основные элементы ГЧ взаимозаменяемы. Боевые
блоки отделяются от ГЧ при работающем двигателе.
Двигательная установка ГЧ состоит из четырех-
камерного однорежимного жидкостного двигателя с
турбонасосной системой подачи, выполненного по
открытой схеме. Баковая система имеет
оригинальную безмембранную систему
забора топлива, исключающую попа-
дание газа на вход двигателя при эво-
люциях РГЧ, и систему наддува баков
впрыском разноименного компонента
топлива: горючего в бак окислителя и
наоборот. Управление осуществляется
перераспределением расхода топлива
между камерами для создания разнотя-
говости и двумя соплами, неподвижно
закрепленными на корпусе ГЧ под обте-
кателями. Через сопла проходят отрабо-
танные газы турбонасосного агрегата.
Подводная лодка проекта 667БДР
База подводных лодок Тихоокеанского флота
486
Глава 6
Бортовая аппаратура СУ (главный конструктор -
НА Семихатов) построена на базе вычислительно-
го комплекса с малогабаритной цифровой вычис-
лительной машиной ЦВМ-6Т. Решается возросший
объем задач (в основном разведения ББ), обеспечи-
вается повышенная точность стрельбы и улучшают-
ся эксплуатационные характеристики ракетного ору-
жия вследствие отсутствия систем термостатирования
и охлаждения. Командные приборы новой разработ-
ки используют чувствительные элементы на воздуш-
ном подвесе. Гироплатформа (главный конструк-
тор - В.П. Арефьев) обеспечивает увеличенные углы
прокачки, необходимые для разведения ББ и круго-
вого сектора стрельбы. В состав командных приборов
входит оптико-электронная система визирования на-
вигационных звезд «Сокол».
На ракете Р-29Р предусматривалось применение
трех вариантов боевого оснащения: моноблочного по-
вышенного уровня мощности, а также разделяющихся
с блоками ИН: среднего и малого классов мощности,
последний реализован в следующей разработке. Моно-
блочный ядерный боеприпас разработан с применени-
ем заряда разработки КБ-11, установленного на ракете
Р-27У. Трехблочный ядерный боеприпас разработан
с применением заряда среднего класса мощности
разработки ВНИИ приборостроения. Отличительной
особенностью стало использование многоканальной
монофункциональной системы неконтактного подры-
ва при взаимодействии с СУ носителя на унитарном
двоичном коде. С завода ракета Р-29Р поставляется
Военно-морскому флоту заправленной и ампулизи-
рованной, с пристыкованной ГЧ без боевого отсека,
в изотермическом вагоне, вместе с комплектующими
элементами.
Совместные (государственные) летные испытания пу-
сками ракет Р-29Р были проведены в два этапа: с назем-
ного (начало - сентябрь 1975 г.) и с ПЛ проекта 667БДР
(завершение - декабрь 1976 г.).В декабре 1976 г. коопе-
рацией Златоустовского и Красноярского машиностро-
ительных заводов, Омского авиационного завода были
изготовлены первые пять серийных ракет Р-29Р.
Ракета Р-29РЛ
Фактическим началом работ по комплексу Д-9РЛ
стали постановления правительства (август 1975 г. и
июнь 1976 г.) об оснащении ракеты Р-29Р семиблоч-
ной РГЧ с новым, улучшенным зарядом малого класса
мощности в первом отечественном высокоскоростном
ББ. При создании и отработке ББ в 1977-1978 гг. было
испытано 65 экспериментальных блоков на одиннад-
цати пусках специальных ракет-носителей К65М-Р.
Проведены совместные летные испытания пусками
двенадцати ракет Р-29РЛ с ПЛ проекта 667БДР.
Результат (кроме внедрения семиблочной ГЧ) -
увеличение максимальной дальности стрельбы для
моноблока и трехблока на 8-9 %. В корабельной циф-
ровой вычислительной системе «Атолл» выполнены
необходимые доработки, обеспечивающие одновре-
менную эксплуатацию на ПЛ ракет Р-29Р и Р-29РЛ.
Первый высокоскоростной малогабаритный ББ
малого класса мощности разработан с использова-
нием первого термоядерного заряда малого класса
мощности разработки ВНИИ приборостроения. Для
выполнения жестких требований, предъявляемых к
боеприпасу, в серийном производстве впервые была
введена динамическая балансировка блока.
Ракета принята на вооружение в июле 1979 г.
В августе 1980 г. произведен демонстрационный пуск
с разведением и отделением семи ББ. Развертывание
ракет Р-29Р, Р-29РЛ и их последующих вариантов по-
ведено на четырнадцати ПЛ проекта 667 БДР
Ракета Р-39
Проектирование ракеты Р-39 было задано в июне
1971 г., опытно-конструкторские разработки начаты в
сентябре 1973 г.), эскизный проект выпущен в декабре
1974 г., а дополнения к эскизному проекту - в июне
1975 г. В итоге основные характеристики и схема раке-
ты с одной ГЧ (10 ББ на дальность 10000 км), а также
ее весогабаритные характеристики были приняты для
дальнейшей разработки.
Ракета Р-39 состоит из РГЧ и трехступенчатого
твердотопливного носителя. РГЧ включает приборный
отсек с аппаратурой СУ, отсек ДУ и боевые блоки. При-
борный отсек расположен в носовой части и выполнен
в виде отдельной сборки. ДУ занимает периферийную
зону вокруг двигателя третьей ступени, состоит из жид-
костного двигателя и топливных баков. Двигатель -
двухрежимный с открытой энергетической схемой,
однократным включением и многократным переклю-
чением с режима на режим. Десять ББ расположены
на платформах по периферии вокруг двигателя тре-
тьей ступени, в кормовой его части.
Двигатель третьей ступени размещается за при-
борным отсеком по продольной оси ракеты. Двигатель
снабжен неподвижным центральным соплом с вы-
движным телескопическим насадком. В топливе при-
менен более мощный, чем на других ступенях, окисли-
тель. Третья ступень управляется двигателем РГЧ.
Первая и вторая ступени ракеты соединяются меж-
ступенчатым отсеком. Управление первой ступенью
по всем каналам осуществляется вдувом газа, отби-
раемого из камеры двигателя, в закритическую часть
центрального неподвижного сопла через восемь кла-
панов вдува. Топливо двигателя первой ступени - бу-
тилкаучуковое. Двигатель унифицирован с двигателем
487
История развития отечественного ракетостроения
Сбрасываемый астрокупол
Приборный отсек и
отсек гироприборов (ПрО)
Крышка АРСС (снимается
для работ с ПрО)
Резино-металлическое колы
(пусковой стол). Изображен
условно
Двигатель разведения и
управления третьей ступенью
Боевые блоки -10__________,
(изображены условно)
Двигатель третьей ступени /


Соединительный отсек
Пояс резино-металлических
амортизаторов
Отделяются на первых
секундах полета
Бортовая кабельная сеть
Двигатель первой ступени
Пояса резино-металлических
амортизаторов и обтюрато-
ров. Отделяются на первых
секундах полета с хвостовым
отсеком
Газогенератор для образования каверны
Двигатель увода АРСС
Двигатель отделения АРСС
Амортизационная ракетно-стартовая
система (ZkPCC) Отделяется на
первых секундах полета____________
Плоскость разделения второй
и третьей ступеней
Плоскость разделения третьей
и боевой ступеней
Соединительный отсек
Плоскость отделения АРСС
Неподвижное раздвижное сопло
Двигатель второй ступени
Плоскость разделения второй
и первой ступеней
Газогенератор управления по крену
второй ступени
Поворотное управляющее
раздвижное сопло
Неподвижное сопло
Управляющие клапана вдува газа
Плоскость отделения
хвостового отсека
Хвостовой отсек
Зона размещения порохового
аккумулятора давления
Компоновочная схема ракеты Р-39
первой ступени МБР типа РТ-23 (15Ж44 и 15Ж61).
Двигатель второй ступени использует высокоплотное
октогеновое топливо и имеет центральное раздвижное
управляющее сопло с телескопическим насадком. По
крену вторая ступень управляется автономными дви-
гателями.
Заряды двигателей первой, второй и третьей сту-
пеней изготавливаются методом заливки топлива
в корпус с последующей полимеризацией. Корпуса
двигателей (по конструкции типа «кокон») изготов-
лены из композиционных материалов методом не-
прерывной намотки высокопрочного органического
волокна. Сопла всех ступеней частично утоплены в
корпуса двигателей. Применение на двигателях вто-
рой и третьей ступеней (впервые в мировой практи-
ке) выдвигаемых насадок сопловых блоков разреши-
ло противоречие габаритных ограничений морской
ракеты и стремления повысить степень расширения
сопла двигателей высотных ступеней.
Двигательные установки ракеты Р-39 разработали:
топливо и заряды первой и второй ступеней - Алтай-
ский НИИ химических технологий (Я.Ф.Савченко);
двигателя третьей ступени и пороховой аккумулятор
давления - Люберецкий НПО «Союз» (Б.П.Жуков);
двигатели второй и третьей ступеней - пермское
КБ машиностроения (Л.Н.Лавров); двигатель первой
ступени - КБ «Южное» (В.Ф.Уткин); жидкостной дви-
гатель боевой ступени - КБ химического машиностро-
ения (В.Н.Богомолов); двигатели амортизационной
системы - миасское КБ машиностроения.
Амортизационная система, размещенная на ракете,
включает корпус с крышкой, систему съема и увода,
систему формирования каверны. При погрузке раке-
ты в шахту корпус двигателя съема опирается на ре-
488
Глава 6
зинометаллическое кольцо пусковой установки. Амор-
тизационная система обеспечивает защиту передней
части ракеты на всех этапах эксплуатации, стыковку
с корабельными системами обслуживания, создание
необходимых гидродинамических условий обтекания
для стабилизации ракеты, герметизацию шахты для
обеспечения «сухого» старта, безопасность ракеты
при глубоководном погружении ракетоносца с откры-
той или негерметичной крышкой шахты. После выхода
из воды амортизационная система снимается с ракеты
при работающем двигателе первой ступени и уводится
от столкновения.
Развитие гироскопии, радиоэлектронной техники
и, прежде всего, цифровых вычислительных машин
обеспечили заданную точность стрельбы. Были реа-
лизованы прорывные технологии в конструкционных,
теплозащитных и эрозионностойких материалах. До-
стигнутый в процессе почти десятилетней разработки
результат стал демонстрацией возможностей и успехов
нашей ракетной промышленности.
В составе стратегической морской системы «Тай-
фун» помимо ракеты Р-39, ракетного комплекса Д-19
и ПЛ проекта 941 была создана система берегового
базирования. Эксплуатация тяжелых ракет потребо-
Ракета Р-39 в цехе
Ракета Р-39 на совместных испытаниях
Погрузка ракеты Р-39 в шахту подводной лодки
489
История развития отечественного ракетостроения
Пуск твердотопливной ракеты Р-39 в ходе совместных летных испытаний комплекса Д-19
вала реализации новых технических решений. Все
агрегаты наземного оборудования с традиционного
автомобильного колесного были переведены на же-
лезнодорожный ход. Схема прохождения ракет от
завода-изготовителя до ПЛ предусматривала бескра-
новую перегрузку с агрегата на агрегат. Для погрузки
ракет на лодку потребовалось создать новое крановое
сооружение с двукратно увеличенной грузоподъемно-
стью. В местах базирования строились новые пирсы,
хранилища ракет и другое оборудование. К новой базе
в полярной гористой местности была проведена же-
лезнодорожная ветка. Все это сказалось на сроках раз-
работки и затратах, в т.ч. на обеспечении ЛИ.
При создании ракеты Р-39 реализованы традици-
онные для отечественного морского оружия харак-
теристики: постоянная боевая готовность к стрельбе
боекомплектом ракет; высокая скорострельность
из подводного и надводного положений; круговой
сектор обстрела; всепогодность боевого примене-
ния. По оценке Исследовательского центра име-
ни М.В.Келдыша, завершение работ и принятие на
вооружение ракеты Р-39 означало формирование
современного научно-методического и производ-
ственно-технологического фундамента создания
и производства современных ракетных двигателей
твердого топлива.
Значительные сроки разработки ракеты Р-39 по-
зволили реализовать изменения в конструкции корпуса
высокоскоростного малогабаритного блока: улучшить
теплозащиту и материал наконечника, повысить ста-
бильность аэродинамических характеристик и работо-
способность при повышенных траекторных нагрузках.
490
Глава 6
Боеприпас разработан с применением улучшенного
заряда повышенной примерно на 30 % мощности
(разработка ВНИИ приборостроения), системы авто-
матики, аналогичной автоматике предыдущего блока,
размещаемых в корпусе с улучшенной теплозащитой и
наконечником из нового материала.
Летная отработка комплекса Д-19 и ракет Р-39
содержала все традиционные этапы: пуски броско-
вых макетов ракет с погруженного плавстенда и экс-
периментальной ПЛ; пуски телеметрических ракет
с наземного стенда и с головной ПЛ. В мае 1983 г.
постановлением правительства комплекс Д-19 с ра-
кетой Р-39 принят на вооружение. Серийное произ-
водство ракет было организовано своевременно, а
строительство и развертывание шести ракетоносцев
проекта 941 завершено в 1989 г.
Ракета Р-29РМ
В середине 1970-х гг. были приняты два постанов-
ления правительства. Одним задавались работы по
качественному совершенствованию морских ракет (по-
вышению точностных характеристик, созданию мало-
габаритного высокоскоростного боевого блока и др.).
Другим - увеличивалось количество строящихся ПЛ
проекта 667БДР на восемь единиц; при этом сроки их
строительства сдвигались за 1980 г. В обеспечение этих
работ вышло совместное решение министерств общего
машиностроения, судостроительной промышленности,
среднего машиностроения, оборонной промышленно-
сти и Военно-морского флота о представлении в ок-
тябре 1977 г. технического предложения (аванпроекта)
на РК, размещаемый на лодках проекта 667БДР при
Третья и боевая ступени:
Приборный отсек
двигатель боевой ступени
Баки 111 и боевой ступеней
Отделяемый двигатель
И 1 ступени	4
Боевые блоки ~ 4 или 10
(имбражены )>ciotHo)
Двухступенчатый носитель:
Днище - отсек для
размещения двигателя III
ступени и боевых блоков
Бак горючего II ступени
Межбаковое днище
Бак окислителя II ступени
Цельносварной корпус;
обечайки и днища
вафельной конструкции
Межбаковое днище
Бак горючего 1 ступени
Межступенчатое
днище - рама двигателя
Плоскости разделения ступеней
Качающийся двигатель
Бак окислителя I ступени
Двухблочный двигатель
центральный - в баке;
рулевой - четыре камеры
вне бака.
турбонасос в баке
Днище, рама двигателя
Отделяемый переходник
Компоновочная схема ракеты Р-29РМ
Ракета Р-29РМ на технической позиции
491
История развития отечественного ракетостроения
Погрузка ракеты Р-29РМ в шахту подводной лодки
их модернизации в процессе строительства.
Решение поставило задачу обеспечить харак-
теристики ракеты, не уступающие перспектив-
ным морским ракетам США.
Аванпроект в декабре 1977 г. успешно за-
щищен на научно-технических советах МОМ
и ВМФ. Заключение на техническое предло-
жение было утверждено, но выход решения
о разработке задерживался. Лишь в январе
1979 г. вышло постановление правительства
на разработку комплекса Д-9РМ с жидкост-
ной МБР Р-29РМ для вооружения ПЛ проекта
667БДРМ.
Создание ракеты Р-29РМ стало логиче-
ским продолжением работ по совершенство-
ванию морского стратегического оружия: ис-
пользовался положительный опыт разработки
и эксплуатации ракет Р-27, Р-29, Р-29Р. В то же
время комплекс Д-9РМ стал полномасштаб-
ной разработкой, обеспечившей повышение
боевых свойств за счет увеличения количества
и мощности боевых блоков, увеличения мак-
симальной дальности стрельбы, улучшения
точности стрельбы, повышения возможностей
разведения блоков на индивидуальные точки
прицеливания в зоне произвольной формы.
Часть ракетоносцев, запланированных к
строительству по проекту 667БДР, были пере-
492
Глава 6
ориентированы на строительство по проекту 667БДРМ
(главный конструктор - С.Н.Ковалев). В основу ново-
го проекта было положено внедрение новых образцов
не только ракетного оружия, но и радиоэлектронного
вооружения, торпедо-ракетного комплекса, а также
дополнительных мероприятий по снижению подво-
дной шумности. По мнению специалистов, корабли
проекта 667БДРМ являются наиболее удачными атом-
ными подводными ракетными лодками отечественно-
го флота. Корабли этого проекта по настоящее время
находятся в составе Северного флота. Всего по про-
екту 667БДРМ построено семь подводных лодок.
Пуск ракеты Р-29РМ с наземного стенда
Главной конструктивно-компоновочной особен-
ностью ракеты Р-29РМ стало объединение третьей
ступени и боевой ступени (РГЧ) в общую сборку -
передний отсек. Одной из организационных особен-
ностей работ стало участие второго разработчика
ракетных двигателей: три двигателя (второй, тре-
тьей и боевой ступеней) создал традиционный пар-
тнер - КБ химического машиностроения (главный
конструктор - В.Н.Богомолов), а двигатель первой
ступени - КБ химической автоматики (главный кон-
структор - А.Д.Конопатов).
Двигатель первой ступени двублочный. Оба блока
выполнены по замкнутой схеме с дожиганием окисли-
тельного генераторного газа в камере сгорания после
его срабатывания на турбонасосном агрегате. Двига-
тель смонтирован на нижнем днище бака горючего,
а большинство агрегатов двигателя размещено в баке
горючего. Четыре камеры сгорания рулевого блока
расположены вне бака, по плоскостям стабилизации.
Управляющие моменты обеспечиваются качанием ка-
мер сгорания рулевого блока. Двигатель работает до
израсходования одного из компонентов топлива.
Пуск ракеты Р-29РМ с подводной лодки проекта 667БДРМ
Подводная лодка проекта 667БДРМ
493
История развития отечественного ракетостроения
Корпус первой и второй ступеней носителя тра-
диционно представляет собой единую цельносварную
конструкцию. Разделение ступеней осуществляется по
обечайке бака окислителя первой ступени кольцевыми
и продольными удлиненными детонирующими заря-
дами. Переднее днище носителя (бака горючего второй
ступени) выполнено в виде конической ниши, исполь-
зуемой для размещения и боевых блоков, и двигателя
третьей ступени. Межступенчатое днище (одновремен-
но днище баков окислителя первой и второй ступеней)
служит силовой рамой двигателя второй ступени.
Двигатель второй ступени (однокамерный, с тур-
бонасосной системой подачи топлива) выполнен по
схеме с дожиганием генераторного газа. На предше-
ствующих ракетах такие двигатели выполнялись по от-
крытой схеме. Основные агрегаты расположены в баке
окислителя первой ступени. Камера сгорания разме-
щена в кардановом подвесе. Управляющие моменты
создаются качанием камеры сгорания и соплами, ис-
пользующими окислительный газ от турбонасосного
агрегата. Двигатель работает до полной выработки
одного из компонентов топлива.
Объединенная (по топливным бакам) ДУ третьей
ступени и головной части содержит маршевый двига-
тель и двигатель разведения. Двигатель третьей ступе-
ни (однокамерный, с турбонасосной подачей топлива),
однорежимный, выполнен по схеме с дожиганием ге-
нераторного газа, имеет устройство для отделения его
основной части от ракеты по окончании работы и для
перекрытия трубопроводов, соединяющих двигатель с
баковой системой. Двигатель разведения (четырехка-
мерный, с турбонасосной системой подачи топлива)
многорежимный, выполнен по открытой схеме, вы-
хлоп газогенераторного газа осуществляется через
шесть сопел. Двигатель обеспечивает управление тре-
тьей ступенью ракеты и управляемый полет боевой
ступени, включая разведение боевых блоков.
Использование маршевых двигателей с повышен-
ными характеристиками, применение третьей ступени,
прогрессивные технологические и конструкторские
решения внесли существенный вклад в рост энергети-
ческих возможностей ракеты Р-29РМ, в значительной
степени улучшили ТТХ и, в первую очередь, увеличи-
ли вес боевой нагрузки и максимальную дальность
стрельбы.
В ГЧ размещаются боевые блоки (на заднем днище
бака горючего вокруг двигателя третьей ступени) и при-
борный отсек с бортовой АСУ (расположен в носовой
части ракеты). Система управления создана в НПО ав-
томатики (главный конструктор - НАСемихатов) со-
вместно с НИИ командных приборов (главный кон-
структор - В Л .Арефьев), ЦКБ «Геофизика» (главный
конструктор - В.С.Кузьмин), НПО «Радиоприбор»
(главный конструктор - Л.И.Гусев). Существенно улуч-
шилась точность стрельбы: в астроинерциальном ре-
жиме она возросла в 1,5 раза; введен высокоточный
астрорадиоинерциальный режим, использующий, на-
ряду с информацией о навигационных звездах, ин-
формацию от космической навигационной системы
ГЛОНАСС для коррекции траектории полета с доведе-
нием точности стрельбы до уровня МБР стационарно-
го базирования. В ракете Р-29РМ наряду с круговой
впервые реализована свободная (или произвольная)
зона разведения блоков на индивидуальные точки
прицеливания. Такая зона и использование избыточ-
ной энергетики ракеты на разведение при дальностях
стрельбы меньше максимальной повысили возможно-
сти боевого применения за счет более рационального
планирования целеуказаний.
Пусковой стол выполнен в виде резинометалли-
ческого кольца, установленного на днище шахты. Это
позволило удлинить ракету на 0,6 м при сохранении
высоты шахты. Кроме того, уплотнение компоновки
кольцевого зазора шахты и использование новых рези-
нометаллических амортизаторов позволили увеличить
диаметр ракеты до 1,9 м при сохранении диаметра
шахты, обеспечив необходимые перемещения ракеты
от воздействия взрывов на критическом и безопасном
для ПЛ радиусах. В результате стартовый вес ракеты
увеличился на 13 %, примерно на столько же возросла
и энергетика ракеты.
Ракета Р-29РМ разрабатывалась с двумя варианта-
ми ББ индивидуального наведения среднего и малого
классов мощности. Первым стал высокоскоростной
малогабаритный боевой блок малого класса мощно-
сти. В этом варианте применен термоядерный боеза-
ряд повышенной мощности, созданный совместными
усилиями ВНИИ технической физики и ВНИИ экс-
периментальной физики. Заряд в полной мере соот-
ветствовал поставленным требованиям по мощности,
весогабаритным и центровочным характеристикам.
Размещение заряда и спецавтоматики в корпусе, раз-
работанном КБ машиностроения и использующем
углерод-углеродные материалы, позволило в сово-
купности создать ядерный боеприпас на уровне харак-
теристик лучшего зарубежного аналога - боеголовки
Мк-76 (США).
Одновременно с созданием высокоскоростных
блоков малого класса мощности была проведена раз-
работка ББ нового поколения среднего класса мощ-
ности. В работе были использованы знания и опыт,
полученные при отработке боеприпаса малого класса,
применен новый боезаряд «обратной» компоновки
разработки ВНИИ технической физики, обладающий
рекордными удельными характеристиками. Выбран-
ная геометрия обводов заряда, хорошо согласуемая
с внутренними обводами корпуса, обеспечила со-
вместную работу силовых оболочек корпуса и заряда,
что позволило радикально улучшить весогабаритные,
аэробаллистические и сигнальные характеристики ББ.
494
Глава 6
Боеприпас среднего класса мощности создавался с
учетом его использования в составе ракет типа Р-29Р.
Первым этапом летной отработки стали ЛКИ пуска-
ми бросковых макетов ракет с погружаемого плавстен-
да на Южном полигоне. Последний, девятый, пуск был
произведен в ноябре 1982 г. Совместные ЛИ пусками
телеметрических ракет с наземного стенда и головной
ПЛ проекта 667БДРМ состоялись в 1983-1984 гг. на
Государственном центральном морском полигоне (г.
Северодвинск).
По ряду обстоятельств, в т.ч. политических, свя-
занных с сокращением СНВ, испытания по комплексу
Д-9РМ были продолжены в 1985 г.; проведены три
двухракетных залпа. В феврале 1986 г. ракета Р-29РМ
с десятью малогабаритными блоками принята на во-
оружение.
В Договоре СНВ-1 ракета Р-29РМ заявлялась как
четырехблочная. Поэтому после завершения перво-
го этапа летной отработки блока среднего класса по
внутреннему полигону в конце 1986 г. были проведены
три пуска на промежуточную, максимальную и мини-
мальную дальности стрельбы. В октябре 1987 г. ракета
Р-29РМ со второй комплектацией четырьмя боевыми
блоками среднего класса принята на вооружение. Ра-
кета Р-29РМ и ее последующие варианты развернута
на семи подводных лодках проекта 667БДРМ.
'ВЛ.Самотигс
ОСВОЕНИЕ ПРОИЗВОДСТВА
НА КРАСНОЯРСКОМ МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОМ
ЗАВОДЕ БРПЛ Р-29Р И Р-29РМ
В1974 г. завод приступил к отработке и освоению
новой БРПЛ Р-29Р с РГЧ и индивидуальным наведе-
нием ББ на точки прицеливания. Это был достойный
ответ потенциальному противнику, который постоянно
совершенствовал стратегические ракеты ВМС (увели-
чение дальности, количество боеголовок, расширение
возможностей применения). В декабре 1976 г. коопе-
рацией Златоустовского и Красноярского машиностро-
ительных заводов, Омского авиационного завода были
изготовлены первые пять серийных ракет Р-29Р. В ав-
густе 1977 г. комплекс был принят на вооружение и в
дальнейшем неоднократно модернизировался. Ракеты
Р-29Р (Л, К, КУ) изготавливались на Красноярском
машиностроительном заводе в кооперации с Омским
авиационным заводом до 1995 г. Всего было изготов-
лено 798 ракет.
Производство - та база, где претворяются в жизнь
творческие идеи. В.П.Макеев хорошо понимал, что за-
вод - средство осуществления замыслов, рождающих-
ся в КБ. В поле его зрения перспектива развития про-
изводства была постоянно. Его интересовали многие
аспекты работы предприятия, в т.ч. уровень руководи-
телей. Он принимал активное участие в выдвижении
людей, способных вести дело, понимающих интересы
КБ. Он часто бывал на заводах, в цехах.
В1971-1975 гг. первоочередное внимание на пред-
приятии уделялось научно-технической реорганизации
производства, борьбе за экономическую эффектив-
ность, снижению трудоемкости. Была внедрена ком-
плексная система обеспечения качества продукции,
Ракета Р-29Р (РСМ-50) Краткие технические
характеристики ракеты Р-29Р
Стартовая масса -35,3 т
Максимальная забрасываемая
масса-1,65 т
Максимальная дальность
стрельбы - межконтинентальная
Головная часть - моноблочная
и разделяющаяся
Условия стрельбы - всепогодность,
из подводного положения
Система управления -
астроинерциальная
Количество ступеней - 2
Длина ракеты -14,1 м
Диаметр ракеты -1,8 м
Топливо - жидкое
Краткие технические
характеристики ракеты Р-29РМ
Стартовая масса - 40,3 т
Максимальная забрасываемая
масса-2,8т
Максимальная дальность
стрельбы - межконтинентальная
Головная часть - разделяющаяся
Условия стрельбы - всепогодность,
из подводного положения
Система управления -
астроинерциальная
Количество ступеней - 3
Длина ракеты -14,8 м
Диаметр ракеты -1,9 м
Топливо - жидкое	Ракета Р-29РМ (РСМ-54)
495
История развития отечественного ракетостроения
Ракета Р-29РМ в цехе
это уже в 1973 г. позволило сдавать с первого предъ-
явления 94,7 % продукции. Системное рассмотрение
вопросов эффективности производства, внедрение
новой техники и технологии, совершенствование ор-
ганизации и управления производством позволило в
1971—1975 гг. увеличить объем производства еще в
1,67 раза (80 % этого прироста пришлось на повыше-
ние производительности труда).
За успешное выполнение заданий по созданию но-
вой техники, и в первую очередь ракеты Р-29, завод в
1975 г. был награжден вторым орденом Ленина. Зва-
ние Героя Социалистического Труда было присвоено
сварщику Б.С.Прудченко. Большая группа работников
была награждена орденами и медалями. Большая за-
слуга в развитии предприятия на этом этапе принадле-
жит его директору В.П.Котельникову, руководившему
предприятием с 1969 по 1974 г., чьи глубокие знания,
организационный талант, трудолюбие и высокая от-
ветственность позволили заводу успешно провести
освоение производства ракеты Р-29 и начать освоение
производства ракеты Р-29Р.
В 1979 г. началась отработка ракеты Р-29РМ. Это
последнее детище В.П.Макеева во многом являет со-
бой образец совершенства инженерной мысли. В ее
составе - уникальные, не имеющие себе равных в
мире, ЖРД для первой ступени ракеты - разработки
КБ химавтоматики под руководством главного кон-
структора А.Д.Конопатова, а для второй ступени - раз-
работки КБ химического машиностроения, которое
создало двигатели для второй, третьей и для боевой
ступени под руководством главного конструктора
В.Н.Богомолова.
«Красмашу» как головному предприятию было
поручено изготовление носителя (первых двух ступе-
ней ракеты), а начиная с седьмой ракеты для этапа
совместных ЛИ с наземного стенда - общую сбор-
ку, заправку и ампулизацию всей ракеты. Собранную
третью ступень ракеты с боевой ступенью поставлял
Златоустовский машиностроительный завод в коопе-
ч рации с Усть-Катавским
вагоностроительным за-
водом.
Постановление на
проведение ОКР по раз-
работке нового мор-
ского ракетного ком-
плекса Д-9РМ с ракетой
Р-29РМ было подписа-
но в январе 1979 г. Его
создание явилось логи-
ческим продолжением
работ по созданию и со-
вершенствованию БРПЛ,
реализованных в БРПЛ
Р-27, Р-29 и Р-29Р.
В то же время новый комплекс стал принципиально
новой полномасштабной разработкой, обеспечива-
ющей серьезное повышение ТТХ не только за счет
внедрения новых, но и всестороннего улучшения тра-
диционных технических решений. Повышение боевых
свойств обеспечивалось за счет увеличения макси-
мальной дальности стрельбы, улучшения точности
стрельбы, повышения возможности разведения ББ
на индивидуальные точки прицеливания в зоне про-
извольной формы.
С.П.'Прсисапьеё.
ПО «Полет» - филиал ГКНПЦ им. М.В.Хруничева
ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТЫ Р-29Р (РСМ-50)
В середине 1970-х гг. заводу было поручено ос-
воить производство новой баллистической межкон-
тинентальной ракеты морского базирования РСМ-
50. Головным разработчиком изделия было КБМ под
руководством В.П.Макеева. Двигатели ЗД40 и ЗД41
разработаны КБХМ под руководством А.М.Исаева.
После смерти Исаева в 1971 г. КБХМ возглавил
В.Н.Богомолов. Особенностью ракеты была возмож-
ность нести и моноблочную, и разделяющиеся ГЧ с на-
ведением отдельных ББ на индивидуальные цели.
Ракета была еще одним итогом творческого со-
трудничества двух конструкторских коллективов, до
этого создавших РСМ-25 и РСМ-40. РСМ-50 продол-
жало этот ряд жидкостных ракет морского базирова-
ния второго поколения, в которых нашли отражения
принципиально новые технические решения:
-	плотная компоновка, отсутствие традиционных
для ракет межбакового и двигательного отсеков;
-	«утопленный» в топливном баке двигатель, что
позволило уменьшать габариты ракеты;
496
Глава 6
-	применение подкрепленных оболочек вафель-
ного типа, обеспечивающих высокую прочность и лег-
кость корпуса;
-ампулизированные баки, заправленные жидкими
компонентами топлива на весь период хранения и экс-
плуатации.
Вот что писал о РСМ-50 генеральный конструктор
В.П.Макеев:
«Комплекс создан в предельно сжатые сроки,
менее чем за 4 года, что позволило начать развер-
тывание ракеты с РГЧ и межконтинентальной даль-
ностью стрельбы на 3 года раньше зарубежных ана-
логов. Сроки разработки предопределили высокий
уровень унификации с комплексом-предшественником
(РСМ-40. - Прим, авт.) и ограниченное применение но-
вых технических решений. Следствием указанного яв-
ляется относительно слабый рост технического уровня
этого комплекса и его последующих модификаций».
«Полету» было поручено наладить выпуск ступени
развоза ББ и приборного отсека. Постановка произ-
водства РСМ-50 в объединении послужила мощным
толчком в техническом перевооружении предприятия.
В конструкции имелись обечайки и днища вафельной
конструкции, которые необходимо было фрезеровать
в закатанном и сварном виде. Приборный отсек был
сложной криволинейной наружной поверхности. Для
обработки этих деталей в Уральском филиале отрас-
левого института были сконструированы и изготовле-
ны специальные станки с ЧПУ модели СВО-1, СВО-3,
СВДК и разработана новая специальная система авто-
матизированного расчета управляющих программ на
базе ЭВМ «Минск-32».
Вышеназванные станки были в кратчайшие сроки
смонтированы на ПО «Полет», освоены и успешно
использовались в течение многих лет. Под РСМ-50
в 1975 г. в сборочном цехе № 4 (руководил им тог-
да Ю.Я.Кретинин, его заместитель по испытаниям -
Н.Л.Судманов) создается специальная КИС-2 (на
КИС-1 в цехе испытывали спутники). КИС - это особое
подразделение в сборочном цехе. Именно здесь про-
веряется качество работы всего предприятия, а полно-
стью собранное изделие после испытаний получает
«добро» на отправку в эксплуатирующие организации.
Возглавил КИС-2 В.А.Ашихмин. Несмотря на
сложность нового изделия, при формировании
КИС-2 ставка делалась на молодых специалистов. На-
чальниками секторов и смен были назначены опытные
испытатели: Г.Н.Устинов, В.С.Савранин, Н.Р.Шафир,
М.И.Карасев, В.Г.Кобзарев. К ним в подчинение при-
шло более двадцати выпускников вузов Омска и Крас-
ноярска, среди них - В.Н.Плюснин, ВАПанасенко,
В.И.Хохлов, Б. А. Битюцкий, Т.Д.Битюцкая, А.В.Слюнков,
Н.И.Хомякова, АДБельцев, ВАСоколян, Н.М. Сур-
кова, Т.В.Сычева, Л.Н.Саранских, Е.В.Соколовский,
А.Степаненко, В.Гавричков, чуть позже пришли
на КИС-2 И.Я.Новодчук, Р.Р.Мухарашев. Отлично тру-
дились на новом заказе слесари-испытатели Г.Ф. Гри-
горьев, В.Г.Швец.
Вспоминает Н.Р.Шафир, тогда начальник сектора
телеметрии, долгое время затем работал начальником
отдела КБ ПО «Полет»:
«КИС-2, пожалуй, самое интересное время работы
на «Полете». Я пришел в 4-й цех из КБ. Сам подбирал
кадры для своего сектора. Ездил в политехнический и
транспортный институты на защиты дипломов и вы-
бирал толковых ребят. И, можно сказать, ни в ком не
ошибся. Работать с новым изделием было чрезвычайно
интересно. Особенно в первые год - полтора. Вчераш-
ние студенты пришли с жаждой практических знаний,
работы, полные энтузиазма. Люди не считались с лич-
ным временем, работали в три смены, в т.ч. в субботу
и воскресенье. Мы ездили в Миасс, в Златоуст: Злато-
устовский машзавод уже выпускал РСМ-50. Учились в
деле, стажировались. А в Омске сами принимали теле-
метрическую аппаратуру, это не один вагон сложной тех-
ники, участвовали в ее монтаже и вводе в эксплуатацию,
осваивали. Мы, телеметристы, первое время каждое ис-
пытание кому-то из нашего сектора посвящали. Висела
школьная доска, на которой писали это посвящение. Ге-
неральный директор С. С.Бовкун начинал рабочий день
с того, что приезжал в цех. Узнавал о проблемах, спра-
шивал, что надо для их разрешения. И если, к примеру,
нужен был разработчик, вопрос решался уже к вечеру.
Большую помощь оказывал нам один из самых опыт-
ных испытателей завода, обладающий удивительной
интуицией и чутьем - Сергей Григорьевич Караваев.
Однажды, накануне 1 мая, мы должны были отгрузить
машину, самолет за ней прибыл, а у нас не проходят
комплексные испытания. Найти причину неисправности
не можем... Я 28 апреля ушел из дома, а вернулся толь-
ко после праздника. Оказалось, из-за некачественного
спирта после промывки разъема образовалась токопро-
водящая дорожка между контактами и замыкала цепь.
Кстати, тогда именно Караваев помог найти дефект.
Больше трех суток искали его причину».
КИС-2 работал в тесном сотрудничестве с КБ
ПО «Полет», где под новый заказ был организован 21 -й
отдел (начальник - В.И.Анищенко). Сектором управле-
ния в нем руководил В.В.Маркелов, впоследствии глав-
ный конструктор КБ. В подчинении у него были тоже в
основном недавние выпускники вузов: С.Н.Кучеров,
Т.Т.Ивашинникова, Л.С.Елфимова, НАДемидова,
ВАКузнецов, С.Л.Гунин, Г.Н.Панасенко, Л.П.Блинова,
А.И.Новиков, В.С.Кондратьев, С.Н.Прокопьев.
Напряженно трудились все подразделения 4-го
цеха: техбюро, БТК, БТЗ, служба по подготовке про-
изводства. Отлично работали В.М.Скляренко -
старший мастер, Г.Г.Беспалова, М.Д. Морозкина,
З.К.Сарзунова - технологи, В.Д.Дужников, Ю.В. Ка-
расев, А.Б.Петров - электромонтажники, А.П. Старых,
497
История развития отечественного ракетостроения
А.Т.Костырин - слесари-испытатели, В.М.Кувалдин,
А.В.Баранов - слесари-сборщики, В.П.Выдашенко -
начальник БИХ. Следует особо отметить также
И.Е.Коцкого, А.В.Тихонову, А.С.Кочеткова.
Каждый вечер оперативку с главными специали-
стами и начальниками цехов генеральный директор
С.С.Бовкун проводил в 4-м цехе. Заказ имел перво-
степенное значение для завода, в период освоения
был на особом контроле у министра СААфанасьева.
Начальник 4-го цеха ежедневно докладывал в Мини-
стерство общего машиностроения о состоянии дел. Как
вспоминает Н.Л.Судманов, «необходимо было докла-
дывать о графике сборки каждого изделия, о резуль-
татах испытаний».
Первая омская ступень развоза ББ была сдана
Заказчику в 1976 г. Окончательную сборку ракеты,
заправку компонентами топлива и ампулизацию про-
изводил Красноярский машиностроительный завод.
И если для «Красмаша» это была третья морская ра-
кета, после РСМ-25, РСМ-40, для «Полета» - первая.
Качество работы омских ракетчиков многократно
подтверждалось учебными стрельбами. Более 30 лет
РСМ-50 являлась важным составляющим звеном ра-
кетного щита нашего государства.
Стоит сказать и о таком историческом факте: на
этапе освоения выпуска ступени ракеты перед «Поле-
том» была поставлена задача (наряду с Красноярским
машиностроительным заводом) наладить производ-
ство ракеты в целом. В цехе № 66 развернули новый
КИС (начальник - Ю.Г.Коротков). Но когда омский за-
вод выпустил несколько изделий, Правительство реши-
ло оставить на «Полете» только производство ступени
развоза и приборного отсека, а КИС 66-го цеха был
отдан под новый, не менее масштабный заказ - про-
изводство космических аппаратов для навигационной
спутниковой группировки ГЛОНАСС.
ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТ Р-39 (РСМ-52)
НА ЗЛАТОУСТОВСКОМ МАШЗАВОДЕ
В сентябре 1973 г. принято постановление прави-
тельства о создании комплекса Д-19 с твердотопливной
ракетой Р-39. Достижение требуемых ТТХ потребовало
отработки целого ряда неординарных конструкторских
решений. К ним относится использование для изго-
товления всех корпусов переднего отсека, начиная с
межступенчатого, магниево-литиевого сплава ИМВ-2,
позволившего максимально облегчить массу переднего
отсека, что, как известно, существенно влияет на даль-
ность стрельбы и массу доставляемого груза. Основная
сложность механической обработки - низкая темпера-
тура воспламенения стружки - около 280 °C (для срав-
нения: у бумаги - 350-400 °C). Горели все: американцы,
пытавшиеся применить аналогичный материал, цех в
Днепропетровске... Горел и Златоустовский машзавод,
но гораздо скромнее: пару раз горели детали , один
раз сгорел станок вместе с деталью. Технологами заво-
да создана и отработана технология обработки сплава
ИМВ-2, гарантирующая безопасность работ.
Еще одним конструкторским решением, потянув-
шим за собой целый букет новых технологий, является
создание АРСС - амортизационной ракетно-стартовой
системы. Создаются уникальные автоматические сва-
рочные установки. Для испытаний двигателей строят-
ся новые огневые стенды, а для испытаний корпуса
АРСС - камера внешнего давления. Внедряется тех-
нология электронно-лучевой сварки. Изготавливается
оборудование и внедряется технология автоматизи-
рованного УЗК сварных швов. Отрабатываются новые
виды покрытий.
Для двигателя развоза, опоясывающего третью сту-
пень, нужны торовые баки под топливо. Предлагаемые
конструкции с продольно-кольцевыми швами раз за
разом отметаются прочнистами. Уже есть макет ступе-
ни развоза, начато изготовление экспериментальных
образцов, а баков нет. Выручили специалисты завода,
сумевшие отформовать из трубы кусочек «бублика».
Из отформованных по этой технологии «кусочков» и
варились торовые баки.
Златоустовский завод назначается головным по
изделию Р-39. Головной завод - главная сборка. Для
сборки изделий на химзаводе строится сборочно-ком-
плектовочный комплекс - уникальное сооружение:
пять корпусов, соединенных трансбордером, пере-
двигающимся по рельсам и перемещающим сборки и
изделие в целом из корпуса в корпус. Корпуса специ-
ально для сборки твердотопливных изделий обвало-
ваны и снабжены легкосъемными крышами. Корпус
контрольно-испытательной станции полностью метал-
лический, экранирует все электромагнитные излуче-
ния. Современные корпуса имеют уникальное сбороч-
ное оборудование: монтажные тележки с приводами,
обеспечивающие идеальную безударную стыковку,
сборочно-юстировочные стенды, оборудование КИС,
стапели-кантователи и многое другое.
В разработке КД на изделия КБ В.П.Макеева всегда
принимали участие заводские конструкторские отделы.
Наиболее ярко это сотрудничество проявилось при раз-
работке КД на Р-39, когда КБ завода получило ТЗ на
проектирование бортовых источников питания первой и
второй ступеней (БИП-1 и БИП-2), спроектировало, про-
вело экспериментальную отработку и довело до серии.
Почти в одно время с твердотопливной ракетой
Р-39 началась разработка новой жидкостной ракеты
Р-29РМУ - последнего изделия генерального кон-
структора В.П.Макеева. Базируясь на сложившемся
498
Глава 6
разделении труда, эта ракета была первым изделием,
в экспериментальной отработке которого принимали
участие все предприятия кооперации. Головное пред-
приятие по изделию - Красноярский машинострои-
тельный завод, «головники» по переднему отсеку -
Златоустовский машиностроительный завод, которому,
в довесок к собственной комплектации, досталась
отработка двигателя развоза, переданного на серий-
ное изготовление в Усть-Катав. К освоению изделия
Р-29РМУ Златоустовский завод подошел в зените сла-
вы, полном расцвете сил и возможностей. Вопросов
было много, но, казалось, не было проблем, которые
не могли решить заводские специалисты. Гордо шути-
ли: «На заводе можно сделать все, проблема только
одна: сколько это будет стоить».
‘Ъ.КЛлопииг,
Ю.А.Усти^мниноб, И.С^Чсц.има
ОАО «Пермский завод «Машиностроитель»
ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ «ИСКРА»
В1975-1987 гг.
ПРОИЗВОДСТВО ДВИГАТЕЛЕЙ РАКЕТЫ Р-39
(РСМ-52)
Значительный объем в общем выпуске продукции
завода (более 50 %) составляли изделия разработки
пермского КБМаш. Поэтому логичным был выход
приказа министра общего машиностроения № 155 от
8 мая 1975 г., по которому для ускорения работ по соз-
данию важнейших комплексов (ЗМ65 и др.) и в целях
дальнейшего совершенствования управления и усиле-
ния связей науки с производством в соответствии с по-
становлением ЦК КПСС и СМ СССР № 139 от 2 марта
1973 г. (приказ Министерства № 21 от 22 марта 1973 г.)
на базе Пермского завода химического оборудова-
ния (головное подразделение) и КБ Машиностроения
(г. Пермь) (структурное подразделение) организовано
производственное объединение с открытым наиме-
нованием «Искра» (ПО «Искра»). Производственное
объединение«Искра» данным приказом отнесено к
особо режимным объектам с подчинением 2 ГУ.
Генеральным директором ПО «Искра» - дирек-
тором ПЗХО был назначен С.Ф.Сигаев. Он сыграл
главную роль в создании производственного объ-
единения «Искра», в ускорении научно-технического
прогресса, в развитии прогрессивной технологии, в
изготовлении новой продукции, в охвате молодых
работников всеобщим средними профессионально-
техническим образованием. Под его руководством
наращивается выпуск продукции основной тематики,
ТИП и продукции производственно-технического на-
значения, расширяется строительство корпусов заво-
да и жилых домов. Численность работающих достиг-
ла 10000 чел.
В 1975 г. главным инженером ПЗХО назначен
В.А. Исаченко. Широкое развитие получает использо-
вание на заводе станков с программным управлением,
активно наращивается техническая оснащенность про-
изводства.
С 1975 г. на заводе активно используется и со-
вершенствуется система оперативного календарного
планирования и управления производством. В ее соз-
дании участвовали работники производственно-дис-
петчерской и экономической служб завода, в т.ч. быв-
ший заместитель начальника производства В.Н.Гоман,
а также В.И.Иоффе, В.И.Краснов.
Организация завода, его строительство, техническое
развитие шло весьма высокими темпами, что обуслав-
ливалось задачами, поставленными перед коллективом
завода правительством страны: в кратчайшие строки ор-
ганизовать и освоить серийное производство современ-
ной военной техники, способной значительно повысить
обороноспособность страны и постоянно наращивать
выпуск специальной продукции. Увеличивается объем
опытных работ, совершенствуется техника и организа-
ция подготовки производства, развивается технология и
оборудование, создаются новые производства.
С вводом в действие корпуса намотки получила
широкое распространение технология изготовления
конструкций из неметаллических композиционных
материалов. Завод был оснащен уникальными намо-
точными станками с ЧПУ, пропиточными машинами,
крупногабаритными печами типа АРП.
С1975 г. приступили к освоению твердотопливных
двигателей двух ступеней ЗД-66, ЗД-68 разработки
С.Ф.Сигаев (1918-1993 гг.).
В 1972 по 1975 гг. - началь-
ник 2-го, а затем 1-го Главка
Минобщемаша СССР. В 1975—
1987 гг. - генеральный дирек-
тор ПО «Искра» - директор
Пермского завода химического
оборудования
ВАИсаченко (род. в 1936 г.).
В 1975—1980 гг. - первый заме-
ститель генерального директора
ПО «Искра» - главный инженер
Пермского завода химического
оборудования. В1980—1991 гг. -
в аппарате МОМ, в НИИ техно-
логии машиностроения МОМ
(ФГУП «НПО «Техномаш»).
Д.т.н., профессор.
499
История развития отечественного ракетостроения
КБМаш (г. Пермь, главный конструктор - Л.Н.Лавров)
и порохового аккумулятора давления ЗЛ-66 разработ-
ки ФГУП ФЦДТ «Союз» (г. Дзержинский Московской
области) для ракеты ЗМ65 (РСМ-52) комплекса Д-19
системы «Тайфун».
При изготовлении этих изделий специалистами
предприятия была разработана и совместно с рабочи-
ми впервые в короткий срок освоена технология на-
мотки стеклопластиковых корпусов ДУ, не имеющих
аналогов в мировой практике. Это позволило заводу
впоследствии стать одним из немногих предприятий,
способных изготавливать практически любые виды
изделий из композиционных материалов и быть лиде-
ром по этому направлению. Многие технические ре-
шения при выполнении этой работы были защищены
авторскими свидетельствами.
Серийное изготовление РДТТ второй и третьей сту-
пеней для ракеты ЗМ65 продолжалось по 1989 г. Из
воспоминаний конструктора А.М.Грызлова:
«В 1997 г. во время пуска изделия М-65 с подво-
дной лодки в районе Северного полюса произошел
несанкционированный отказ одного из изделий, вхо-
дящих в комплекс «Тайфун» - не сработал пороховой
аккумулятор давления. Выяснением причин отказа
занялись специалисты завода. При разборке изделия
было обнаружено, что воспламенитель на ПАД уста-
новлен с разворотом на 180°. Для проверки задела
ранее изготовленных изделий ЗЛ-66, находящихся в
пусковых шахтах на ПЛ, необходимо было произвести
их разборку с вскрытием камеры сгорания. Проведе-
ние этой работы на изделиях, находящихся на ПЛ, не
представлялось возможным. Специалистами завода
был предложен способ проверки положения воспла-
менителя Т-63 без разборки изделия и вскрытия ка-
меры сгорания. Предложенный способ был одобрен
межведомственной комиссией. Для проверки по-
ложения узла Т-63 в сборочной единице ЗЛ-66 была
сформирована бригада, которая в течение 106 суток
провела проверку всех 56 изделий, находящихся в во-
енных частях».
С1980 по 1995 г. первым заместителем генераль-
ного директора ПО «Искра» - главным инженером
Пермского завода химического оборудования был
Б.И.Будник.
Б.И.Будник (род. в 1931 г.).
В 1980-1995 гг. - первый заме-
ститель генерального директора
ПО «Искра» - главный инженер
Пермского завода химического
оборудования (Пермского завода
«Машиностроитель»),
MK.Cxmeta, А.ИМсишноС
РАЗВИТИЕ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ в ФГУП
«КБ «АРСЕНАЛ» и ОАО «М3 «АРСЕНАЛ»
Морская
твердотопливная
ракета Р-31
Накопленный к 1970 г.
опыт производства и экс-
плуатации созданных БР
дал КБ «Арсенал» осно-
вание уверенно заявить о
своей готовности к разра-
ботке твердотопливных ра- вл.Седых
кет для вооружения подво-
дных лодок. Большая заслуга в продвижении данного
предложения принадлежит Е.К.Иванову - начальнику
КБ и директору завода, а также В.Л.Седых - начальни-
ку проектного отдела.
В 1970—1971 гг. прошло многоэтапное рас-
смотрение предложения «Арсенала». В результате
Заказчик (ВМФ) отдал предпочтение проекту «Ар-
сенала», и КБ приступило к созданию морского
стратегического комплекса ракетного оружия Д-11
с БРПЛ Р-31 средней дальности (для поражения на-
земных целей).
Комплекс ракетного оружия Д-11 был предназна-
чен для перевооружения АПЛ проекта 667А, ранее ос-
нащенных комплексом РО Д-5 с жидкостной раке-
той Р-27. Комплекс Д-11 с твердотопливной БРПЛ
Р-31 для вооружения модернизированной ПЛ про-
екта 667АМ разрабатывался на основании постанов-
лений ЦК КПСС и СМ СССР № 374-117 от 10 июня
1971 г. и № 108-39 от 13 февраля 1973 г., а также ре-
шения ВПК № 29 от 18 февраля 1976 г. (о заверше-
нии отработки комплекса РО Д-11 только с моноблоч-
ной ГЧ, хотя разработка КБ давала возможность осна-
щения БРПЛ тремя и восемью боевыми элементами с
разведением их по разным целям).
В исходных постановлениях была определена ос-
новная кооперация предприятий отрасли по созда-
нию БРК: по БРПЛ Р-31 и комплексу Д-11 в целом -
КБ «Арсенал» (начальник КБ и директор завода
«Арсенал» - Е.К.Иванов, главный конструктор -
П.А.Тюрин); по оборудованию ПЛ проекта 667АМ -
Центральное конструкторское бюро морской тех-
ники (ЦКБМТ «Рубин», главный конструктор -
С.Н.Ковалев, главный конструктор проекта -
О.Я.Марголин); по системе управления - Научно-
исследовательский институт автоматики (НИИА,
главный конструктор -Н.А.Семихатов, главный кон-
структор проекта - Д.С.Евстигнеев); по РДТТ вто-
500
Глава 6
рой ступени - Конструкторское бюро машиностро-
ения (КБМаш, главный конструктор - Л.Н.Лавров);
по комплексу командных приборов - Научно-ис-
следовательский институт командных приборов
(НИИКП, главный конструктор - В.П.Арефьев); по
системе прицеливания - киевское ПО «Арсенал»
(главный конструктор - С.П.Парняков); по систе-
ме документирования - Научно-производствен-
ное объединение измерительной техники (НПО-
ИТ, главный конструктор - О.Д.Комиссаров); по
корабельной цифровой вычислительной системе
«Атолл-АМ» - ЦНИИ «Агат» (главный конструк-
тор - А.Я.Хетагуров); по наземному оборудованию
комплекса - Конструкторское бюро транспортного
машиностроения (КБТМ, главный конструктор -
В.Н.Соловьев); по некоторым элементам рулевого
привода - Центральный научно-исследовательский
институт автоматики и гидравлики (ЦНИИАГ, глав-
ный конструктор - Г.Н.Посохин).
Этот проект вызвал необходимость решения та-
ких актуальных научно-технических проблем, как
безопасный подводный пуск ракеты из шахты ПЛ,
внедрение нового метода управления дальностью и
точностью полета боевых элементов РГЧ, создание
твердотопливной ДУ для маневрирующей ступени
БР, совершенствование маршевых РДТТ, отработка
нового типа рулевого привода для ОУ и ряда дру-
гих. В ходе решения этих проблем было получено
более 80 авторских свидетельств на изобретения,
многие из которых были использованы при реали-
зации проекта.
В ракете Р-31 и комплексе Д-11 были воплощены
самые передовые на то время научно-технические до-
стижения:
-	создана и отработана система катапультирующе-
го пуска ракеты (в газовой каверне) из «сухой» шахты
ПЛ с помощью порохового аккумулятора давления, с
включением двигателя первой ступени после выхода
из-под воды;
-	совместно с НПО автоматики (г. Свердловск)
был предложен и отработан новый метод управления
дальностью и точностью полета боевых элементов РГЧ
ракеты при работе маршевых РДТТ до полного вы-
горания топлива, с использованием маневрирующей
боевой ступени ракеты;
-	создана маневрирующая боевая ступень ракеты
(для разведения боевых и ложных элементов РГЧ) с
твердотопливной ДУ;
-	создан односопловой двигатель второй ступени
с корпусом типа «кокон» из органопластика (раз-
работчик - КБМаш, г. Пермь, главный конструктор -
Л.Н.Лавров);
-	при изготовлении РДТТ использованы новые
конструкционные, теплозащитные и эрозионностойкие
Краткие технические характеристики комплекса РО Д-11 с БРПЛ Р-31
Классификация комплекса по СНВ - класс «В»
Наименование комплекса по СНВ - PC М-45
Тип комплекса - ракетный комплекс третьего поколения с твердотопливной БРПЛ средней дальности, количество БРПЛ -12
Состояние - в опытной эксплуатации в 1980-1990 гг. (включая боевое дежурство)
Носитель - атомный подводный ракетоносец - подводная лодка проекта 667АМ (ПЛ К-140)
Тип пуска БРПЛ - подводный (с глубины до 50 м) катапультирующий пуск из «сухой» шахты при скорости ПЛ до
5 узлов, при волнении моря до 8 баллов и скорости ветра до 20 м/с, с запуском маршевого РДТТ над водой
Пусковая установка - шахтная (количество шахт -12)
Размеры шахты
-длина-12,2 м
-диаметр-2,1 м
Интервал пуска ракет-5 с
Время залпа (пуска 12 БРПЛ) - не более 60 с
Тип БР-двухступенчатая твердотопливная, третья ступень - боевая маневрирующая
Дальность полета - до 4200 км (с моноблочной ГЧ)
Система управления - автономная инерциальная с БЦВМ
Исполнительные органы управления:
-	на первой ступени - четыре разрезных управляющих сопла маршевого РДТТ (по всем каналам управления)
-	на второй ступени - одно разрезное управляющее сопло маршевого РДТТ
(по каналам тангажа и рыскания), два малогабаритных поворотных двигателя (по каналу крена)
-	на боевой ступени - четыре вращающихся управляющих сопла маршевых двигателей (по всем каналам управления)
Максимальная длина -12 м (с пристыкованным пусковым ПАД)
Максимальный диаметр корпуса -1,54 м
Стартовая масса - 26,8 т
Примечание: величины характеристик округлены до трех значащих цифр
501
История развития отечественного ракетостроения
Ракета Р-31 на ложементах
материалы, обеспечившие требуемую функциональ-
ную надежность двигателей при температуре продук-
тов сгорания в камере -3400 К;
-для управления полетом ракеты на первой и вто-
рой ступенях применены усовершенствованные раз-
резные управляющие сопла, на боевой ступени - вра-
щающиеся управляющие сопла;
-совместно с ЦНИИАГ (г. Москва) для двигательных
установок второй и боевой ступеней созданы новые цен-
трализованные газогидравлические рулевые приводы,
работающие на горячих газах с температурой -1200 К.
Следует подчеркнуть, что «Арсенал» впервые в от-
ечественной практике разработал единый технологи-
ческий процесс прохождения твердотопливной БР от
завода-изготовителя до ПЛ, включающий все необходи-
мые подсистемы ракетного комплекса, ракетно-техни-
ческой базы и ПЛ, с целью обеспечения безопасности
эксплуатации ракеты на всех этапах жизненного цикла.
При отработке особое внимание уделялось во-
просам безопасности при изготовлении, хранении,
транспортировании, погрузочно-разгрузочных рабо-
тах, нахождении и применении БР в условиях ПЛ. Без-
опасность обеспечивалась прежде всего следующими
факторами:
-	использованием специального наземного обо-
рудования, включающего транспортно-погрузочный
контейнер для постоянного хранения ракеты;
-	применением «сухого» пуска БР (без заполнения
шахты ПЛ водой);
-	надежной системой амортизации БР при транс-
портировке и пуске;
-	использованием гибкой (герметизирующей шах-
ту) мембраны, позволяющей сохранять возможность
повторного применения БР в случае отмены пуска;
-	минимальным тепловым и силовым воздействи-
ем БР на конструкцию шахты и ПЛ при пуске;
-	минимальной динамической реакцией ПЛ на
запуск БР, т.к. масса воды, заполняющей шахту после
пуска, близка к массе БР;
-	использованием экологически безвредных кон-
струкционных материалов и энергоносителей (твердых
ракетных топлив, пиротехнических составов, детони-
рующих удлиненных зарядов), не содержащих токсич-
ных составляющих;
-	применением полностью герметичных конструк-
ций переходных отсеков;
-	пожаровзрывобезопасностью маршевых РДП и
вспомогательных твердотопливных устройств, подтверж-
денной на всех опасных этапах прохождения ракеты.
Разработкой двигателей руководил в КБ известный
конструктор в области создания двигателей твердого
топлива А.Ф.Мадисон.
Маршевые РДТТ первой и второй ступеней ракеты
имели функциональные и эксплуатационные характе-
ристики высокого уровня, не уступающие зарубежным
двигателям, выполненным по аналогичным конструк-
тивным схемам. Для подтверждения пожаровзрывобе-
зопасности двигатели были подвергнуты специальным
испытаниям. При простреле из автомата Калашникова,
пробитии осколками, сбросе с высоты 5 м на жесткое
бетонное основание (с металлическими балками) и
других видах воздействия они полностью подтверди-
ли свою безопасность (не взрывались, не воспламе-
нялись). Более того, даже авария, произошедшая при
первом летном испытании ракеты в самом начале
полета, падение и разрушение ракеты (вблизи назем-
ного пускового стенда на территории полигона ВМФ)
убедительно показали экологическую безопасность
ее применения. Специалисты ВМФ после этого окон-
чательно «повернулись лицом» к твердотопливным
БРК. Для них безопасность эксплуатации ракетного
оружия - важнейшее требование жизнеобеспечения
ПЛ и основа сохранения окружающей среды.
Первое успешное летное испытание БР Р-31 с
подводной лодки состоялось 22 декабря 1976 г. Пуск
БР производился в Белом море с глубины 50 м при
скорости хода ПЛ 5 узлов. Летные испытания БР были
завершены в 1979 г Всего было проведено более
тридцати успешных пусков ракеты с наземного стен-
да и с ПЛ, в т.ч. два пуска на предельную дальность.
Испытания показали соответствие характеристик
комплекса Д-11 тактико-техническим требовани-
ям ВМФ. Из Заключения Командующего Северным
флотом от 14 сентября 1979 г.:
«Испытания в целом показали хорошие эксплуата-
ционные качества комплекса, высокую скорострель-
ность при малом времени предстартовой подготовки
безопасность использова-
ния и простоту его обслу-
живания...
Принятие комплекса
РОД-11 с ракетой Р-31...
на вооружение ВМФ по-
зволит расширить бое-
вые возможности ракет-
ных подводных крейсеров
стратегического назначе-
ния проекта 667А, продол-
жить накопление опыта
А.Ф.Мадисон
502
Глава 6
эксплуатации твердотопливных баллистических ракет
с целью его использования при дальнейшем проекти-
ровании перспективных ракетных комплексов».
Несмотря на рекомендацию Государственной комис-
сии принять комплекс Д-11 на вооружение, он в составе
одной подводной лодки К-140 (проекта 667АМ) в сентя-
бре 1980 г. был принят только в опытную эксплуатацию.
Ракетный комплекс находился на службе ВМФ до
1990 г., подтвердив полную безопасность при транс-
портировке, хранении, боевом дежурстве и пусках БР.
При этом ПЛ могла производить пуски БР из любого
положения по разным целям, т.к. ракета имела про-
граммный разворот в плоскость стрельбы. Высокая
боеготовность комплекса Д-11 обеспечивалась мини-
мальным интервалом пуска ракет. Весь боекомплект
(12 ракет) мог быть применен менее чем за одну ми-
нуту. Это позволяло ПЛ быстро производить маневр
ухода из зоны пуска БР. За длительный (более 10 лет)
срок эксплуатации комплекса моряки-подводники вы-
соко оценили основные преимущества твердотоплив-
ных БР: эффективность, надежность, безопасность.
Надежность БРК была подтверждена во время его
ликвидации по Договору ОСВ-1. Весь боекомплект
уничтожался, по согласованию с США, путем пусков
БР Р-31 с ПЛ. Из двенадцати баллистических ракет
лишь одна дошла до цели (незначительный недолет).
В конце 1970-х гг. КБ «Арсенал» показало ре-
альную возможность модернизации комплекса Д-11
путем превращения БРПЛ Р-31 (в варианте с моно-
блочной ГЧ) в МБР с дальностью не менее 7000 км.
Модернизация комплекса позволила бы сохранить для
ВМФ большинство ПЛ проекта 667А, значительно по-
высив безопасность их патрулирования и боевого при-
менения. При этом стоимость проекта реконструкции
всех ПЛ проекта 667А по проекту 667АМ (совместно
с новой БРПЛ Р-31М) не превышала стоимости одной
ПЛ проекта 941 с БРПЛ Р-39. Но это предложение не
было принято. В этот период КБ «Арсенал» совместно
с кооперацией было готово создать для ВМФ новый
ракетный комплекс с межконтинентальной БРПЛ, не
уступающей американской МБР Trident-1. Но это пред-
ложение также не было принято.
Создание БРК Д-11 с БР ПЛ Р-31 (РСМ-45) было
последним достижением ракетчиков «Арсенала».
Трудно поверить, что этот комплекс в 1970-е гг. был
разработан коллективом направления ракетной тех-
ники численностью менее 800 сотрудников. В ходе
разработки и отработки комплекса Д-11 коллектив ра-
кетного направления КБ «Арсенал» достиг наивысше-
го уровня профессионализма. Все достижения были
получены благодаря предельному напряжению интел-
лектуальных способностей специалистов КБ «Арсе-
нал». За время активной работы в области ракетной
техники получено 270 авторских свидетельств на изо-
бретения, из которых 107 было внедрено.
Краткие характеристики
ракеты Р-31
Разработчик - КБ «Арсенал»
им. М.В.Фрунзе
Главный конструктор - П.А. Тюрин
Изготовитель - ПО «Арсенал»
Наименование по СНВ - РСМ-45
Тип комплекса - ракетный комплекс
с твердотопливной баллистической
ракетой с подводным стартом для
стрельбы по неподвижным береговым
целям, третьего поколения
Корабли-носители - ПЛ проекта
667АМ, проекта 999 (проект)
Состояние - на вооружении с 1980 г
Ракета - Р-31 (ЗМ17)
Дальность - 3900-4200 км
Головная часть (серийная):
-тип-моноблочная
- мощность заряда - 0,5-1,0 Мт
-вес- 0,450-0,465 т
Головная часть РГЧ-3 (проект):
-тип-РГЧИН
- число блоков - 3
-вес-0,720 т
Головная часть РГЧ-8 (проект):
-тип-РГЧИН
-число блоков-8
-вес-1,120т
Система управления -
инерциальная с БЦВМ
Органы управления - разрезные
и поворотные управляющие
сопла двигателя
Приводы управления:
- тип - автоматический
газогидравлический центральный
на горячем газе (t = 1200 Т)
с многофункциональной
системой гидропитания
- разработчики - КБ
«Арсенал» и ЦНИИАГ
Тип старта - подводный или
надводный, катапультирующий,
кавитирующий из «сухой» шахты,
герметизированной на верхнем
срезе «мягкой» мембраной
Глубина старта - 40-50 м
Число ступеней -2 ч- боевая ступень
Размеры:
- длина полная -11,35 м
-длинасПАД-11,99м
-длина без головной части -10,6 м
- макс, диаметр корпуса -1,54 м
Первая отечественная
морская
твердотопливная
ракета Р-31
стратегического
назначения
503
История развития отечественного ракетостроения
-	диаметр по амортизаторам -1,72 м
Стартовый вес - 26,8-26,9 т
Топливо - смесевое твердое
Первая ступень
Разработчик - КБ «Арсенал»
Размеры ДУ:
- длина полная -6,3м
-	максимальный диаметр корпуса -1,54 м
Вес ступени-17,5т
Двигатель:
-	разработчик - КБ «Арсенал»
-тип-РДТТЗД17(ЗД17А)
-тяга в вакууме-59 т
- время работы - 84 с
Вторая ступень
Разработчик - КБМ (г. Пермь)
Размеры ДУ:
- длина полная - 3,1 м
- максимальный диаметр корпуса -1,54 м
Вес ступени-6,9т
Двигатель:
-	разработчик - КБМ (г. Пермь)
-тип- РДТТ
-	тяга в вакууме -23,8 т
время работы-73,6 с
Боеваа. оупень
Разработчик - КБ «Арсенал»
Размеры:
-	длина полная -2,45 м
-	максимальный диаметр корпуса -1,54 м
Вес-1,3т
Двигательная установка:
-	разработчик - КБ «Арсенал»
-	тип - четыре РДТТ
-	тип топлива - смесевое твердое низкотемпературное
-тяга в вакууме-4x0,1 т
-	время работы-101 с
-вес-4х0,06т
-	длина одного РДТТ -0,77 м
- диаметр одного РДТТ-0,28 м
Пусковая установка
Разработчик-ЛПМБ «Рубин»
Тип-шахтная
Размеры ПУ:
-длина-12,2м
- диаметр - 2,1 м
Объем шахты - 28 м3
Вес -16-20т
Число ракет на ПУ -1
Число ракет в комплексе -12(16)
Время полного залпа - 55-60 с
Скорость ПЛ:
-надводная- 0—16 узл.
-подводная -до 5 узл.
Скорость ветра - до 20 м/с
Волнение моря -до 8 баллов
Широта места старта:
-северная-0-85°
-южная-0-60°
Разработчик комплекса наземного оборудования - КБТМ
Работы КБ «Арсенал» совместно с кооперацией ве-
дущих предприятий отрасли проложили путь к утверж-
дению твердотопливных БР как нового эффективного
вида вооружения ВМФ. Опыт их эксплуатации, техни-
ческие идеи и принципиальные решения, внедренные
при их создании, были использованы в дальнейшем
при разработке твердотопливных БР нового поколе-
ния. Подводя итоги работы инженеров-ракетчиков КБ
«Арсенал», выделим их вклад в технический прогресс
отечественного ракета- и двигателестроения. Это пре-
жде всего следующие основные новаторские достиже-
ния, полученные впервые в стране:
-	совместно с АНИИХТ (г. Бийск) отработана техно-
логия снаряжения крупногабаритных РДТТ смесевым
твердым топливом, применяемая до настоящего вре-
мени;
-	разработана и успешно применена на ракете Р-31
система «сухого» катапультирующего старта твердото-
пливной БР из шахты ПЛ с помощью ПАД;
-	совместно с НИИ автоматики (ныне - ФГУП
«НПО автоматики», г. Свердловск) предложен и на
ракете Р-31 реализован метод управления дальностью
полета ГЧ твердотопливных БР с использованием ма-
неврирующей ступени ракеты (без отсечки тяги РДП);
-	создана маневрирующая ступень БР Р-31 (для
разведения боевых и ложных элементов РГЧ) с твер-
дотопливной ДУ (с вращающимися соплами);
-	предложен новый тип исполнительных ОУ век-
тором тяги РДТТ - разрезные управляющие сопла,
успешно примененные в пяти различных БРК, при
этом отрасль была полностью обеспечена стандартами
по проектированию и отработке РУС;
-	предложены и применены на ракетах РТ-2(2П)
и Р-31 автоматические усилители рулевых приводов
- рычажно-поршневые компенсаторы, работающие
на горячих газах (Тг < 3400К), поступающих непосред-
ственно из камеры сгорания РДТТ;
-	совместно с ЦНИИ автоматического гидропри-
вода был разработан и применен на ракете Р-31 цен-
трализованный газогидравлический рулевой привод
на горячем газе (Тг= 1200 К) с новой многофункцио-
нальной схемой гидропитания;
-	КБ «Арсенал» разработало и совместно с КБ
«Южное» (г. Днепропетровск) провело успешную экс-
периментальную отработку первого в стране натурного
поворотного управляющего сопла (тягой -250 т) с эла-
стичным опорным шарниром, что позволило КБ «Юж-
ное» форсировать создание РДТТ первой ступени БРК
504
Глава 6
РТ-23 УТТХ. Полученные характеристики
ПУС не уступали аналогичным для РДТТ
первой ступени БР MX (США).
Благодаря высокому творческому
потенциалу, развитой производствен-
ной и экспериментальной базе Санкт-
Петербургский «Арсенал» с кооперацией
создал за 15 лет следующие штатные РДТТ:
-	15Д24 (15Д24П1) - для второй сту-
пени БРРТ-2 (РТ-2П);
-	15Д27,15Д92 - для первой и второй
ступени БР РТ-15 соответственно;
-	ЗД17 (ЗД17А) - для первой ступени
БРПЛ Р-31;
-	ЗД16 - для маневрирующей ступени
БРПЛ Р-31.
Двигатель ЗД-17А по основным харак-
теристикам не уступал зарубежным образ-
цам РДТТ аналогичного типа (с металлическим корпу-
сом). Следует отметить, что по техническому заданию
КБ «Арсенал» для второй ступени БРПЛ Р-31 научно-
производственное объединение «Искра» (г. Пермь) раз-
работало первый в стране РДТТ с корпусом из органо-
пластика, выполненным по схеме «кокон». Созданный
РДТТ ЗД18 (главный конструктор - Л.Н.Лавров) соот-
ветствовал лучшим зарубежным аналогам.
В результате совместных работ в 1970-е гг. были
созданы подвижный ракетный комплекс
15П696 с баллистической ракетой РТ-15
и шахтный ракетный комплекс 15П098П с
ракетой РТ-2П (находился на вооружении
до 1994 г.).
Отдельного внимания требует рабо-
та «Арсенала» в части создания рулевых
приводов. В начале 1960-х гг. при разра-
ботке твердотопливных баллистических
ракет возникла необходимость в руле-
вых приводах для органов управления
вектором тяги РДТТ, высоконадежных и
соответствующих требованиям по мас-
се. Существовавшие на данный период
приводы для создаваемой на «Арсена-
ле» ракеты не подходили. В результате
анализа существующих и разрабатыва-
емых приводов в ракетно-космической
отрасли и в авиапромышленности СССР
стало очевидно, что создать РП с требу-
емыми техническими характеристиками в
заданные сроки можно, но только сделав
собственную разработку по оптимальным
проектно-конструкторским схемам, но с
использованием некоторых уже произ-
водимых или аналогичных, спроектиро-
ванных по «арсенальским» ЧТЗ, узлов и
агрегатов. Так в кратчайшие сроки были
Боевой отсек подводной лодки
разработаны, изготовлены и отработаны аналоговые
автономные электрогидравлические и централизован-
ные газогидравлические РП, работающие от низкотем-
пературных пороховых газогенераторов. Эти рулевые
приводы имели оригинальные принципиально новые
технические решения. Большой вклад в разработку РП
внесли Б.А.Наседкин, С.Г.Латыпов, В.С.Головачев и др.
Следующим этапом в создании приводов была
разработка уникальных цифровых высокоточных
Пуск баллистической ракеты Р-31
505
История развития отечественного ракетостроения
Руководители ведущих предприятий кооперации по созданию комплекса ракетного оружия Д-11 для ВМФ
(слева направо): В.П.Малиновский (командир РТБФ, г. Североморск), Е.Н.Мнев (контр-адмирал, начальник кафедры ВМА им. Н.Г.Кузнецова),
О.Я.Марголин (главный конструктор АПЛ проекта 667 AM), ВЛСедых (начальник проектно-теоретического комплекса КБ «Арсенал»),
В.Г.Волков (заместитель главного конструктора по испытаниям КВ «Арсенал»), П.А. Тюрин (главный конструктор 8К98П и Р-31), ААШауров
(председатель Государственной комиссии по Р-31), Я.Ф.Савченко (главный конструктор АНИИХТ, г. Бийск), Л.Н.Лавров (главный конструктор
двигательных установок для 8К98П и Р-31, НПО «Искра», г. Пермь), Б.Н.Сергеев (заместитель начальника Управления Института вооружения
ВМФ, разработчик ТТЗ по Р-31), ДС.Евстигнеев (главный конструктор по системам управления Р-31). Август-сентябрь 1979 г.
Члены Государственной комиссии по комплексу РОД-11. Слева направо (сидят): А.Г.Волков, Е.Н.Мнев, Л.Н.Лавров,
Я.Ф.Савченко, ПАТюрин, ААШауров, О.Я.Марголин, Б.Н.Сергеев, В.П.Малиновский. Август-сентябрь 1979г.
506
Глава 6
Подводная лодка проекта 667АМ
приводов большой мощности для PH «Энергия»
комплекса «Энергия» - «Буран». Приводы были
разработаны и созданы по техническому заданию
НПО «Энергия». Со стороны НПО руководство рабо-
тами осуществлялось Б.Е.Чертоком - заместителем
главного конструктора, В.В.Кудрявцевым - началь-
ником комплекса.
В КБ «Арсенал» в работах по созданию этих при-
водов руководящую и ведущую техническую роль игра-
ли В.Ф.Визнер, А.Д.Циопа, Ю.П.Прокофьев, М.П. Цу-
пров, В.И. Сапожников, М.И.Баженов, Л.Н. Яковлев,
С.Г.Латыпов, Г.Г. Сергеев, С.В.Владимиров, Б.В. Мар-
фин, О.А.Машкаренко, А.В. Виноградов и др. Рулевые
приводы центрального блока «Ц» и боковых блоков
«А» ракеты-носителя «Энергия» в эксплуатации были
безупречны.
Таким образом, в области создания крупногабарит-
ных РДТТ и первых стратегических твердотопливных
ракет ленинградский «Арсенал» до 1980 г. был одним
из ведущих предприятий отрасли, внесших значитель-
ный вклад в обеспечение обороноспособности страны.
После 1980 г., в связи с переходом в основном на
космическую деятельность, КБ «Арсенал», выпустив
проекты малогабаритной МБР высокой точности и
высокомобильного сигнального ракетного комплекса
управления, прекратило разработку новых БР, но до
1985 г. практически решило ряд важных отраслевых
проблем. В частности, успешно выполнило актуальную
НИР по созданию поворотного управляющего сопла
с эластичным опорным шарниром и его отработке в
составе натурного РДТТ первой ступени разработки
КБ «Южное». Это было большим достижением, еще
раз подтвердившим высокий научно-технический по-
тенциал и авторитет КБ «Арсенал», преодолевшего
сомнения и неверие, имевшиеся в отрасли, в возмож-
ность быстрой отработки ОУ данного типа. Результаты
НИР были переданы ведущим предприятиям отрасли
(в Исследовательский центр им. М.В.Келдыша,
КБ «Южное» и др.) и в дальнейшем эффективно ис-
пользованы при создании штатных изделий. Данная
работа позволила нашей стране ликвидировать менее
чем за 5 лет почти 20-летнее отставание от США в при-
менении ПУС с ЭОШ.
Работы КБ «Арсенал» по боевой ракетной технике
(периодические испытания и авторское сопровожде-
ние эксплуатации ракет Р-31 и РТ-2П) проводились до
1992 г. КБ всегда на высоком техническом уровне ре-
шало все поставленные задачи. Ликвидация и утилиза-
ция ракет и РДТТ по договору ОСВ-1 были полностью
завершены в 1995 г.
507
История развития отечественного ракетостроения
^.C.KjnvamxMj.,
Ki4.1Iom>icq£-С^ирше&скмй.,
А.Ю. Миылсикс
ГП «КБЮ»
ГП ««ПО ««Южмаш»
КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС
«ЦИКЛОН-3»
История создания еще одного, более мощного,
носителя на базе боевой ракеты Р-36 начиналась во
второй половине 1960-х гг. В 1966 г. генеральный
конструктор ЦНПО «Комета» А.И.Савин обратился в
КБ «Южное» с предложением создать PH с более вы-
сокими энергетическими возможностями для запуска
космических аппаратов УСК-МО системы раннего
обнаружения запуска баллистических ракет. Такая PH
была в скором времени создана также на базе орби-
тального варианта ракеты Р-36
с применением разгонной сту-
пени, которая получила индекс
С5М, а сама ракета-носитель -
индекс 11К68 («Циклон-3»).
Эскизный проект PH был
разработан в 1967 г. Первая
и вторая ступени использо-
вались (с незначительными
доработками) с ракеты 8К69,
а разгонная ступень была вы-
полнена вновь на базе серий-
ной ОГЧ 8Ф021. Компоновоч-
ная схема разгонной ступени
в основном соответствовала
схеме ОГЧ 8Ф021. Были уве-
личены емкости тороидальных
баков, наддув их осуществлял-
ся гелием из шаробаллона
высокого давления. В верхней
части ступени устанавливалась
трубчатая приборная рама, на
которой крепился КА.
Для разгонной ступени
PH 11К68 двигательным КБ-4
был разработан однокамерный
ЖРД 11Д25 (РД-861) двукрат-
ного включения с турбонасос-
ной системой подачи самовос-
пламеняющихся компонентов
топлива, без дожигания гене-
раторного газа. Двигатель обе-
спечивал тягу в пустоте 8026 кг
с регулированием в диапазоне
±5 %, а также управление поле-
Краткие технические
характеристики
КРК11К68 и PH 11К68
Масса полезного груза,
выводимого на круговые и
эллиптические орбиты -до 4 т
Тип старта - наземный,
автоматизированный
Пусковая установка - стартовый стол
с односкатным газоотражателем
Уровень автоматизации предстартовой
подготовки и пуска PH -100 %
Время, необходимое для пуска PH
после пристыковки КА-20 ч
Стартовый вес PH -187 т
Количество ступеней - 3
Общая длина-39,3 м
Диаметр первой и второй
ступеней-Зм
Диаметр ГО-2,7м
Топливо на всех ступенях -
жидкое, самовоспламеняющееся
с высококипящими
компонентами (АТ и НДМГ)
Характеристики ДУ первой и
второй ступеней аналогичны
характеристикам ДУ PH 11К69
Характеристики ДУ третьей ступени:
- тяга - 7,96 тс
-	удельный импульс - 314.4 с
-	соотношение компонентов - 2/1
Время работы:
-	при однократном запуске -118с
Ракета 11К68
«Циклон-3»
том разгонной ступени по каналам стабилизации с по-
мощью распределения выхлопных газов турбины между
рулевыми соплами. Двигатель до сих пор не имеет себе
равных в своем классе: удельный импульс тяги в пустоте
составляет 317 кгс с/кг при массе двигателя 123 кг, что
было достигнуто за счет применения камеры сгорания
трубчатой конструкции. Система выброса генераторных
газов после ТНА обеспечивает управление на участке
полета третьей ступени по всем каналам. Она состоит
из газопроводов, газораспределителей и восьми непод-
вижных газовых сопел: четырех по тангажу и рысканию
и четырех по крену. Оба запуска двигателя осуществля-
ются с помощью пиростартеров.
Система управления PH 11К68 состоит из двух авто-
номных систем: СУ первой и второй ступени, обеспечи-
вающей предстартовую подготовку, старт и управление
полетом PH до момента отделения разгонной ступени,
и СУ разгонной ступени, которая обеспечивает управ-
ление полетом на последующем участке выведения КА
на орбиту. Связь между командными гироскопически-
- при двукратном запуске -116с
Система управления -
автономная, инерциальная
Исполнительные органы СУ:
- на первой и второй ступенях
- аналогичны исполнительным
органам СУ PH 11К69
- на третьей ступени во время
работы основного ЖРД - 8
неподвижных рулевых газовых сопел
- после отделения третьей ступени
до запуска основного двигателя
и во время полета перед его
повторным запуском - ЖРД малой
тяги (8 камер) СУОС и 2 камеры
для создания осевой перегрузки
(все камеры неподвижные)
Точность выведения КА на круговую
орбиту высотой 600 км:
- по высоте орбиты - ±15 км
- по периоду обращения - ±5 с
Точность выведения КА на круговую
орбиту высотой 1500 км:
- по высоте орбиты - ±25 км
- по периоду обращения - ±12 с
эксплуатации космического
ракетного комплекса 11К68
Начало разработки -1966 г
Начало ЛКИ-1977 г
Принятие в эксплуатацию -1980 г
Серийное производство ракет
11К68 осуществлялось на ПО
«ЮМЗ», г. Днепропетровск.
508
Глава 6
ми приборами СУ осуществляется технологически при
согласовании посадочных мест приборов в условиях
заводской сборки, временная увязка работы систем
обеспечивается путем обмена командами и сигнала-
ми. СУ первой и второй ступеней разработана, как из-
вестно, КБ электроприборостроения, третьей ступени -
Киевским радиозаводом (главный конструктор -
А.И.Гудименко). Отделение разгонной ступени - «хо-
лодное», обеспечивается торможением отделяющейся
второй ступени с помощью твердотопливного двигателя.
Головной обтекатель сбрасывается во время полета вто-
рой ступени после прохождения плотных слоев атмос-
феры. КА отделяется с помощью пружинных толкателей.
Автоматизированный стартовый комплекс для
PH 11К68 был разработан КБТМ на НИИП-53. В основу
его создания заложены принципиальные конструктив-
ные и технологические решения, отработанные на СК
для ракеты 11К69.
После разработки РК последовала почти десятилет-
няя вынужденная «пауза». Она была связана с тем, что
космический аппарат УСК-МО, для которого в первую
очередь предназначалась PH, в силу своих увеличивших-
ся массовых и орбитальных характеристик «ушел» на
более мощный носитель. Потребовалось длительное вре-
мя, чтобы перевести КА радиотехнического наблюдения
«Целина-Д» с носителя 8А92М на PH «Циклон-3». Пер-
вый пуск PH с этим КА состоялся 28 июня 1978 г., после
чего запуски КА «Целина-Д» шли параллельно на обоих
носителях, и только с 23 апреля 1983 г. КА «Целина-Д»
полностью «утвердился» на PH «Циклон-3».
В1980 г. космический ракетный комплекс «Циклон-3»
был принят на вооружение с КА «Целина-Д», а его создате-
ли удостоились высоких правительственных наград. Лауре-
атами Ленинской премии стали Б.И.Губанов и В.Г.Команов,
лауреатами Государственной премии СССР - В.Ф.Угкин
и ААМихальцов. В дальнейшем КРК «Циклон-3» прини-
мался в эксплуатацию в составе систем «Метеор» (1982 г.),
«Муссон» (1985 г.), «Стрела» (1991 г.).
Д.Н.Кмаимш, ТНЛкмгто&,
СЛЛИнмг&ин, СМЖкамнкл
ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
УНИВЕРСАЛЬНЫЙ «СОЮЗ»
Ракета-носитель 11А511У «Союз-У»
В конце 1960-х гг. сложилась ситуация, когда на
заводе «Прогресс» изготавливались ракеты-носители
11А57,11А511,11А511М, близкие по классу, но отли-
чающиеся друг от друга по некоторым конструктивным
и схемным элементам ракетных блоков, двигателей,
систем управления и т.д. Это усложняло производство
комплектующих на головном заводе и смежных пред-
приятиях-поставщиках. Назрела необходимость уни-
фикации изделия при одновременном повышении его
основных энергетических характеристик.
В этих условиях руководство Куйбышевского фи-
лиала во главе с Д.И.Козловым приняло решение о
разработке унифицированного носителя, способного
запускать КА разных типов и большей массы на орби-
ты с разными параметрами - как пилотируемые, так и
автоматические с космодромов Байконур и Плесецк. В
конце 1969 г. работы над проектом такого нового уни-
фицированного варианта носителя «Союз» -11А511У
- начались. Однако из-за постоянных изменений и
уточнений в проектах КА серии «Янтарь», кораблей
7К-Т, 7К-С разработка двигалась медленно. Тем не
менее, окончательный вариант эскизного проекта был
готов к концу 1971 г. Одновременно шло изготовление
заводом «Прогресс» отдельных элементов и блоков
нового носителя.
Разработанная на базе предыдущих вариан-
тов Р-7А, таких как 11А57, 11А511 и 11А511М, PH
«Союз-У» повторяет конструктивно-компоновочную
схему всех «семерок». Первая и вторая ступени соеди-
нены параллельно в «пакет», имеющий собственное
обозначение 11С59 и состоящий из четырех боковых
блоков 11С59Б, 11С59В, 11С59Г, 11С59Д и централь-
ного блока 11С59А. При старте весь «пакет» 11С59
играет роль первой ступени, а после отделения боко-
вых блоков, примерно в момент Т+118 с после стар-
та, центральный блок 11С59А продолжает полет до
момента времени Т+285 с, выполняя тем самым роль
второй ступени (время отделения блоков несколько от-
личается для различных модификаций и мест старта).
В хвостовых отсеках всех блоков «пакета» установ-
лены четырехкамерные ЖРД открытого цикла, работа-
ющие на компонентах «жидкий кислород и керосин Т-1»
с подачей от турбонасосного агрегата. Каждый боковой
блок оснащен ЖРД 11Д512 (модификация РД-107), а
центральный блок - 11Д511 (модификация РД-108).
Оба двигателя, обладающие повышенными характери-
стиками и надежностью, разработаны КБ «Энергомаш»
в 1971-1973 гг. Двигатель бокового блока состоит из
четырех основных неподвижных камер сгорания и двух
небольших качающихся рулевых камер для управления
полетом на участке работы первой ступени. Двигатель
центрального блока, помимо четырех основных камер,
имеет и четыре рулевые камеры для управления поле-
том на участке работы второй ступени. Привод турбо-
насосного агрегата осуществляется парогазом, получае-
мым каталитическим разложением концентрированной
(82 %) перекиси водорода.
Инерциальная система управления PH на участ-
ке полета первой и второй ступеней расположена в
приборном отсеке на вершине центрального блока
509
История развития отечественного ракетостроения
11С59А. В отличие от СУ предыдущих PH (11А57,
11А511 и 11А511М), СУ 11А511У выполнена на бо-
лее совершенной для того времени элементной базе,
что позволило сделать ее более компактной и суще-
ственно уменьшить объем и массу приборного отсека
блока 11С59. При отклонении (по какой-либо причине)
- 2
- 3
Is
23
15
16
17
18
10
20
21
Ракета-носитель «Союз-У»
1	- космический аппарат
2	- головной обтекатель
3	- переходной отсек
4-бак горючего
5	- отсек системы управления
и системы измерения
6,10,13-баки окислителя
7,20,23 - маршевые
двигатели
8 - ферма переходная
9 - приборный отсек
11,14-межбаковые отсеки
12,15 - баки горючего
16,19-баки перекиси
водорода
17,18-баки азота
21 - воздушный руль
22 - рулевые агрегаты
Вывоз PH «Союз-У» на стартовую площадку
траектории полета от расчетной более чем на 7 ° си-
стема выдает команду на автоматическое выключение
двигателей.
При падении тяги ЖРД одного из боковых блоков
более чем на 25 % в полете происходит самопроиз-
вольный отрыв дефектного бокового блока от «паке-
та» из-за нерасчетных нагрузок. Несколько таких ава-
рий произошло в 1960-е гг. с носителями 8К72,8К72К,
8А92 и11А57.
Третья ступень, 11С510 (блок «И»), соединяется
с «пакетом» 11С59 по схеме «тандем», т.е. после-
довательно с помощью переходной ферменной кон-
струкции. Ступень имеет собственную СУ и оснащена
четырехкамерным ЖРД 11Д55 (РД-0110), разрабо-
танным КБХА (г. Воронеж). Третья ступень работает до
момента примерно Т+530 с до достижения заданной
скорости. Через 3 с после отсечки ДУ третьей ступени
происходит отделение КА.
На третьей ступени размещается головной блок,
технологически включающий в себя КА, созданные на
Краткие технические
характеристики
PH «Союз-У»
Стартовая масса (без космической
головной части) - 308-310 т
Масса полезного
груза, выводимого на
околоземную орбиту:
- с космодрома Байконур
(1=51,8°; 64,8° (64,9 °);
h = 190-250 км; Н=250-
1000 км)-7,0-5,4 т
- с космодрома Плесецк
(i=62,8°;67,1 °;72,9°;81,4°;
h =180-250 км; Н=250-
1000 км)-6,85-5.40 т
Компоненты топлива:
- окислитель - жидкий кислород
- горючее - керосин Т-1
Диаметр ГО, используемого в
составе с PH-2,7; 3,0; 3,3; 3,7 м
Количество ступеней - 3
Тяга двигательных установок-
- первой ступени у
Земли-3282 кН
- второй ступени в
вакууме - 3996 кН
- второй ступени у
Земли-778,4 кН
- второй ступени в
вакууме-997,4 кН
- третьей ступени в
вакууме-297,93 кН
510
Глава 6
Подготовка PH «Союз-У» к старту
базе спутников «Зенит», каковыми являются «Бион»,
«Фотон», аппараты серии «Ресурс-Ф» и сборочно-
защитный блок, головной обтекатель которого сбра-
сывается на участке полета второй ступени примерно
в момент Т+161...164 с. СЗБ для спутников серии
«Ресурс-Ф» имеет индекс 11С514, для спутников
«Бион», «Фотон», «Фотон-М» — 11С518.
На PH 11А511У, как и на всех ранее разработанных
PH типа Р-7А, используется аналоговая СУ, выполнен-
ная по дублированной схеме. В качестве командных
приборов используются гироскопические приборы:
-	гировертикант для регулирования полета в пло-
скости рыскания и крена;
-	гировертикант для регулирования полета в пло-
скости тангажа и крена и программного разворота PH;
-	датчики регулирования скорости для определе-
ния кажущегося ускорения в процессе полета PH.
Циклограмма полета реализуется временными
программно-токовыми распределителями и электро-
литическими интеграторами.
Программа для разворота PH наносится в виде им-
пульсов на кодированную ленту генератора програм-
мированных импульсов и рассчитывается для каждого
РКК и азимута пуска отдельно.
27 декабря 1971 г. с космодрома Плесецк впервые
стартовала PH серии «Союз» в модификации 11А511М
со спутником «Зенит-4МТ» («Космос-470»). В ходе
восьми пусков 11А511М в ее составе отрабатывались
некоторые новые элементы и блоки PH 11А511У.
Осенью 1972 г. началась сборка первых летных
экземпляров PH 11А511У. Как раз в это время пол-
ным ходом шла подготовка программы ЭПАС (Экс-
периментальный полет «Аполлон» - «Союз»), Масса
корабля 7К-ТМ, готовившегося для этого полета, пре-
вышала 6,6 т, и он не мог быть выведен на расчет-
ную орбиту существующим носителем 11А511. Летом
1972 г. Д.И.Козлов предложил использовать для запу-
ска корабля 7К-ТМ по программе ЭПАС новый уни-
фицированный носитель 11А511У. Предложение было
принято в ноябре 1972 г. директором программы
ЭПАС с советской стороны К.Д.Бушуевым. Нагрузки на
корабль при этом увеличились, и его конструкцию до-
работали под носитель 11А511У. Появилась возмож-
ность увеличения массы корабля до 6,79 т.
5 января 1973 г. вышло совместное постановление
ЦК КПСС и Совмина СССР № 25-8 о закреплении раз-
работки, конструкторского сопровождения и испытаний
PH 11А511У за Куйбышевским филиалом ЦКБЭМ, а
изготовления - за Куйбышевским заводом «Прогресс».
Первый испытательный пуск PH 11А511У состоял-
ся 18 мая 1973 г. В этот день с космодрома Плесецк на
орбиту был выведен КА «Янтарь-2К» («Космос-559»).
А 3 апреля 1974 г. с Байконура на борту 11А511У стар-
товал на орбиту первый беспилотный корабль 7К-ТМ
(«Космос-638») по программе ЭПАС.
511
История развития отечественного ракетостроения
Стартовые комплексы PH «Союз-У» (11А511У)
расположены на космодромах Плесецк и Байконур.
PH «Союз-У», вместе с ее более поздними модифи-
кациями 11А511У-ПВБ (пожаровзрывобезопасная),
11А511У/50КС (с разгонным блоком (РБ) «Икар»),
11А511У/РБФ (с РБ «Фрегат»), 11А511У-2 (с ис-
пользованием синтетического горючего «циклин» на
второй ступени) и 11А511У-ФГ (с усовершенствован-
ными форсуночными головками на двигателе второй
ступени), является самой массовой из всех модифика-
ций PH, созданных на базе МБР Р-7 и Р-7А. К1 сен-
тября 2013 г. запущено 778 PH серии 11А511У (без
учета 11А511У-2 и 11А511У-ФГ) при 18 аварийных пу-
сках (еще один был частично успешным). Надежность
PH 11А511У и ее модификаций составляет 0,991.
Старт PH «Союз-У»
Очень немногие носители мира имеют столь высокие
показатели надежности, если брать в расчет весь пери-
од эксплуатации, начиная с первого пуска.
После катастрофы ракеты 8А92М на космодроме
Плесецк 18 марта 1980 г. все PH на базе Р-7А были
модифицированы с целью повышения их пожаров-
зрывобезопасности. Модификация коснулась не-
которых элементов хвостовых отсеков; но главным
образом - стартового оборудования и правил пред-
стартовой подготовки. Ракеты получили к своему обо-
значению добавку «ПВБ» (пожаровзрывобезопасная;
например, полное обозначение PH «Союз-У» стало
11А511У-ПВБ). Но поскольку в настоящее время экс-
плуатируются только ПВБ-модификации, эти буквы в
обозначении обычно не пишутся.
В августе 1996 г. был образован междуна-
родный консорциум STARSEM по продвиже-
нию носителей серии 11А511У на междуна-
родный рынок услуг по запуску КА. В рамках
коммерческого проекта «Глобалстар», кото-
рым предусматривалось выведение при каж-
дом запуске PH «Союз» типа 11А511У-ПВБ
с блоком выведения «Икар» четырех спутни-
ков «Глобалстар», в период с 9 февраля по
22 ноября 1999 г. было осуществлено 6 пу-
сков. Это был несомненный успех «Союза», а
разработка в беспрецедентно короткие сроки
блока выведения «Икар» показала широкие
возможности ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» в
ракетной тематике. Несколько пусков кон-
сорциум STARSEM осуществил с модифика-
циями 11А511У/50КС и 11А511У/РБФ.
Прежде чем рассмотреть следующую
модернизацию «Семерки», в продолжение
темы ответственности принятия основопо-
лагающих решений в области совершенство-
вания и развития РКТ, необходимо отметить,
что путь «Союзов» был далеко не безоблач-
ным.
Из воспоминаний А.Д.Сторожа (в 1988 г. -
секретарь партийного комитета ЦСКБ):
«В мае 1988 г. на предприятие при-
были для изучения дел на месте новый
министр Министерства общего машино-
строения Бакланов О.Д. и командующий
Военно-космическими силами Иванов В.П.
ЦСКБ тогда свою космическую программу
строило, создавая космические аппараты в
легком варианте, ориентированном на за-
пуск PH 11А511У, и тяжелом, ориентирован-
ном на PH «Зенит» или «Протон».
Выслушав доклад Д.И. Козлова, сопрово-
ждавшие министра члены ВПК стали убеж-
дать Козлова отказаться от разработки КА
легкого класса в силу того, что PH 11А511У
512
Глава 6
не имеет перспектив применения после 1990 г. в силу
перенесения запусков всех полезных нагрузок на раке-
ты-носители «Зенит» и «Протон», и нет особого смыс-
ла в дальнейшей модернизации «семерки». Дмитрий
Ильич побагровел и сказал: «Я уже давно на пенсии,
можете закрыть все темы, но при этом вам придется
закрыть и меня». ОДБакланов тут же объявил пере-
рыв и ушел с Д.И.Козловым в его рабочий кабинет. Там
они переговорили и выйдя объявили, что совещание
закончено, пора идти осматривать производство за-
вода «Прогресс», а по вопросам тематики своих раз-
работок ЦСКБ подготовит обоснование по каждому
направлению и представит его в МОМ. И «семерка»
выстояла, более того, вскоре были приняты решения о
ее модернизации в «Союз-ФГ», а затем и «Союз-2».
Ракета-носитель 11А511У-2 «Союз-У-2»
Для дальнейшего повышения энергетики раке-
ты-носителя 11А511У ЦСКБ была разработана ее
модификация, которая заключалась в том, что для
двигателя 11Д512 двигательной установки блока пер-
вой-второй ступеней горючее (керосин) было замене-
но более эффективное топливо - циклин, что позво-
лило увеличить полезную нагрузку на 0,2 т.
Чем была вызвана необходимость модернизации
11А511У? Безусловно, ростом массы полезной на-
грузки. С 1967 по 1984 г. ракета-носитель «Союз-У»
(11А511У) выводила пилотируемые КК серии «Союз»
и «Союз-Т» массой от 6,45 до 6,85 т. В связи с услож-
нением задач пилотируемых полетов масса кораблей
серии «Союз-Т» увеличилась до 7,02 т, что превышало
энергетические возможности ракеты «Союз-У».
Модернизированная PH 11А511У получила индекс
11А511У-2 и наименование «Союз-У-2» В декабре
1982 г. был осуществлен ее первый пуск, при этом на ор-
биту был выведен КА «Космос-1425». 17 июля 1984 г.
ракета этого типа вывела в космос пилотируемый КК
«Союз-Т» № 12 массой 7,02 т. До 1995 г. эта ракета
применялась для запуска кораблей «Союз-Т» и «Союз-
ТМ», масса которых постепенно выросла до 7,15 т.
Дальнейшее повышение энергетических возможностей
ракеты-носителя 11А511У удалось реализовать со-
вместным творчеством специалистов РКК «Энергия»,
ЦСКБ, завода «Прогресс» и харьковского СКБ завода
«Коммунар» за счет комплекса мероприятий по опти-
мизации траектории выведения с увеличением скорост-
ного напора в момент отделения ББ. Эксплуатация PH
11А511У-2 продолжалась до 1996 г. За время эксплуа-
тации с 1982 по 1995 гг. с космодрома Байконур было
осуществлено 70 пусков PH 11А511У-2 (все успешные).
В настоящее время продолжается изготовление
PH «Союз» (11А511У) для запуска грузовых КК и ав-
томатических КА в обеспечение планов Федеральной
космической программы. Производство PH «Вос-
ток» и «Молния» прекращено. Достигнут высокий
уровень надежности PH «Союз». В то же время эти
ракеты морально устарели и по ряду своих ТТХ не
полностью отвечают возрастающим требованиям к
ракетной технике.
Прежде всего это касается системы управления.
Система управления PH «Союз», как и PH «Молния»,
является аналоговой. Программное управление осу-
ществляется только по каналу тангажа, что исключает
возможность расширения диапазона орбит по накло-
нению при сохранении ограниченного количества рай-
онов падения отработавших ступеней по освоенным
трассам полета. Система управления не позволяет
в дальнейшем увеличивать габариты ГО, что крайне
необходимо для современных полезных нагрузок.
Разгонный блок «Л» PH «Молния» обладает только
одноразовым запуском двигателя на промежуточной
орбите. Это не обеспечивает формирование высоких
круговых орбит и выведение КА на геостационарную
орбиту. Использование PH «Союз» для запуска КК
«Союз-ТМ», транспортных кораблей «Прогресс»,
большинства КА дистанционного зондирования Земли
проводится на пределе их энергетических возмож-
ностей с учетом формулярных данных по массовым
характеристикам ракетных блоков и статистических
данных по гарантийным остаткам топлива. Приме-
нение циклина на блоке второй ступени PH «Союз»
(11А511У-2) несколько повышало энергетические воз-
можности при запуске кораблей «Союз-ТМ», однако
по ряду объективных причин (токсичность, высокая
стоимость, прекращение производства циклина в Рос-
сии) в конце 1990-х гг. пришлось отказаться от этой
модификации ракеты-носителя. Кроме того, большая
номенклатура спутников разработки НПО прикладной
механики и НПО им. САЛавочкина, выводимых на
высокие эллиптические и высокие круговые орбиты,
потребовала повышения энергетических возможно-
стей носителя.
Изложенные обстоятельства вызвали необходи-
мость проведения работ по глубокой модернизации
PH среднего класса типа «Союз» с целью продления
их дальнейшей эксплуатации, а также существенно-
го расширения области применения таких PH за счет
повышения энергетических характеристик, точности
выведения, увеличения габаритов ГО (расширения ди-
апазонов масс и размеров полезных нагрузок) и обе-
спечения выведения полезных нагрузок в более ши-
роком диапазоне наклонений и высот орбит (низкие,
средние, высокие, круговые, эллиптические, солнеч-
но-синхронные, геостационарные, траектории полета к
Луне, планетам Солнечной системы и за ее пределы).
Такая модернизация ракет-носителей «Союз» нача-
лась в 1990-е гг. и обеспечила значительное продление
эксплуатации этих изделий.
513
История развития отечественного ракетостроения
'ВЛ.Лон&та. Ю.П.Семаюё., 'кИАлиЖ,
ЪЛкЛцоаиоп-, 15.4.Соколов, ПЛ.Фимш
ОАО «РКК «Энергия»
МНОГОРАЗОВАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
«ЭНЕРГИЯ» - «БУРАН».
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЭНЕРГИЯ»
Ракета-носитель тяжелого класса «Энергия» являет-
ся составной частью многоразовой космической систе-
мы «Энергия» - «Буран». В процессе разработки, до
начала летных испытаний, система МКС имела наиме-
нование «Многоразовая космическая система «Буран».
Ракета-носитель получила свое название «Энергия»
по предложению генерального конструктора В.П.Глушко
в 1987 г., непосредственно перед первым пуском. Тогда
же, перед первым пуском, орбитальному кораблю было
дано наименование «Буран». Так появилось открытое
наименование комплекса «Энергия» - «Буран».
Предложения по созданию комплекса «Энер-
гия» - «Буран» были сформулированы на основании
НИР, проведенных в НПО «Энергия» в 1974-1975 гг. в
рамках технического предложения по разработке про-
екта «Комплексной ракетно-космической програм-
мы». На начальном этапе реализации этой программы
предусматривалась разработка средств выведения для
развертывания и работы «лунной» базы. При уточне-
нии программы приоритетным направлением была
признана разработка в интересах МО СССР много-
разовой космической системы, аналогичной по сво-
им характеристикам американской системе «Спейс
Шапл». Необходимость создания МКС «Энергия» -
«Буран» преследовала престижные и политические
цели, призванные закрепить ведущее положение
СССР в освоении космического пространства. Также
необходимо было исключить возможную техническую
и военную внезапность, связанную с появлением у по-
тенциального противника многоразовой транспортной
космической системы «Спейс Шапл» - принципиаль-
но нового технического средства доставки на около-
земные орбиты и возвращения на Землю значитель-
ных масс полезных грузов.
В.П.Глушко (1908—1989 гг.).
Дважды Герой Социалистиче-
ского Труда. Академик АН СССР.
С 1974 по 1977 гг. - директор и
генеральный конструктор, с 1977
по 1989 гг. - генеральный кон-
структор НПО «Энергия» МОМ
СССР. Лауреат Ленинской и Госу-
дарственных премий.
Предложения НПО «Энергия» легли в основу По-
становления правительства от 17 февраля 1976 г.
«О создании МКС в составе разгонной ступени, орби-
тального самолета, межорбитального буксира-кора-
бля, комплекса управления системой, стартово-поса-
дочного и ремонтно-восстановительного комплексов
и других наземных средств, обеспечивающих выведе-
ние на северо-восточные орбиты высотой 200 км по-
лезных грузов массой до 30 т и возвращение с орбиты
грузов массой до 20 т». Основным Заказчиком МКС
выступало Министерство обороны СССР, а головным
разработчиком - НПО «Энергия». Главное управление
космических средств Министерства обороны (ГУКОС
МО, ААМаксимов) разработало, согласовало со все-
ми заинтересованными министерствами и выдало
НПО «Энергия» ПЗ на создание многоразовой кос-
мической системы «Буран». Комиссией Президиума
Совета Министров СССР по военно-промышленным
вопросам 18 декабря 1976 г. была утверждена коо-
перация исполнителей: организаций-разработчиков
и заводов-изготовителей. Проектирование МКС «Бу-
ран» в НПО «Энергия» вели подразделения главного
конструктора И.Н.Садовского. Его первыми заме-
стителями в разное время работали Б.В.Чернятьев,
Г.Н.Дегтяренко. Заместителем главного конструктора
по ракете-носителю был назначен Я.П.Коляко.
12 декабря 1976 г. генеральным конструктором
был утвержден эскизный проект многоразовой косми-
ческой системы (индекс 1К11К25), в которой главной
составной частью стала двухступенчатая PH (индекс
11К25) с кислородно-керосиновой первой ступенью и
кислородно-водородной второй ступенью. Эскизный
проект был одобрен в целом, но получил ряд заме-
чаний и предложений, для реализации которых было
разработано Дополнение к нему.
В июле 1977 г. Дополнение прошло экспертизу,
было одобрено Советом главных конструкторов, НТС
МОМ и легло в основу постановления правительства
от 21 ноября 1977 г., которым были утверждены ос-
новные этапы и мероприятия по обеспечению соз-
дания многоразовой космической системы. После
окончательного согласования эскизного проекта и
Дополнения к нему в марте 1978 г. был подготовлен
технический проект.
Межведомственная экспертная комиссия, го-
ловные институты и Заказчик отметили ряд недо-
статков, главным из которых была сложность кон-
структивно-компоновочной схемы центрального
блока (блока «Ц»). Блок конструктивно разделили
на два полублока (верхний и нижний), что обе-
спечивало условия транспортирования элементов
блока самолетом ЗМ-Т, а также увеличивало массо-
вую отдачу ракеты-носителя: верхний полублок по-
сле выработки топлива должен был сбрасываться.
Но это, в свою очередь, требовало введения системы
514
Глава 6
перелива компонентов топлива в полете и
отчуждения по трассам полета дополни-
тельных районов падения.
Учтя эти замечания в Дополнении к
техническому проекту (выпущено в июне
1979 г.), НПО «Энергия» приступило к
созданию системы в целом и PH в коопе-
рации разработчиков, а также к выпуску
рабочей документации на штатную PH,
экспериментальные ракеты и установки.
К разработке была принята двухсту-
пенчатая PH «пакетной» схемы с парал-
лельным расположением ступеней и бо-
ковым расположением полезного груза,
в которой четыре боковых ракетных блока
первой ступени (блоки «А») располагались
вокруг центрального ракетного блока вто-
рой ступени (блока «Ц»). Ракета-носитель
устанавливалась на стартово-стыковочный
блок (блок «Я»), предназначенный для ее
стыковки с пусковой установкой старто-
вого комплекса и обеспечения силовых,
пневмогидравлических и электрических
связей PH с ПУ при подготовке к пуску.
Стартово-стыковочный блок служил опор-
ным силовым элементом при сборке и
транспортировании ракеты-носителя.
«Пакетная» схема компоновки PH
Ракета-носитель «Энергия»
с грузовым транспортным контейнером
Ракета-носитель «Энергия»
с орбитальным кораблем «Буран»
была выбрана благодаря ее универсальности, т.е. воз-
можности выведения разнообразных крупногабарит-
ных полезных грузов (пилотируемых орбитальных
кораблей и различных беспилотных КА) и возможно-
сти создания на ее базе ряда PH в широком диапазоне
грузоподъемности (от 10 до 200 т) за счет изменения
количества ракетных блоков первой ступени и исполь-
зования различных вариантов блоков второй ступени.
При разработке конструктивно-компоновочной схемы
PH пришлось учитывать возможности производствен-
но-технологической базы. Так, диаметр ракетного
блока второй ступени был выбран 7,7 м, т.к. больший
диаметр (целесообразный по условиям оптималь-
ности) реализовать было нельзя из-за отсутствия со-
ответствующего оборудования для механической об-
работки, а диаметр ракетного блока первой ступени
3,9 м диктовался возможностями железнодорожного
транспорта, стартово-стыковочный блок сваривался, а
не отливался (что было бы дешевле) из-за неосвоен-
ное™ стального литья таких размеров и т.д.
Большое внимание уделялось выбору компонентов
топлива. Рассматривалась возможность использова-
ния твердого топлива на первой ступени, кислород-
но-керосинового топлива на обеих ступенях и т.д., но
отсутствие необходимой производственной базы для
изготовления крупногабаритных твердотопливных
двигателей и оборудования для транспортирования
снаряженных двигателей исключило возможность их
применения.
В процессе разработки и реализации проекта в це-
лях обеспечения гарантированного полета ракеты-но-
сителя в штатном режиме, а также при возникновении
нештатных ситуаций сотрудниками НПО «Энергия»
и специалистами смежных предприятий были пред-
ложены и внедрены многие оригинальные проектно-
конструкторские решения: разработаны и отработаны
ДУ с системами рулевых приводов, система автоном-
ного управления с соответствующим программно-
математическим обеспечением, система пожаро- и
взрывопредупреждения, средства аварийной защиты
двигателей, бортовые средства системы прицелива-
ния, средства контроля заправки компонентами то-
плива, управления средствами дожигания выбросов
непрореагировавшего водорода, система бортовых
телеметрических измерений, средства радиоконтроля
траектории полета PH.
Двигательная установка PH «Энергия» состоит из
четырех четырехкамерных кислородно-керосиновых
двигателей РД-170 (по одному на каждом из четырех
блоков первой ступени ракеты) и четырех однокамер-
ных кислородно-водородных двигателей РД-0120 на
центральном блоке второй ступени, а также пневмо-
гидросистемы, обеспечивающей их функционирова-
ние. Тяга у земли двигателя первой ступени - 740 тс,
515
История развития отечественного ракетостроения
Контрольно-испытательная станция НПО «Энергия». Обсуждение вопросов разработки комплекса «Энергия» - «Буран».
В первом ряду сидят слева направо: П.С.Плешаков, П.В.Финогенов, Н.В.Огарков, Л.В.Смирнов, В.П.Глушко,
ДФ.Устинов, С.А.Афанасьев, И.НДмитриев, Б.А.Строганов, Э.К.Первышин и др.
двигателя второй ступени -146 тс, в вакууме -190 тс.
Двигатели РД-170, специально разработанные для PH
«Энергия», обладают рекордными параметрами и не
имеют аналогов за рубежом, а двигатели РД-0120 -
первые мощные отечественные двигатели, использую-
щие в качестве горючего жидкий водород.
Разновременный запуск всех двигателей PH у земли
(двигатели центрального блока запускаются с опереже-
нием) и плавный набор ими тяги позволяют миними-
зировать механические и газодинамические нагрузки
на конструкцию PH и обеспечивают наиболее полный
контроль нормального функционирования двигатель-
ных установок до отрыва PH от пускового устройства,
что исключает ее старт с неисправным двигателем.
Широкие диапазоны регулирования тяги двигателей
и массового соотношения компонентов топлива, посту-
пающего в камеры, обеспечивают реализацию наиболее
оптимальных параметров движения PH и синхрониза-
цию опорожнения топливных баков. Штатное выклю-
чение двигателей происходит после их перевода на ре-
жим конечной ступени тяги, составляющей 40-50 % от
номинального значения. Ракета-носитель на активном
участке полета управляется и стабилизируется путем от-
клонения вектора тяги двигателей первой и второй сту-
пеней в двух плоскостях: на первой ступени качаются в
двух плоскостях четыре камеры сгорания каждого дви-
гателя, а на второй ступени - четыре двигателя в двух
плоскостях каждый. Для этого двигатели имеют узлы
качания, позволяющие изменять положение вектора
тяги для управления ракетой-носителем. Рождение
двигателя РД-170 шло медленно. Неудачи следовали
за неудачами. Уже изготовлены первые ступени, а кон-
диционного двигателя не было. Многие высказывали
сомнения в возможности создания такого мощного по
тяге и высоконапряженного по параметрам двигателя.
Здесь уместно отметить роль генерального конструк-
тора В.П.Глушко. Именно благодаря его упорству, уве-
ренности в правильности выбранных решений, акаде-
мическому подходу в решении технических проблем
от малых до крупных был создан самый современный
двигатель. Споры с министром СААфанасьевым,
с руководителями отраслевых институтов доходили до
самых «верхов». Многие советовали «четвертовать»
двигатель, Но В.П.Глушко методично и последователь-
но устранял выявленные замечания и добился высокой
надежности своего детища.
Говоря о В.П.Глушко, необходимо отметить, что не
только двигатель был постоянной его заботой, но и
принятие принципиальных решений по теме в целом -
будь то ракета, орбитальный корабль или наземные
системы - оставалось за ним, генеральным конструк-
тором НПО «Энергия».
В двигателе РД-170 применена оригинальная кон-
струкция узла качания, размещаемого на магистрали
газогенераторного газа непосредственно перед вхо-
дом в камеру, благодаря чему удалось добиться наибо-
лее плотной компоновки и совершенства конструкции
двигателя в целом.
516
Глава 6
Система высокоточных рулевых приводов обеспе-
чивала качание каждого двигателя второй ступени и
четырех камер двигателя первой ступени за счет газо-
образных компонентов топлива двигателей. В гидрав-
лическую систему питания рулевых приводов введена
специальная система кольцевания, обеспечивающая
работоспособность системы рулевых приводов в слу-
чае отказа одного из них. Рулевые приводы развивают
тяговые усилия около 50 тс на первой ступени и около
33 тс на второй ступени и действуют с точностью 1 %
от диапазона перемещения приводов.
Система автономного управления PH «Энергия»
на базе цифрового вычислительного комплекса обе-
спечивает высокую точность выведения полезного
груза в заданную область и широкие возможности PH
по выходу из нештатных ситуаций, в т.ч. при отказе од-
ного из двигателей ракеты-носителя. В этом случае СУ
в зависимости от времени отказа двигателя реализует
нештатное выведение орбитального корабля на орбиту
с возможным выполнением задачи пуска или приведе-
ние PH в заданный район и обеспечение посадки орби-
тального корабля на посадочный комплекс.
При наличии в составе полезного груза элементов,
сбрасываемых на активном участке полета, СУ фор-
мирует команду на сброс их по функционалу (закону),
определяемому из условия обеспечения падения отде-
ляемых элементов в заданном районе.
Отделение боковых ракетных блоков от цен-
трального происходит попарно с помощью ракетных
двигателей на твердом топливе, расположенных на
наружной поверхности отделяемого блока под специ-
альными обтекателями, по команде системы управле-
ния, формируемой при израсходовании компонентов
топлива в одном из блоков. Параметры движения
ракеты-носителя выбираются из условия обеспечения
падения боковых блоков в заданном районе.
Двигатели центрального ракетного блока выклю-
чаются системой управления попарно (диаметрально
противоположные), после чего происходит разрыв всех
узлов связи центрального блока с полезным грузом.
Система пожаро- и взрывопредупреждения, предна-
значенная для повышения безопасности работ на стар-
товой позиции и предупреждения взрыва PH в полете
при аварийных утечках водорода и кислорода из цен-
трального блока, исключает возможность образования
в отсеках пожароопасных смесей, а в случае появления
пожара до старта PH подает команду на системы, ло-
кализующие его. Принцип построения системы пред-
усматривает возможность изменения ее конфигурации,
настройки датчиков, алгоритмов обработки и использо-
вания ее для различных объектов контроля.
Система аварийной защиты двигателей PH контро-
лирует их параметры в процессе запуска и работы. Ее
принципиальной особенностью является возможность
выключения аварийного двигателя до его разрушения.
При отклонении контролируемых параметров двигате-
ля за пределы допустимых значений вырабатывается
сигнал аварийного выключения двигателя, по которо-
му система управления PH реализует циклограмму его
выключения, а при некоторых условиях и выключения
диаметрально противоположного двигателя, нормаль-
но работающего. Это предупреждает развитие аварии
на борту ракеты-носителя и позволяет продолжать
управляемый полет для реализации нештатного вы-
ведения КА или маневра приведения аварийной PH в
заданный район. Система аварийной защиты исполь-
зуется также при наземных огневых испытаниях PH,
ракетных блоков и отдельных двигателей. Система
измерений имеет в своем составе высокоинформа-
тивные радиотехнические системы для измерения
медленно- и быстроменяющихся параметров, которые
передают информацию на Землю по собственному
радиотракту, а также автономные системы, установ-
ленные на каждом ракетном блоке первой ступени и
регистрирующие информацию на спасаемые бортовые
магнитные носители. Телеметрическая информация в
контуре управления процессом подготовки и полета
PH не используется.
Прицеливание ракеты-носителя осуществляется как
с помощью автоматической системы, обеспечивающей
наведение гироплатформы СУ относительно задан-
ного направления пуска PH с точностью ±45», так и с
помощью визуальной системы, обеспечивающей точ-
ность ±7’ (с учетом максимальных ветровых нагрузок
и солнечной радиации). Автоматическая система при-
целивания может также использоваться для полезных
грузов, габариты которых выступают за верхний узел
связи полезного груза с блоком второй ступени не бо-
лее чем на 11 м.
Система контроля заправки измеряет дозу за-
правляемых компонентов топлива по уровню топлива
в баках при определенной температуре в процессе
предстартовой подготовки к пуску. Она состоит из дат-
чиков уровня, размещаемых в топливных баках, и на-
земных преобразователей (блоков контроля заправки)
и может применяться для контроля заправки компо-
нентами топлива полезного груза.
Система управления средствами дожигания вы-
бросов непрореагировавшего водорода обеспечивает
взрывобезопасность PH в процессе запуска, штатных и
аварийных выключений двигателей блока второй сту-
пени при пуске и огневых испытаниях. Она состоит из
наземной аппаратуры, реализующей программу вклю-
чения и выключения средств дожигания, расположен-
ных на стартово-стыковочном блоке. Ракетный блок
первой ступени занимает особое место среди новых
проектно-конструкторских решений, т.к. проектиро-
вался унифицированным для семейства PH среднего,
тяжелого и сверхтяжелого классов. В соответствии с
тактико-техническимитребованиями МКС «Энергия»—
517
История развития отечественного ракетостроения
«Буран» должен быть многоразовым и использо-
ваться в полете не менее 10 раз. Применительно к
ракетному блоку с жидкостным ракетным двигателем
такое требование было предъявлено впервые в миро-
вой практике. В результате всесторонних исследований
была выбрана парашютно-реактивная схема возвраще-
ния блока после его отделения от ракеты-носителя.
Элементы средств возвращения (парашютная си-
стема, твердотопливные ракетные двигатели мягкой
посадки и разделения параблока на моноблоки, поса-
дочное устройство, система управления возвращени-
ем) расположены частично внутри отсеков блока «А»,
большей частью - под крупногабаритными обтекателя-
ми, установленными на его наружной поверхности.
Возвращение блоков и их повторное использова-
ние - это сложная научно-техническая задача, кото-
рую предполагалось решать последовательно, по мере
проведения экспериментальной отработки и увеличе-
ния числа пусков PH. При первых летных испытаниях
блоки «А» в составе PH не оснащались средствами
возвращения, а использовались отдельные системы
для их отработки, хотя для обеспечения неизменных
аэродинамических обводов с первого полета PH на
блоках «А» были установлены все обтекатели средств
возвращения. Важным фактором, повлиявшим на
успешную реализацию программы создания ракетно-
го блока «А», стало то, что параллельно с работами
в НПО «Энергия» по созданию PH тяжелого класса
«Энергия» в КБ «Южное»
(г. Днепропетровск, генераль-
ный конструктор - В.Ф.Угкин)
разрабатывалась PH средне-
го класса «Зенит». Ракетные
блоки первых ступеней обеих
PH должны были быть макси-
мально унифицированы.
ВццА
Ракета-носитель «Вулкан»
Ia
Унификация модульной части блока «А» с блоком
первой ступени PH «Зенит» предусматривалась по раз-
мерам топливных баков, применяемым конструкцион-
ным материалам, по двигателю и большинству агре-
гатов автоматики. Опережающие сроки создания PH
«Зенит» сделали возможным во многом распростра-
нить и на блок «А» результаты наземной и летной отра-
ботки блока первой ступени этой PH. Это прежде всего
относится к отработке двигателя, огневым стендовым
испытаниям семи образцов блока первой ступени PH
«Зенит» и ее летным испытаниям, восемь из которых
были проведены до первого пуска PH «Энергия».
Изготовление модульной части блока «А» (ин-
декс 11С25) осуществлялось Южмашзаводом (дирек-
тор - Л.Д. Кучма). Изготовление хвостового и носово-
го отсеков и сборку блоков «А» проводил ЗЭМ.
Самым сложным и трудоемким в PH «Энергия»
являлся центральный блок (блок «Ц»), Огромные
размеры, обилие трубопроводов, сварных стыков,
кабелей, агрегатов приводили к тому, что цикл изго-
товления его составлял полтора года. Особую слож-
ность в изготовлении представлял собой хвостовой
отсек. Только на нем нужно было установить, сва-
рить, опрессовать более 1200 стыков трубопроводов.
Головным заводом по изготовлению центрального
блока и сборке PH «Энергия» был определен Куйбы-
шевский завод «Прогресс» (ААЧижов). Универсаль-
ность ракетных блоков первой ступени позволяет
использовать их с небольшими доработками в пер-
спективной PH «Энергия-М».
В НПО «Энергия» разработан эскизный проект ра-
кеты-носителя сверхтяжелого класса «Вулкан» с восе-
мью увеличенными по длине блоками «А», способной
выводить на низкие околоземные орбиты полезные гру-
зы массой до 200 т, и проведены исследования по воз-
Краткие технические характеристики
ракеты-носителя «Вулкан»
Стартовая масса - 3810 т
Приведенная масса полезного груза,
выводимого на орбиту ИСЗ высотой
НлхНа= 170x230 км и наклонением 50,7 °
(включая массу переходного отсека) -170т
Масса полезного груза, выводимого на стационарную
орбиту с использованием блока «В» -28 т
Двигатель пывий ступени 11Д521 (КБЭМ НПО «Энергия»)
Тяга у земли -8x740=5920 тс
Удельный импульс тяги - 309/336 кгс с/кг
Двигатель второй ступени 11П122 (КБХА)
Тяга в вакууме-4x190=760 тс
Удельный импульс тяги - 351/452 кгс с/кг
Двигатель блока В11Д57М (КБ «Сатурн»)
Тяга в вакууме-42 тс
Удельный импульс тяги - 460 кгс-с/кг
518
Глава 6
можности применения двух
укороченных блоков «А»
первой ступени на ракете-
носителе «Ариан-5» (ЕКА).
Залогом успеха соз-
дания PH «Энергия» стал
большой объем наземной
экспериментальной отра-
ботки, который планиро-
вался так, чтобы обеспе-
чить успех с первого пуска,
т.е. до ЛИ предусматрива-
лась отработка конструк-
ции, функционирования
всех систем и агрегатов,
а летными испытаниями
только подтверждались за-
данные характеристики. Та-
кой принцип был заложен
в «Комплексную програм-
му экспериментальной от-
работки» и «Программу
летных испытаний». Всего
по PH «Энергия» были
проведены испытания на
232 экспериментальных
установках и 30 прочност-
ных сборках, что соответ-
ствовало изготовлению че-
Строительная площадка стартового комплекса. 1979 г.
тырех полных комплектов
штатной ракеты-носителя.
Для отработки баков и холодных опрессовок
каждого бака, изготовленного из криогенно-упроч-
няемого сплава (1201), Волжским филиалом НПО
«Энергия» была создана уникальная база - стенд кри-
огенно-статических и статических испытаний полно-
размерных кислородных и водородных баков в среде
жидкого азота.
Учитывая многоразовость использования комплек-
са, средствам подготовки комплекса к пуску на объ-
ектах полигона было уделено значительное внимание.
На полигоне имелся задел по ракете-носителю Н1, для
выполнения программы «Энергия» - «Буран» приня-
ли решение создать объекты УКСС (17П31), дорабо-
тать и переоборудовать СК (11П825), создать ПК ОК
(11П72), а также предусмотреть запасные аэродромы
на территории страны на случай незапланированной
посадки ОК, создать на технической позиции СДИ,
ГКП и МЗК. Помимо этого для обеспечения цикла
доставки, сборки комплекса «Энергия» - «Буран»
по заданию НПО «Энергия» были разработаны, из-
готовлены и смонтированы подъемно-транспортные
устройства, обеспечивающие доставку всех элементов
МКС «Энергия» - «Буран». Для доставки крупнога-
баритных грузов были реконструированы и построе-
ны новые транспортные магистрали. Для выполнения
этих работ были приняты меры по увеличению числа
отрядов строителей и бригад монтажников и оснаще-
нию их техникой. В разгар работ число строителей до-
стигало 32000 чел., монтажников - 2000 чел. Все ра-
боты выполнялись под непосредственным контролем
Межведомственной комиссии, которую возглавлял
заместитель министра обороны по строительству и
расквартированию войск Л.В.Шестопалов (его первый
заместитель - К.М.Вертелов), а впоследствии - заме-
стители министра обороны Л.В.Шумилов и Н.В.Чеков.
Непосредственное руководство строительно-монтаж-
ными работами на космодроме осуществляло Управ-
ление инженерных работ во главе с ААФедоровым.
Впоследствии, на завершающем этапе, работу возглав-
лял А.А.Макарычев. Головным исполнителем работ
по подъемно-погрузочному оборудованию было КБ
«Мотор» (В.Н.Рождов), которое обеспечило успешную
погрузку, укладку крупногабаритных частей централь-
ного блока носителя и ОК на самолет ЗМ-Т.
В 1979 г. в монтажно-испытательном корпусе кос-
модрома Байконур для демонстрации внешнего об-
лика ракеты-носителя был изготовлен в натуральную
величину ее объемный макет (индекс ЭУК13), состо-
ящий из центрального ракетного, бокового ракетного
519
История развития отечественного ракетостроения
и стартово-стыковочного блоков. Макеты блоков, вы-
полненные из транспортабельных элементов по не-
штатной технологии, давали общее представление о
габаритах ракеты-носителя.
В январе 1982 г. главным конструктором по МКС в
целом и ракете «Энергия» приказом министра обще-
го машиностроения назначается Б.И.Губанов, а за-
местителем главного конструктора по координации
работ - В.М.Филин. До своего нового назначения
Б.И.Губанов работал первым заместителем генераль-
ного конструктора В.Ф.Угкина в КБ «Южное», где
участвовал в создании БР различного назначения.
С первых дней своей новой работы Б.И.Губанов осо-
бое внимание уделял вопросам, подтверждающим
решения заложенных проектных проработок, развора-
чиванию производств на заводах по изготовлению как
летных, так и экспериментальных изделий. В1982 г. на
базе Летно-испытательного института прошла летная
отработка авиационного транспортирования на само-
лете ЗМ-Т (самолет ЗМ конструкции В.М.Мясищева,
доработанный на Тушинском машиностроительном за-
воде по ТЗ НПО «Энергия») топливных баков, других
крупногабаритных отсеков центрального блока PH и
макета ОК. Это позволило осуществлять доставку на
полигон всех крупногабаритных отсеков центрального
блока (для последующей сборки) с завода-изготовите-
ля «Прогресс».
В декабре 1982 г. в монтажно-испытательном кор-
пусе была проведена первая сборка (по нештатной
технологии) «пакета» ракеты-носителя - экспери-
ментальной технологической ракеты 4М; в мае-июне
1983 г. выполнена программа динамических испыта-
ний как в вертикальном положении на универсальном
комплексе стенд-старт, так и в горизонтальном - на
стыковочно-монтажных тележках в монтажно-испы-
тательном корпусе космодрома Байконур. В октябре
1983 г. выполнены примерочные работы ракеты 4М с
системами наземного оборудования универсального
комплекса стенд-старт.
С марта по октябрь 1985 г. на универсальном ком-
плексе стенд-старт проведены «холодные» стендовые
испытания центрального блока «Ц», при которых была
отработана технология заправки данного блока ком-
понентами топлива (жидкие водород и кислород). При
этом следует отметить, что заправка производилась
переохлажденным жидким водородом, что делалось
впервые в мире - в США применялся только «кипя-
щий» водород. Всего было проведено девять заправок
ракеты 4М топливом как покомпонентно, так и двумя
компонентами топлива одновременно, что дало осно-
вание перейти к огневым испытаниям блока в составе
стендовой ракеты 5С. При первом огневом испытании
предусматривалась работа ДУ блока «Ц» в течение
20 с. Однако через 2,58 с после начала запуска ДУ
прошла команда «Автоматическое прекращение под-
готовки» из-за медленного набора оборотов одного
из турбонасосных агрегатов ДУ. Одновременно с про-
хождением команды АПП практически было зафик-
сировано падение управляющего давления гелия на
нескольких магистралях пневматической сети, что го-
ворило о потере герметичности или разрушении пнев-
момагистрали, в результате чего произошла утечка
гелия из ресиверов наземной системы газоснабжения
и, следовательно, все электропневмоклапаны стали
неуправляемыми. Слив компонентов топлива (жидкие
водород и кислород) из баков стал невозможен. Не-
обходимо было срочно устранить эту неисправность
путем подключения к наземной системе газоснабже-
ния дополнительных баллонов с гелием и отключить
негерметичный бортовой трубопровод.
Для проведения этих работ на стартовую пози-
цию была направлена аварийная бригада, которой
пришлось работать в непосредственной близости от
заправленной ракеты и даже в помещениях под ней.
Некоторые члены аварийной бригады, учитывая опас-
ность работ, отказались от участия в них и были срочно
заменены. Аварийная бригада через 55 мин после на-
чала работы подключила дополнительные баллоны с
гелием, а боевой расчет закрыл электропневмоклапан,
связанный с подачей газа в негерметичный трубопро-
вод. Это позволило восстановить управление всеми
ЭПК и обеспечить штатный режим слива.
При последующем осмотре ракеты было выявлено
разрушение одной пневмомагистрали (трубки диаме-
тром 20 мм), что потребовало проведения ряда меро-
приятий по повышению надежности. Второй огневой
запуск ракеты 5С с длительностью работы двигатель-
ной установки 390 с был проведен без замечаний.
Для восстановления работоспособности ТНА дви-
гателя 11Д122 была проведена замена бустерного на-
соса горючего. Работы такого масштаба в составе из-
делия на стенде были проведены впервые в практике
отечественного ракетостроения. С августа по сентябрь
1986 г. на УКСС были проведены «холодные» стендо-
вые испытания PH с установленным на ней макетом
орбитального корабля с имитацией (с помощью дви-
гателей на твердом топливе) силовых импульсных на-
гружений конструкции заправленной PH, а в сентябре
1986 г. на стартовом комплексе - комплексные ис-
пытания ее с наземными системами и оборудованием
стартового комплекса, включая заправку PH штатными
компонентами топлива.
Учитывая отставание в изготовлении первой лет-
ной ракеты-носителя и орбитального корабля, НПО
«Энергия» предложило (по инициативе главного
конструктора Б.И.Губанова) провести ЛИ с использо-
ванием экспериментальной PH, имевшей индекс 60.
В качестве полезного груза предлагалось вместо
орбитального корабля использовать уже готовый
КА «Скиф-ДМ». Программой летных испытаний
520
Глава 6
МКС «Буран», утвержденной в 1986 г., было
предусмотрено проведение 10 пусков PH «Энер-
гия» с ОК «Буран», причем первые пуски долж-
ны быть беспилотными.
Предложение НПО «Энергия» о пуске экс-
периментальной ракеты-носителя, получившей
индекс 6СЛ, после длительных и многократных
обсуждений (конец 1986 г. - начало 1987 г.) на
Межведомственной экспертной комиссии, НТС
и коллегии Министерства общего машинострое-
ния, на Комиссии Президиума Совета Министров
СССР по военно-промышленным вопросам, в
ЦК КПСС, на специально созданной экспертной
комиссии АН СССР под председательством ви-
це-президента АН СССР академика К.В.Фролова,
на Государственной комиссии полетным испыта-
ниям (председатель комиссии - О.Д.Бакланов)
получило одобрение и разрешение на пуск и на-
чало летных испытаний под ответственность НПО
«Энергия». Заказчик (ГУКОС МО) от проведения
совместных (промышленности и Министерства
обороны) летных испытаний PH 6СЛ отказался
и участвовал только как обеспечивающий ис-
пытания. Первый пуск PH «Энергия» 6СЛ был
проведен с УКСС15 мая 1987 г. в 21 ч 30 мин по
московскому времени, с задержкой на 5 ч, при-
чем общее время задержки было больше - око-
ло 8 ч, но график подготовки пуска имел резерв.
Задержки случились по двум причинам: первая
(около 5 ч) была вызвана негерметичностью разъ-
емного стыка трубопроводов по линии управляю-
щего давления на расстыковку разъемного соеди-
нения термостатирования и отстрел электроплаты
на блоке ЗОА из-за нештатной установки уплотни-
тельной прокладки, а вторая (около 1- ч) - тем,
что один из двух бортовых клапанов в магистрали
термостатирования жидкого водорода, после вы-
дачи автоматической команды на их закрытие, не
сработал, судя по показаниям его концевых кон-
тактов; все попытки закрыть его к успеху не при-
вели. Так как оба клапана в изделии закреплены
на одном механическом основании, было пред-
ложено открыть закрытый клапан вручную и вы-
дать команду «Закрытие» сразу двумя клапанами
одновременно, чтобы механическое воздействие
от нормально работающего клапана через еди-
ное основание воздействовало на второй клапан.
После выполнения этой операции «зависший»
(второй) клапан выдал информацию о своем за-
крытии. Для подтверждения его нормального
функционирования (срабатывания его концевых
контактов) ручные команды выдали еще два-три
раза. Они были четко выполнены. При последую-
щих операциях подготовки пуска этот клапан вы-
полнял все выдаваемые команды.
Сборка ракеты-носителя «Энергия»
в монтажно-испытательном корпусе космодрома. Пролет корпуса
с блоками первой ступени и собранным «пакетом» ракеты
Транспортировка ракеты-носителя «Энергия»
специальным транспортно-установочным устройством
521

Глава 6
Другие задержки (около 2 ч) были связаны с неис-
правностями наземных систем. Пуск прошел успешно.
Изменение всех параметров движения ракеты по вре-
мени полностью соответствовало данным предвари-
тельного моделирования, по которым при заложенных
в бортовые приборы алгоритмах управления ракета на
начальном участке полета должна значительно откло-
ниться в плоскости тангажа. Это и произошло при пу-
ске, хотя на всех наблюдавших пуск такое значительное
отклонение ракеты при старте оказало большое эмо-
циональное воздействие. В дальнейшем бортовые ал-
горитмы были откорректированы и заметных угловых
отклонений при старте ракеты не отмечалось.
Летные испытания ракеты-носителя 6СЛ подтвер-
дили правильность принятых схемных и конструктив-
ных решений, достаточность и эффективность боль-
шого объема наземной экспериментальной отработки,
автономных и комплексных испытаний PH, наземных
комплексов и их составных частей. Проведенный пуск
также доказал возможность перехода к ЛИ многоразо-
вой космической системы с орбитальным кораблем
по программе первого беспилотного пуска. Первый
успешный пуск ракеты «Энергия» подтвердил, что
создана универсальная ракета-носитель «Энергия»
сверхтяжелого класса, не имеющая по своим возмож-
ностям аналогов в мировом ракетостроении. Являясь
базой для создания ряда PH, она определила направ-
ление развития отечественного ракетостроения на
длительное время.
В сообщении ТАСС от 17 мая 1987 г. отмечалось:
В создании и испытаниях универсальной тяжелой
ракеты-носителя нового поколения и уникального
стартового комплекса принимали участие коллективы
многих научно-исследовательских, конструкторских,
производственных, строительно-монтажных органи-
заций и предприятий, а также военные специалисты.
Успешное начало летно-конструкторских испыта-
ний ракеты-носителя «Энергия» является крупным
достижением отечественной науки и техники в год
70-летия Великого Октября, открывает новый этап в
развитии советской ракетно-космической техники и
широкие перспективы в мирном освоении космиче-
ского пространства.
«Известия», 18 мая 1987г.
Подготовка второго пуска ракеты-носителя «Энер-
гия», на этот раз с орбитальным кораблем «Буран»,
проводилась очень тщательно, с учетом всех возмож-
ных нештатных ситуаций, которые возникали ранее и
которые теоретически могли быть. 20 января 1988 г.
было принято решение о создании групп по обеспе-
чению надежности пуска МКС «Энергия» - «Буран»
№ 1 Л, а 12 марта 1988 г. Государственной комиссией
была утверждена «Организационная структура управ-
ления многоразовой космической системой при лет-
ных испытаниях». Техническим руководителем летных
испытаний МКС был назначен В.П.Глушко. По этой
структуре на сотрудников НПО «Энергия» на период
подготовки и пуска МКС возлагались следующие обя-
занности:
-	Ю.П.Семенов - технический руководитель по ор-
битальному кораблю «Буран»;
-	Б.И.Губанов - технический руководитель по ком-
плексу «Энергия» - «Буран»;
-	В.В.Рюмин - руководитель космическим поле-
том;
-	В.М.Караштин - первый заместитель техническо-
го руководителя комплекса «Энергия» - «Буран» по
испытаниям;
-	В.Г.Кравец - первый заместитель руководителя
полетом орбитального корабля «Буран»;
-	Ю.М.Данилов - заместитель технического руко-
водителя комплекса «Энергия» - «Буран» по техниче-
ской позиции;
-	В.Н.Панарин - заместитель технического руково-
дителя комплекса «Энергия» - «Буран» по подготовке
PH «Энергия» и комплекса «Энергия» - «Буран»;
-	А.В.Васильковский - заместитель технического
руководителя по подготовке орбитального корабля
«Буран»;
-	Ю.Н.Кутуков - ответственный за организацию
работы службы контроля и безопасности летных ис-
пытаний.
В тот же день (12 марта 1988 г.) на заседании Госу-
дарственной комиссии были заслушаны доклады ру-
ководителей групп по обеспечению надежности пуска
МКС. Было доложено, что рассмотрено 205 возмож-
ных нештатных ситуаций и определены действия тех-
нических руководителей в каждом конкретном случае.
При этом отмечено, что в 20 возможных нештатных
ситуациях однозначно необходимо отменять пуск и
сливать компоненты топлива. Эти нештатные ситуации
были внесены в эксплуатационную документацию. За-
пуск первого орбитального корабля «Буран» был на-
мечен на 29 октября 1988 г.
Предстартовая подготовка МКС на стартовом ком-
плексе 28 и 29 октября 1988 г. проходила очень тяжело:
было 15 сбоев в работе как наземных, так и бортовых
систем, которые пришлось оперативно устранять, гра-
фик подготовки пуска, хотя
и имел резерв, находился
под угрозой срыва.
После устранения за-
мечаний подготовка пошла
нормально, и все с нетер-
пением ждали момента пу-
ска. Однако за 51 с до на-
чала запуска двигательных
установок ракеты-носителя
«Энергия» автоматизиро-
ванная система управления одБаклаюв
523
История развития отечественного ракетостроения
подготовкой пуска выдала во все си-
стемы, участвующие в пуске, команду
«Автоматическое прекращение под-
готовки» из-за снятия готовности к
пуску системы управления полетом.
Причина была в задержке отстыковки
от борта PH платы с тремя приборами
азимутального наведения (прицели-
вания), и, следовательно, произошла
задержка с отводом фермы, на кото-
рой они располагались. Сложившаяся
нештатная ситуация была одной из
ранее рассмотренных нештатных си-
туаций по отмене пуска. Руководство
пуска выдало команду «Задержка на
4 часа», т.к. документированного под-
тверждения причин АПП от системы
диагностики еще не поступило. Через
9 мин было получено документальное
подтверждение (распечатка) причины
прекращения пуска. Сразу же после
этого техническое руководство вы-
дало команду на отмену пуска и слив
компонентов топлива, т.к. прошли операции по разры-
ву связей «Земля - борт», а системы первой ступе-
ни ракеты-носителя «Энергия» перешли на бортовое
электропитание, что исключало возможность повтор-
ного пуска 29 октября. Задержка со сливом компо-
нентов топлива могла привести к созданию аварийной
ситуации как для PH, так и для ОК. Это решение было
Транспортировка ракеты-носителя «Энергия» (с космическим аппаратом
«Полюс» на внешней подвеске) на универсальный комплекс стенд-старт
принято техническим руководством без предваритель-
ного доклада Государственной комиссии и ее согласия,
что потребовало письменной справки о недопустимо-
сти задержки слива компонентов и обоснованности
принятого решения об отмене пуска, которую подпи-
сали В.М.Караштин и В.Е.Гудилин (начальник испыта-
тельного управления космодрома).
Ракета-носитель «Энергия» на универсальном комплексе стенд-старт
524
Глава 6
Традиционного подарка от ракетчиков к годов-
щине Октябрьской революции не по лучилось. Госу-
дарственной комиссией была образована аварийная
комиссия по выявлению и устранению причин за-
держки отстыковки платы прицеливания (председа-
тель - В.М.Филин). Установили жесткий срок - 3 дня.
Комиссия работала круглосуточно. Перед праздником
было доложено, что причины найдены, эксперимент
подтвердил их достоверность. Дефект носил досад-
ный конструкционный характер (яркий пример того,
что мелочей в ракетной технике не бывает). Повторный
пуск PH «Энергия» с орбитальным кораблем «Буран»
был намечен на 15 ноября 1988 г.
Перенос пуска совпал с резким изменением по-
годных условий: 15 ноября 1988 г. они были на грани
установленных ограничений на пуск, но на заседании
Государственной комиссии было единогласно приня-
то решение о проведении пуска. Однако за 13 мин до
пуска, когда вся предстартовая подготовка проходила
без замечаний и график подготовки выполнялся без
задержек с обеспечением пуска в 6 ч 00 мин 02 с мо-
сковского времени, на стол технического руководителя
было положено шторм-предупреждение метеослужбы
космодрома об усилении порывов ветра до 20 м/с, что
превышало установленные ограничения. На принятие
решения оставалось 3 мин, т.к. по 10-минутной готов-
ности на PH «Энергия» проходили заключительные
операции по корректировке уровня компонентов то-
плива в баках, после которых процесс слива в случае
отмены пуска был технически сложным.
Генеральные и главные конструкторы (Ю.П.Семе-
нов, Г.Е.Лозино-Лозинский, Б.И.Губанов, В.П.Бармин,
Я.Е. Айзенберг и В.Л.Лапыгин) приняли решение о
проведении пуска и получили согласие Государствен-
ной комиссии. Пуск прошел без замечаний. Пока
орбитальный корабль находился на орбите, группа
генеральных, главных конструкторов и членов Го-
сударственной комиссии отправилась, по традиции,
осмотреть стартовую позицию: она оказалась в удов-
летворительном состоянии. В это время орбитальный
корабль благополучно приземлился.
При создании PH, построенной по принципиаль-
но новой схеме, существенно отличающейся от ранее
реализованных, стояло множество сложных научных,
Ракета-носитель «Энергия» на стартовом комплексе
525
История развития отечественного ракетостроения
Первый запуск ракеты-носителя «Энергия» с космическим аппаратом «Полюс» 15 мая 1987 г.
Первые секунды полета
526
Глава 6
Перегрузка комплекса «Энергия» - «Буран»
на транспортно-установочный агрегат
технических и организационных про-
блем. Их своевременное решение и по-
зволило изготовить, отработать новую
PH «Энергия» и осуществить пуски
практически без замечаний. Среди про-
блем, решенных в процессе создания
МКС «Энергия» - «Буран», были:
-	разработка схемы PH, на базе ко-
торой возможно построение целого ряда
ракет-носителей не только разной гру-
зоподъемности, но и различного типа
выводимых на орбиту полезных грузов,
в т.ч. многоразовых ОК, при условии
использования существующих техниче-
ского и стартового комплексов и воз-
можности доставки составных частей PH
с заводов-изготовителей на технический
комплекс;
-	создание крупногабаритного с вы-
сокой степенью массового совершенства
кислородно-водородного блока второй
ступени (блока «Ц»), позволяющего его
использование в качестве базового при
разработке перспективных РКК;
-	освоение технологии работ с пере-
охлажденным жидким водородом и
средств обеспечения безопасности при
его применении, а также использование
переохлажденного жидкого кислорода и
охлажденного керосина;
-	нейтрализация выбросов непроре-
агировавшего водорода в процессе запу-
ска двигателей второй ступени;
-	разработка и внедрение новых кон-
струкционных материалов, обладающих
Транспортировка комплекса «Энергия» - «Буран» на стартовый комплекс для первого пуска
527
История развития отечественного ракетостроения
Установка комплекса «Энергия» - «Буран» на стартовый комплекс
Первый старт комплекса «Энергия» - «Буран» 15 ноября 1988 г.
повышенными физико-механиче-
скими свойствами, новых теплоизо-
ляционных и теплозащитных покры-
тий, обеспечивающих необходимые
тепловые режимы в экстремальных
температурных условиях, а также ан-
тистатических покрытий с заданными
характеристиками проводимости;
-	упрочнение алюминиевого
сплава при криогенных температурах
и создание стенда криогенно-статиче-
ских испытаний;
-	освоение технологии изготов-
ления крупногабаритных вафель-
ных конструкций, топливных баков
большого диаметра с внедрением
электронно-лучевой сварки, обеспе-
чение чистоты топливных емкостей и
неразрушающего контроля качества
приклеивания теплоизоляции и те-
плозащиты;
-	определение акустических ха-
рактеристик без проведения огневых
технологических испытаний;
-	обеспечение прочности крупно-
габаритных конструкций PH в услови-
528
Глава 6
ях существенного перепада темпера-
тур в процессе стоянки и заправки;
-	решение вопросов транспор-
тирования крупногабаритных эле-
ментов конструкции PH самолетом-
транспортировщиком ЗМ-Т;
-	создание универсального ком-
плекса стенд-старт, обеспечиваю-
щего экспериментальную огневую
отработку и пуск PH, эксперимен-
тальной базы для отработки универ-
сальных PH и их составных частей
и разработки экспериментальных
установок;
-	создание производственной
базы на полигоне с оборудованием
технического комплекса и автома-
тизированной системы управления
подготовкой и пуском.
Одной из серьезных проблем, которая была успеш-
но решена, являлась проблема электромагнитной
совместимости всех радиосистем (бортовых и на-
земных), работавших на участке выведения этого ком-
плекса.
Головным разработчиком АСУПП для УКСС и
СК было НПО «Энергия». Работа проводилась в от-
деле 065 (начальник отдела - И.В.Земцов). Именно
этому отделу была поручена разработка, изготовление
систем АСУПП совместно с ПО «Реле и автоматика»
(г. Киев, ВАПономарева) и ЛНПО «Красная Заря» (г.
Ленинград, А.П.Савельев), а также разработка специ-
ального программного обеспечения.
Ограниченность в ресурсах (2 года до начала ис-
пытаний, небольшой коллектив программистов) не
позволила идти по обычному пути: создание языка
высокого уровня и специальных систем отработки на
базе существующих операционных средств и систем
автоматизации программирования, разработка про-
грамм на языке высокого уровня для обеспечения
конкретных испытаний.
Был разработан язык высокого уровня «Пуск-1»,
однако вместе с этим пришло понимание, что ни раз-
работать, ни отработать такой объем специального
программного обеспечения в сжатые сроки невоз-
можно, хотя стоимость отказа системы при работе и
программного обеспечения очень высока.
Выход из создавшейся ситуации был найден: им
стал метод, позволивший исключить необходимость
трудоемкой и сложной разработки и отладки специ-
ального программного обеспечения, который получил
название «Технология проектирования автоматизиро-
ванных систем «Контур». В его основе лежит создание
вычислительной среды, в которую пользователь может
войти не с методом решения конкретной задачи в этой
среде, а с самой задачей. Использование этого мето-
Первые секунды полета комплекса «Энергия» - «Буран»
да при обеспечении испытаний МКС позволило резко
сократить стоимость и сроки разработки систем АСУ
УКСС и СК. Поскольку реализовалась именно сама
задача, а не ее представление в виде алгоритмов и
программ, резко снизилось время на изменение са-
мой задачи, что позволило при обнаружении ошибок
в исходном процессе при работающих с PH системах
АСУ УКСС и СК за 24 ч менять задачу, которую она
реализовала. В заданные сроки были проведены все
необходимые испытания и пуски PH «Энергия» и МКС
«Энергия» - «Буран».
Ракета-носитель «Энергия» обеспечивает всеа-
зимутальность пусков, но за базовые орбиты, опре-
деляемые районами падения отработавших ракетных
блоков первой ступени, заданы орбиты с наклонени-
ем 51,65 и 97 °.
Ракета-носитель «Энергия» может использоваться
для выведения полезных грузов массой до 100 т (ор-
битальных кораблей или навесных полезных грузов)
на промежуточную орбиту ИСЗ и на рабочие (целевые)
высокоэнергетические орбиты при дооснащении PH
разгонным блоком, размещаемым в грузовом транс-
портном контейнере.
Опыт создания ракеты-носителя такого класса
может быть с большим технико-экономическим эф-
фектом использован как при создании новых средств
выведения, так и в различных отраслях народного
хозяйства. В 1989 г. НПО «Энергия» совместно со
смежными организациями разработало каталог «На-
учно-технические достижения по системе «Энер-
гия» - «Буран» - народному хозяйству», в котором
приведено около 600 предложений, реализация кото-
рых могла дать экономический эффект около 6 млрд
руб. (в ценах 1989 г.). Но принять эти предложения
промышленность по ряду общественно-политических
причин уже не смогла.
529
История развития отечественного ракетостроения
Создание ракеты-носителя «Энергия» открыва-
ло перспективу на целый ряд глобальных проектов.
Однако уровень развития других отраслей оказался
не готов к их реализации . Создание ракеты-носите-
ля «Энергия» и МКС «Энергия» - «Буран» в целом
явилось самой масштабной программой в истории от-
ечественной космонавтики. Кооперация исполнителей
насчитывала 1206 предприятий и организаций почти
100 министерств и ведомств СССР, были задействова-
ны крупнейшие научные и производственные центры
России, Украины, Белоруссии и других республик.
Значительные ресурсы вкладывались в дооснащение
и реконструкцию ведущих заводов, объектов испыта-
тельной базы. Годовой объем выделяемого финанси-
Ю.П.Семенов (род. в 1935 г.).
Герой Социалистического труда.
Академик РАН. В1994-2005 гг. -
президент и генеральный кон-
структор ОАО «РКК «Энергия»
имени С.П.Королева». Лауреат
Ленинской премии, Государ-
ственных премий СССР и РФ.
Ведущие конструкторы ракеты-носителя «Энергия»:
К.К.Попов, ВДСеменов, Л.Г.Фирсов, В.М.Филин
рования на всю программу достиг в 1985 г. 1,3 млрд
руб. (в ценах 1985 г.).
В создании МКС «Энергия» - «Буран» принимали
участие коллективы конструкторских бюро, научно-ис-
следовательских институтов, заводов, воинских частей
и других организаций СССР, главным образом Россий-
ской Федерации, техническую координацию деятель-
ности которых осуществлял Совет главных конструк-
торов во главе с В.П.Глушко, а затем Ю.П.Семеновым.
Головными предприятиями были:
-	НПО «Энергия» - по комплексу в целом, раке-
те-носителю, орбитальному кораблю, техническому
комплексу;
-	Волжский филиал НПО «Энергия» (Б.Г.Пензин)
- по блоку второй ступени и стартово-стыковочному
блоку «Я»;
-	КБ «Энергомаш» (В.П.Радовский) - по двигате-
лям первой ступени;
-	ОЗМ «Энергомаш» (С.П.Богдановский) - по из-
готовлению двигателей первой ступени;
-	КБ Химавтоматики (А.Д.Конопатов, В.С.Рачук) -
по двигателям второй ступени;
-	КБ «Южное» (В.Ф.Угкин) - по модульной части
блока первой ступени;
-	КБ общего машиностроения (В.П.Бармин) - по
стартовому комплексу;
-	НПО «Электроприбор» (впоследствии - НПО
«Хартрон», В.Г.Сергеев, Я.Е. Айзенберг, А.Г. Андрущен-
ко) - по системе управления;
-	ЦНИИмаш (ЮАМозжорин) - по испытаниям на
прочность;
-	НИИ химмашиностроения (Ю.А. Корнеев, А.А. Ма-
каров) - по огневым испытаниям;
-	ПО «Арсенал» (В.Г.Петров) - по рулевым при-
водам;
-	НПО «Искра» (Л.Н.Лавров) - по твердотоплив-
ным двигателям;
-	НПО ИТ (О.А.Сулимов) - по средствам телеме-
трических измерений;
-	завод «Прогресс» (А.А.Чижов) - по изготовле-
нию блоков «Ц» и сборки комплекса в целом;
-	ПО «Южмашзавод» (ЛДКучма) - по изготовле-
нию модульных частей блоков «А»;
-	ЗЭМ (А.А.Борисенко) - по изготовлению бло-
ков «А»;
-	Воронежский механический завод (Г.В.Косгин) -
по изготовлению двигателей второй ступени;
-	НПО «Криогенмаш» (В.П.Беляков, Н.Е.Курта-
шин) - по криогенному оборудованию;
-	организация «Агат» (В.К.Ваницкий) - по технико-
экономическому анализу;
-	50 ЦНИИКС (И.В.Мещеряков) - по военно-техни-
ческому сопровождению;
-	войсковая часть 11284 (ЮАЖуков) - по подго-
товке и проведению летных испытаний;
530
Глава 6
-	ГИПХ (В.С.Гидаспов) - по обеспечению пожаро-
и взрывобезопасности;
-	ИПРОМАШПРОМ (В.А.Суров) - по проектирова-
нию промышленных объектов;
-	НПО «Композит» (С.П. Половников) - по мате-
риалам;
-	НИИ ТМ (А.В.Колупаев) - по технологическому
обеспечению;
-	НИИ КП (Л.И.Гусев) - по радиотехническим си-
стемам.
В разработке МКС «Энергия» - «Буран» принима-
ли участие И.Н.Садовский, Б.И.Губанов, В.М. Филин,
Я.П.Коляко, П.И. Ермолаев, Р.К.Иванов, И.П.Фирсов,
В.П. Багров, АНШорин, В.В. Либерман, ВАУдальцов,
Ф.Ф.Шевелев, Б.А. Танюшин, Т.Н.Дегтяренко, Е.А. Ду-
бинский, Р.Д.Долгопятов, Л.А. Музуров, ААШабалин,
А.И. Мазалов, ИАЕжов, ИАСидоров, А.О.Турунов,
В.Г.Кирсанов, Г.С.Кутаев, ВАСолодилов, Б.П.Сотсков,
Е.Л. Горбенко, ВАСаженев, П.П.Ермолаев, А.Г. Рапп,
С.Н.Захаров, Н.Н.Тупицин, И.У.Калинин, В.И.Негодяев,
В.В.Кочетов, В.И. Бодриков, С.О. Котов, А.А. Смо-
ленцев, Л.П.Перов, В.А. Мироедов, В.В.Кокушкин,
А.П. Ковригин, П.И.Шавырин, Н.В. Гречко, ЕА.Кази-
мирчук, В.Н.Бодунков, В.И.Рыжиков, А.Н.Доморацкий,
П.М.Воробьев, Е.С. Макаров, О.Н. Воропаев, А.Г. Решетин,
Уменьшенный макет многоразовой космической системы
«Энергия» - «Буран»
установлен на территории ОАО «РКК «Энергия»
В.Ф.Гладкий, ААЖидяев, Н.И. Чуканов, В.С.Пагрушев,
В.К.Кузнецов, БАСоколов, АЛЖежеря, В.ГХаспеков,
Г.Я.Александров, В.П.Кругов, Ю.Н. Сидоров, В.И.Шуген-
ко, ЮАМихеев, П.Ф.Кулиш, П.А. Авдеев, ВАСмирнов,
Е.Ф. Кожевников, КЛСемагин, В.М.Судницын, Г.П.Ми-
нашин, О.Д.Жеребин, А.В.Волошин, А.М. Демехин,
ВАКаширский, А.И. Гаспарян, Ю.Н.Кунавин, В.С. Граду-
сов, И.С. Грибань, А.Д. Левашов.
Создание ракеты-носителя обеспечивали ведущие
конструкторы С.С.Ершов, К.К.Попов, Ю.П.Антонов,
В.А.Сафронов, А.Н.Воронов, Л.Г.Фирсов, О.Н. Синица,
В.Д.Семенов, ВАЯковенко, АЛ.Тужилкин, С.А. Тарасов,
С.Ю.Прокофьев, ЮАЗуев, Ю.Н.Сивков, В.С. Фирса-
нов. Большая поддержка работам по этой теме оказы-
валась секретарем ЦК КПСС, а с 1981 г. министром
обороны Д.Ф.Устиновым, а также министром общего
машиностроения С.А.Афанасьевым и его преемником
ОДБаклановым.
4.C.KjopoMJcov,
Ъ.А.Нальк^-С^ирмеёсклм,
4Ю. ТМимленка
ГП «КБЮ»
ГП «ПО «Южмаш»
УЧАСТИЕ В ПРОГРАММЕ
«ЭНЕРГИЯ»-«БУРАН»
КБ «Южное» принимало активное участие в созда-
нии многоразовой космической системы «Энергия» -
«Буран». Первая ступень разрабатываемой PH «Зенит»
использовалась в качестве модульной части 11С25 бло-
ка «А» PH «Энергия». Модульная часть 11С25 и первая
ступень PH «Зенит» максимально унифицированы, од-
нако «пакетная» схема PH «Энергия» с передачей осе-
вых сил от боковых блоков к центральному блоку «Ц»
через опорные узлы, расположенные не по продольной
оси, а вынесенные на периферию, определили чрезвы-
чайно высокий уровень нагружения корпуса модульной
части. Поэтому для изготовления цилиндрических обе-
чаек баков были использованы нагартованные плиты
толщиной 32,5 мм для получения вафельных обечаек с
высокой несущей способностью.
Для случая аварийного отказа одного из боковых
блоков предусматривалось отключение симметрич-
ного блока и слив из них окислителя. При разработке
модульной части были реализованы технические ре-
шения, обеспечивающие многоразовое (до 10 раз) ис-
пользование боковых блоков после их спасения.
Опережающая отработка ракеты-носителя «Зе-
нит» существенно помогла обеспечить создание МКС
«Энергия» - «Буран».
531
История развития отечественного ракетостроения
Первый пуск ракеты-носителя «Энергия» состо-
ялся 15 мая 1987 г. Вместо орбитального самолета на
носителе был установлен макет космического аппарата
«Полюс». Пуск прошел успешно.
Второй пуск уже со штатным орбитальным кора-
блем «Буран» (правда, в беспилотном варианте) был
назначен на 29 октября 1988 г. Но подарок не состоял-
ся: за 53 с до контакта подъема прошло аварийное пре-
кращение пуска по неотводу платы прицеливания от
ракеты-носителя. Как выяснилось, пылезащитные ре-
зиновые уплотнения дали незапланированное сопро-
тивление механизму отвода платы. Но причину нужно
было найти и устранить, а пуск «ушел» на 15 ноября
1988 г. Чуть не подвела погода - перед самым нажати-
ем на кнопку «пуск» (за 10 мин до контакта подъема!)
пришло штормовое предупреждение. Все же принима-
ется решение «Пуск» и все проходит успешно, включая
автоматическую посадку корабля «Буран». Так триум-
фально завершилась одна из крупнейших разработок
в советской ракетно-космической технике, которая, к
сожалению, оказалась и последней. С развалом Союза
дальнейшие работы по МКС застопорились и в 1992 г.
по решению Российского космического агентства
были прекращены с консервацией созданного задела.
КЛМси-иеиеин, А.А.Еременко,
5Л11ошльныи, Ж-А.КхцакоЬ,
'Е.М.Макришн, А.Ф.с&иъ
ВКЛАД ЦНИИмаш В РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-
КОСМИЧЕСКОЙ НАУКИ И ТЕХНИКИ В 1970-е гг.
Новые работы в области РКГ
В 1973 г. было заключено межправительственное
соглашение СССР и США о совместном полете пило-
тируемых космических кораблей «Союз» и «Апол-
лон» и их стыковке по программе ЭПАС. Координа-
ционно-вычислительный центр был рассекречен и
включен в работу по программе ЭПАС как Советский
центр управления полетом, или просто ЦУП. Он весьма
удивил американских специалистов своими функцио-
нальными возможностями и аппаратурным оснаще-
нием, которые находились на уровне Хьюстонского
центра управления полетом. ЦУП ЦНИИмаша провел
большую работу по согласованию своей модели бал-
листическо-навигационного обеспечения с подобной
моделью США, а также значительное количество со-
вместных тренировок. Для размещения американских
специалистов, обеспечения их работы по совместной
программе ЭПАС и создания необходимого сервиса в
1974 г. к зданию ЦУП была сделана пристройка площа-
дью около 4000 м2.
В середине 1975 г. ЦУП ЦНИИмаша прекрасно вы-
полнил все свои задачи по программе совместного
полета кораблей «Союз» и «Аполлон» и получил, по
существу, международную сертификацию. По резуль-
татам работы по программе ЭПАС ЦНИИмаш был удо-
стоен ордена Октябрьской Революции. Многие сотруд-
ники института были отмечены орденами, медалями
и премиями. С этого времени ЦУП ЦНИИмаша, вклю-
ченный в штатную систему командно-измерительного
комплекса, обеспечивает управление полетами всех
космических пилотируемых и грузовых кораблей,
орбитальных станций, в т.ч. с международными эки-
пажами. Центр осуществляет также управление авто-
матическими КА, направляемыми для изучения планет
Солнечной системы. В 1984 г. начальником ЦУП на-
значается В.И.Лобачев (до него был А.В.Милицын).
В1976 г. правительство принимает решение о разра-
ботке многоразовой космической системы «Энергия» -
«Буран», Заказчиком которой являлось Министерство
обороны. На ЦНИИмаш этим постановлением возлага-
лось создание нового центра управления полетом систе-
мы «Энергия» - «Буран» на этапе ПКИ, а также разра-
ботка проекта штатного ЦУП для Министерства обороны
и всего необходимого математического обеспечения.
В процессе развития ракетно-космической отрас-
ли возникали новые задачи общеотраслевого значе-
ния. Решение их, как правило, поручалось головному
институту - ЦНИИмашу. Так, в 1971 г. в недрах про-
мышленного производства страны зародилась наука
об удобстве эксплуатационного обслуживания опера-
тором сложных агрегатов и систем, особенно машин
и аппаратов оборонного назначения, называемая эр-
гономикой. ЦНИИмаш был определен министерством
головной организацией ракетно-космической отрасли
в этой области. В институте была создана специаль-
ная лаборатория, начальником которой был назначен
В.В.Борисов. В ее задачи входила разработка мето-
дологической документации, определяющей порядок
проектирования ракетных комплексов и космических
объектов с учетом эргономических требований, а так-
же внедрение ее в практику работы НИИ и КБ отрасли.
В 1973 г. первым заместителем директора ЦНИИ-
маша по научной части министерством был назначен
член-корреспондент АН СССР (впоследствии академик)
В.С.Авдуевский - крупный ученый в области аэрогазо-
динамики, ранее работавший в НИИТП. Приход Всеволо-
да Сергеевича в институт поднял научный уровень работ
в области аэрогазодинамики и теплообмена и оказал
существенное влияние на решение различных проблем
развития ракетного вооружения и космической техники.
В1985 г. В.С.Авдуевский перешел на работу в АН СССР.
Под научным руководством В.С.Авдуевского и
Л.В.Лескова, опираясь на результаты широкого раз-
вития РКГ и использование ее в научных и народно-
хозяйственных целях, ЦНИИмаш начал проводить
532
Глава 6
всесторонние комплексные исследования физических
процессов, происходящих в условиях невесомости.
Целью таких работ являлось создание прочного науч-
ного фундамента для изучения вопросов теории теп-
ло- и массообмена, физики поверхностных явлений,
фазовых переходов в условиях невесомости. Резуль-
таты исследований предполагалось использовать при
создании особых материалов, чистых лекарственных
веществ, которые сложно получить в земных услови-
ях при наличии гравитационных сил и конвекционных
явлений.
Качественно новым этапом в прогнозировании
развития космонавтики явилась общесоюзная ком-
плексная НИР «Определение перспектив развития ра-
кетно-космической техники на 1976-1990 гг.» (шифр
«Даль»), выполняемая в соответствии с Постановле-
нием ЦК КПСС и СМ СССР № 594 от 9 августа 1972 г.
«О долгосрочном планировании развития отраслей
народного хозяйства» и решениями комиссии Пре-
зидиума СМ СССР по военно-промышленным вопро-
сам № 47 от 16 февраля 1972 г. и № 155 от 13 июня
1973 г. Кооперация исполнителей темы «Даль» со-
ставляла уже свыше 200 научно-исследовательских
и опытно-конструкторских организаций из 25 мини-
стерств и ведомств. Головными исполнителями явля-
лись ЦНИИмаш и 50 ЦНИИКС МО.
В ходе работ по теме «Даль» показана важность
практической реализации принципов унификации и
комплексирования средств РКТ, многоразовости их
применения, необходимости увеличения объема на-
земных испытаний техники и ресурса ее работы; ис-
следованы пути и последовательность внедрения ука-
занных принципов; показана актуальность разработки
и широкого использования в практике НИИ и КБ ме-
тодов и средств машинного проектирования космиче-
ских комплексов и их служебных систем.
В ходе исследований получен ценный опыт со-
вместной работы большой кооперации ведущих на-
учно-исследовательских и проектных организаций
страны по анализу целей и задач развития РКТ на
длительный период, определению облика систем,
технических характеристик, целевой эффективности,
технико-экономических показателей, сроков создания
перспективных РКК; исследованы перспективы разви-
тия отечественной и зарубежной РКТ на 1976-1990 гг.;
разработаны предложения по созданию ряда новых
космических комплексов и систем; представлены
предложения к планам фундаментальных, приклад-
ных научно-исследовательских и проектно-конструк-
торских работ на 1976-1990 гг., одобренные решени-
ями НТО ВПК, Коллегией МОМ, Межведомственной
научно-технической комиссией по космических иссле-
дованиям, НТК МО.
В дальнейшем с 1976 г. прогнозирование и планиро-
вание работ в области космической техники проводились
в ходе общесоюзных НИР «Даль А», «Рубеж», «Интегра-
ция», «Замысел», «Интеграл К», «Моноплан-3» и др.
В процессе прогнозирования перспектив развития
космической техники определялись альтернативы до-
стижения целей и задач, поставленных перед тем или
иным видом техники, выявлялись основные требова-
ния к техническим средствам, основные научно-тех-
нические проблемы и способы их преодоления. Как
оказалось, именно в рамках этого направления ис-
следований стало возможным учесть влияние новых
принципов проектирования (унификации подсистем,
комплексирования задач на одном объекте, модульно-
сти и т.д.) на получаемый его результат, что позволило
сделать выбор эффективного варианта перспективной
программы на 1981-1990 гг. по обобщенным критери-
ям типа «целевая эффективность, стоимость, время».
По мере усложнения условий применения и воз-
растания боевой мощи военной техники в обеспече-
нии ее эффективности все более весомым становился
человеческий фактор. При резком увеличении объ-
емов информации и сокращении времени на приня-
тие решения и выполнение операций традиционный
подход к разработке и эксплуатации сложных воен-
ных и народно-хозяйственных комплексов вступает в
противоречие с возможностями человека-оператора.
Одновременно резко возрастала цена его ошибки. Все
это предопределило острую необходимость развития
таких отраслей знания, как эргономика и инженерная
психология. Раньше наибольшее внимание к этим
дисциплинам традиционно проявлялось при созда-
нии авиационной техники. Однако с начала 1970-х гг.
в ракетной и космической промышленности также
возросла потребность в развитии подобных исследо-
ваний и учете эргономических аспектов при создании
и эксплуатации РКТ. Проблемы обеспечения высо-
кой надежности и эффективности новых ракетных
комплексов стратегического назначения наземного
и морского базирования, развития пилотируемых
космических полетов поставили перед руководством
отрасли задачу создания отраслевой системы учета
эргономических факторов на всех этапах разработки
и эксплуатации РКТ. Для решения этой задачи, в рам-
ках межотраслевой всесоюзной программы работ по
эргономике «Авангард», в 1973 г. согласно приказу
МОМ была определена кооперация ведущих предпри-
ятий отрасли во главе с ЦНИИмашем, которому было
поручено обеспечить комплексность исследований и
разработать систему отраслевой нормативной и мето-
дической документации при тесном взаимодействии
с головными организациями Министерства обороны
(НИИ-4, НИИ-7, ЦНИИ-50 и НИИ-2 МО СССР). Слож-
ность этой проблемы, связанная с особенностями РКТ,
состояла в том, что необходимо было разработать и
свести в единый комплекс исследования и рекоменда-
ции по очень широкому спектру технических средств
533
История развития отечественного ракетостроения
и видов деятельности операторов, работающих с
техникой. На эффективность использования РКТ
влияют все составляющие обеспечения деятельности
операторов: среда обитания и характеристики СЖО,
средства отображения информации и характеристики
СУ, психологическое состояние и уровень подготовки
человека-оператора. Уникальной особенностью си-
стемы эргономического обеспечения РКТ является
необходимость учета таких факторов космического
пространства, как длительная невесомость, глубокий
вакуум и др.
Эти работы явились составной частью межотрас-
левой системы эргономического обеспечения разра-
ботки и эксплуатации ВиВТ. Основной вклад в работы
внесли В.В.Борисов (отв. исполнитель), Л.И.Велиток,
Ю.Б.Попов, Г.С.Летучих, В.В.Суворов, Т.В.Васильева,
З.Н.Карасева и Г.Н.Гринев.
Анализ содержания групп задач, включенных в
указанные виды исследований, координация и согла-
сование их частных оптимальных решений на основе
принципов системного подхода показали, что модели-
рование перспектив развития РКТ целесообразно осу-
ществлять на базе представления ее как системы, со-
стоящей из 5 подсистем; те. с помощью пяти моделей:
-	прогнозно-целевых исследований;
-	проектно-поисковых исследований;
-	исследования ресурсов, потребных для реализа-
ции программы;
-	исследования ресурсов, которыми располагает
исполнитель для выполнения программы;
-	комплексных оптимизационных исследований
по обобщенным критериям типа «целевая эффектив-
ность, стоимость, время».
Комплексная имитационная модель перспективных
разработок РКТ, основывалась на многократном «про-
игрывании» на ЭВМ в диалоге «человек - машина»
большого числа вариантов, отборе из них допустимых,
удовлетворяющих заданному комплексу ограничений
задачи, и выборе оптимального варианта на базе ис-
пользуемого поискового алгоритма. При этом введено
понятие «вариант реализации прогноза», характери-
зующее состояние моделируемой системы посред-
ством выбранного набора показателей. Достоверность
и точность полученных решений обеспечивается путем
учета вероятностного характера используемых данных.
За выполнение в 1960-1970-е гг. цикла работ по
определению перспектив развития РКТ и долгосрочно-
го планирования работ в этом направлении начальник
отдела ЦНИИмаша В.П.Сенкевич и начальник 2 Управ-
ления 50 ЦНИИКС МО генерал-майор МАБорчев
в 1977 г. были удостоены Государственной премии
СССР. Немного позднее за научные и проектные рабо-
ты в области орбитальных станций и PH С.Д.Гришин и
В.М.Суриков также были удостоены Государственной
премии СССР.
Исследования
в области боевой ракетной техники
На основе принципов и прогрессивных техниче-
ских решений по пусковым установкам в середине
1970-х гг. в КБ «Южное» был разработан на замену
комплекса с ракетой легкого класса УР-100 комплекс
МР-УР-100 с ракетой, оснащаемой РГЧ и размещае-
мой в модернизированной высокозащищенной ШПУ.
Проведенные в 1970-е гг. на Семипалатинском по-
лигоне крупномасштабные испытания типа «Аргон» и
«Сдвиг» позволили в условиях, близких к натурным,
проверить на сейсмическую стойкость наиболее важ-
ные технические системы ПУ всех модернизируемых
и вновь создаваемых РК, выявить существенные ре-
зервы прочности стволов шахт, обосновать и внедрить
в ходе дальнейших работ по созданию перспективных
РК РВСН ряд принципиальных предложений по повы-
шению степени защищенности их ПУ в целом. В под-
готовке, проведении и анализе результатов указанных
испытаний следует отметить головную роль отдела
№ 19 ЦНИИмаш (В.М. Макушин, И.Ф. Дмитраков).
Разработанные институтом принципы обеспече-
ния защищенности и индустриализации строительства
ШПУ были в полной мере использованы при создании
УКП полков. Основные технические решения высоко-
защищенных ШПУ и УКП полков ракетных дивизий
были признаны изобретениями, на которые получено
свыше 30 авторских свидетельств.
К числу наиболее важных работ ЦНИИмаш в эти
годы, направленных на повышение боевой готовности
и эффективности группировок РВСН и ВМФ, следует
также отнести исследования в области управления и
связи, которые были развернуты еще в начале 1960-
х гг. (А.И.Судаков) и проводились совместно с рядом
организаций промышленности и МО. При этом в соот-
ветствии с концепцией «сдерживания» основные уси-
лия были сосредоточены на обосновании принципов
построения всей системы СБУ в целом, выработке ПТ
к ее отдельным элементам в обеспечение управления
группировками РК в условиях гарантированного ответ-
ного удара.
Результаты этих исследований нашли воплощение
в предложениях института
по внедрению в работу ка-
налов связи новых инфор-
мационных технологий и
диапазонов радиоволн с
повышенной устойчиво-
стью их распространения
в чрезвычайных условиях,
сложных сигналов и ме-
тодов их цифровой об-
работки с высокими ве-
роятностно-временными
И.Ф. Дмитраков
534
Глава 6
П.П.Кальнин	И.С.Ковнер
характеристиками доведения информации в сложных
условиях. Это позволило обосновать концептуальные
положения, касающиеся принципов построения и на-
правления развития СБУ ракетными группировками
РВСН и ВМФ.
С целью обеспечения возросших требований к точ-
ности оценки возможных летно-технических и габарит-
но-массовых характеристик перспективных БР страте-
гического назначения на жидком и твердом топливе,
обоснования их проектных параметров с учетом вводи-
мых ограничений в институте были развернуты работы
по созданию программ для ЭВМ с использованием
различных математических методов оптимизации мно-
гопараметрических сложных систем применительно к
РВСН. Во многом успешному решению поставленной
задачи способствовало оснащение созданного к этому
времени в институте координационно-вычислительно-
го центра новыми ЭВМ высокой производительности с
большой памятью, а также постоянное взаимодействие
с основными тематическими подразделениями институ-
та, ведущими КБ и НИИ отрасли.
Все это позволило институту уверенно проводить
оценки характеристик ракет с РГЧ ИН в целом, пара-
На основе архивных результатов многолетних метео-
наблюдений ВНИИ гидрометеоизмерений были раз-
работаны методики, ОСТы и другие нормативные до-
кументы по заданию термодинамических параметров
атмосферы и скорости ветра в удобной для расчетов
форме.
Модели атмосферы Земли охватывали диапазон
высот до 120 км. В зависимости от особенностей ре-
шаемых задач использовались как глобальные, так и
региональные модели с представлением среднеме-
сячных или среднесезонных статистических термоди-
намических параметров атмосферы и скорости ветра.
Следует также особо отметить участие института в раз-
работке стандартной модели атмосферы Земли (ГОСТ
4401-73). Наибольший вклад в разработку таких моде-
лей внесли И.С.Ковнер, Ю.П.Лалушкин, П.П.Кальнин.
Прочностные исследования
В связи с тем, что в конструкции системы «Энер-
гия» - «Буран» были использованы ранее не приме-
нявшиеся материалы, новое горючее и двигатели, а ее
компоновка («пакетная» схема с боковым креплением
полезного груза массой порядка 100 т) не имела ана-
логов в отечественном ракетостроении, разработчики
обратились к специалистам ЦНИИмаш за помощью
во внедрении новейших методов проектирования кон-
струкций, расчета их прочности, чтобы избежать оши-
бок, имевших место при конструировании PH Н-1.
Наибольшие проблемы возникли при проектирова-
нии бака горючего центрального блока PH «Энергия».
Конструкция этого бака отличалась от конструкции ба-
ков ранее разрабатывавшихся ракет-носителей рядом
особенностей.
метров их основных систем и
элементов, вести совместные
работы с КБ на начальных эта-
пах формирования облика РК
и осуществлять качественную
экспертизу представляемых
проектных материалов. Раз-
работанный в 1970-е гг. пакет
прикладных программ для
ЭВМ стал основой отраслево-
го фонда алгоритмов и про-
грамм, созданного в 1980-е гг.
при головной роли института.
Необходимо отметить су-
щественный вклад института в
разработку детерминирован-
ных и стохастических моделей
атмосферы Земли и внедре-
ние их в практику работы кон-
структорских бюро отрасли.
Транспортировка
макета бака
«Г» блока «£/»
ракеты-носителя
«Энергия»
с вертолетной
площадки в корпус
КТПИ. 1984 г
535
История развития отечественного ракетостроения
Статические испытания макета блока «А»
ракеты-носителя «Энергия»
Конструктивно подобная модель системы «Энергия» - «Буран»,
выполненная в масштабе 1:10.1979 г.
С большими габаритами бака (длина - около 30 м,
диаметр - 7,7 м; новый конструкционный материал
бака (сплав 1201), еще не апробированный в тонко-
стенных конструкциях в отношении его технологич-
ности и прочности) и такими низкими температурами
(несущий бак «Г», заполненный жидким водородом
(температура -253 °C) ракетная промышленность
до этого времени не сталкивалась. Головным раз-
работчиком блока «Ц» являлся Волжский филиал
НПО «Энергия». Большую помощь проектантам в вы-
работке и обосновании ряда кардинальных положений
оказали специалисты отделения прочности ЦНИИмаш.
С самого начала конструирования центрального
блока все его геометрические параметры определя-
лись исходя из условий обеспечения необходимой не-
сущей способности блока при минимуме его матери-
алоемкости, т.е. при заданных условиях эксплуатации
конструкция должна была быть прочной при мини-
мально возможной массе. Такие конструкции обычно
называются оптимальными.
Методическое и программное обеспечение ре-
шения задач оптимизации параметров конструкции
блока «Ц» было подготовлено специалистами отдела
статической прочности (В.В.Матвеев, В.П.Молчанов,
М.Б.Ерофеев и др.). Они же провели большое число
параметрических исследований, что позволило до-
биться высоких массовых характеристик бака «Г»ука-
занного блока. Полученные результаты показали, что
в составе PH «Энергия» наилучшие массовые харак-
теристики бак имеет при использовании вафельных
обечаек.
К началу испытаний системы «Энергия» - «Бу-
ран» в ЦНИИмаш был накоплен большой опыт по
отработке статической прочности, вибропрочности и
динамики крупномасштабных носителей. Это позво-
лило составить программу исследований и испытаний
системы, объединившую вышеперечисленные направ-
ления работ.
В 1980-е гг. в обеспечение отработки статической
и ресурсной прочности крупногабаритных сборок пер-
спективных изделий в условиях высоких и криогенных
температур создается корпус комплексных темпера-
турно-прочностных испытаний. В его лабораторном
зале площадью 62 х 46 м и высотой 44 м, оснащен-
ном двумя мостовыми кранами грузоподъемностью
50 и 100 т, имелось три рабочих места для испытаний
536
Глава 6
крупногабаритных конструкций
(высотой до 30 м, диаметром до
8 м)- железобетонные боксы с
виброизолированными основа-
ниями.
Первая очередь корпуса
КУПИ была введена в строй в
1982 г., вторая - в 1985 г. На
его стендах были проведены
статические испытания крупно-
габаритных элементов, узлов и
агрегатов центрального блока
Н.Г.Паничкин
ИАКрохин
ААМалинин
ракеты-носителя «Энергия» и их сборок: баков «О»
и «Г», межбакового, хвостового и каркасного от-
секов и др. (Я.Г.Осадчий, С.Н. Сухинин, П.В.Митин,
А.Ф.Сивогривов, Г.Е.Бисярин, А.Е.Горшков, М.Ф. Ни-
китин, В.И.Шевченко).
Было отработано восемь крупногабаритных сбо-
заций не верили в возможность точного определения
динамических характеристик системы «Энергия» -
«Буран» по результатам модельных испытаний (по-
скольку система совершала большое число колебаний
различных форм, причем при низких и очень близких
друг к другу частотах) и настаивали на создании стенда
рок диаметром 8 м и высотой до 13 м при нормаль-
ной температуре и свыше двадцати сборок меньших
габаритов при криогенных температурах. Крупногаба-
ритные отсеки, изготовленные на заводе «Прогресс»,
в районе стартовой позиции на Байконуре для прове-
дения динамических испытаний натурного объекта в
целом. Однако к моменту выхода системы на ЛИ та-
кого стенда не было, а на его создание требовалось
доставлялись на место испытании водно-воздушным
путем: от Самары до Пироговского водохранилища -
речным транспортом, далее - вертолетом, для чего
вблизи территории ЦНИИмаш была построена времен-
ная вертолетная площадка. В корпусе статических не-
пытаний, построенном в 1965 г. и использовав-
шемся в конце 1960-х - начале 1970-х гг. для
отработки отсеков ракеты-носителя Н-1, были
отработаны блок «А», стартово-стыковочный
блок «Я», обтекатель и трубопроводы блока
«Ц», узлы силовой связи блока «А» и ОК «Бу-
ран» с блоком «Ц», а также ряд других сборок
и узлов (А.П.Малышев, И.Г.Смирнов, Э.С. Ши-
мусюк, А. И .Гайворонский, В.В.Матвеев, Д.Л. Чи-
стов, Ю.В.Ульянкин, А.И.Фролов, А.В.Липень,
О.С.Клепиков, ВАНикитина, О.П.Климонов,
М.Ф.Никитин).
Согласно программе не предусматривались
натурные испытания бака горючего централь-
ного блока носителя при захолаживании бака
жидким водородом, а также определение дина-
мических характеристик полностью собранной
системы «Энергия» - «Буран» из-за отсут-
ствия возможности и чрезвычайной сложности
создания необходимых стендов. По первому
вопросу было принято решение отрабатывать
прочность бака горючего при захолаживании
жидким азотом. Для таких испытаний была
создана лаборатория с уникальным сложным
стендом на заводе «Прогресс» (г. Самара), где
и была отработана его прочность.
Более трудным оказался второй вопрос.
Специалисты и руководители некоторых органи-
значительное время и колоссальные материальные
затраты.
ЦНИИмаш под свою ответственность предложил
план определения динамических характеристик систе-
мы «Энергия» - «Буран» на основе испытаний кон-
Вибропрочностные испытания двигателя РД-0120.1987 г.
537
История развития отечественного ракетостроения
структивно подобной ее модели. Институт брал на себя
изготовление и испытание конструктивно подобных
моделей масштабов 1:10 и 1:5. Полученные результаты
теоретических исследований и модельных испытаний
предполагалось положить в основу отработки динами-
ки системы. Вопрос был вынесен на решение Военно-
промышленной комиссии. В результате обсуждения
была поддержана и принята программа отработки ди-
намики и прочности системы «Энергия» - «Буран»,
предложенная ЦНИИмаш. Инициированная институ-
том программа была выполнена полностью, и при ЛИ
замечаний по поводу ее прочности и динамических
характеристик не было.
Создание для системы «Энергия» - «Буран» са-
мого мощного в мире двигателя РД-170 (кислород-
но-керосинового) и двигателя РД-0120 (кислородно-
водородного) было сопряжено со специфическими
проблемами, обусловленными работой материалов
конструкции в водороде, существенными пластически-
ми ее деформациями в рабочих режимах, наличием
перепадов температур от криогенных (-253 °C) до вы-
соких (1000 °C), многоразовостью включения ЖРД, по-
вышенными его виброперегрузками. В целях решения
указанных проблем и оперативного сопровождения
отработки прочности двигателей была создана межве-
домственная бригада специалистов под руководством
А.В. Кармишина. В ее состав вошли представители
ЦНИИмаш В.П.Дегтярев, Н.Г.Паничкин, И.А. Кро-
хин, А.А. Малинин, Б.В.Могильный, В.М.Санников и
др., от КБХА - В.С.Рачук, МАРудис, В.А.Орлов, от
НИИТП - Р.М.Коган, от ЦИАМ - И.А.Биргер, от ИМАШ
АН СССР - В.Т.Алымов и др.
Одна из наиболее сложных проблем возникла при
создании соплового блока двигателя РД-0120, рабо-
тающего в условиях интенсивных тепловых потоков,
идущих к охлаждаемой стенке сопла. Тепловые пото-
ки обусловливали большие температурные перепады,
вызывавшие пластические деформации несущих сло-
ев конструкции, изготовленных из стали 12Х18Н10Т,
высокотехнологичной, стойкой к водородной среде, но
имеющей сравнительно низкий предел текучести. Эти
деформации усиливались при воздействии на сопло
периодической неосесимметричной боковой силы,
появившейся под влиянием нестационарных газовых
потоков в сопле. Все это в конечном итоге приводило
к недопустимому изменению (эллипсности) формы
сопла.
В результате проведенных комплексных экспери-
ментальных и теоретических исследований зависимо-
сти напряженно-деформированного состояния сопла
от режимов его температурно-силового нагружения
с широким варьированием влияющих на это сопло
параметров был найден оптимальный вариант под-
крепления конструкции сопла пятью облегченными
(весом около 30 кгс) бандажами, обеспечивающими
необходимый уровень его жесткостных характеристик.
Был выбран и наиболее благоприятный режим рабо-
ты ДУ. Такое решение проблемы позволило избежать
больших затрат средств и увеличения сроков разработ-
ки двигателя, связанных с заменой стали 12Х18Н10Т
на сталь с более высоким пределом текучести.
Комплекс теоретических и экспериментальных ис-
следований, выполненных в обеспечение прочности
уникальных двигателей системы «Энергия» - «Бу-
ран», явился основой для создания в Минобщемаше
научно обоснованного подхода к отработке прочности
ЖРД нового поколения.
При отработке PH «Энергия» возникла и весьма
сложная задача обеспечения виброударной прочности
многочисленных подвесных ее элементов, в частно-
сти трубопроводов. С этой целью сотрудниками от-
делов вибрационной прочности и ударной прочности
(ААМалинин, В.Г.Старцев, ВАФельдштейн) была
разработана специальная программа, в основу кото-
рой был положен метод имитации в лабораторных ус-
ловиях виброударного нагружения натурных панелей с
подвесными узлами.
Колоссальный цикл исследований по отработке
прочности системы «Энергия» - «Буран», проведен-
ных на созданной в ЦНИИмаш экспериментальной
базе (в т.ч. первые статические испытания крупнога-
баритных сборок, криогенно-статические и ресурс-
ные криогенные испытания узлов и трубопроводов,
вибрационные испытания крупногабаритных сборок),
позволил обеспечить высокую надежность силовой
конструкции системы. Следует отметить, что всего на
экспериментальной базе отделения прочности ЦНИИ-
маш, в лабораториях отделов статической, термоста-
тической, вибрационной и ударной прочности было
испытано 160 натурных сборок, что составляло более
70 % общего объема испытаний в обеспечение проч-
ностной отработки системы «Энергия» - «Буран».
Отметим наиболее принципиальные момен-
ты экспериментальной отработки вибропрочности
PH «Энергия». Ввиду невозможности проведения ис-
пытаний крупных сборок PH «Энергия» (приборного,
межбакового и хвостового отсеков) из-за их гигантских
размеров и огромной массы, институтом совместно с
ВФ НПО «Энергия» был разработан и реализован спо-
соб экспериментальной отработки названных отсеков
с применением специально спроектированных их па-
нелей. Панели содержали типичные штатные узлы кре-
пления подвесных комплектующих элементов и трубо-
проводов, что позволяло определять вибропрочность
соответствующего отсека. На этот способ испытаний
получено авторское свидетельство на изобретение.
В отделе вибропрочности были отработаны мар-
шевые двигатели РД-170 и РД-0120 ракеты-носителя
«Энергия» и объединенная двигательная установка КК
«Буран». Первые испытания РД-170 (1981 г.) и ОДУ
538
Глава 6
выявили большое число их неисправностей (особенно
в части вибропрочности трубопроводов), и разработ-
чикам были даны рекомендации по их устранению.
Повторные испытания сборок подтвердили правиль-
ность сделанных доработок.
За работы по обеспечению конструкционной проч-
ности и требуемого ресурса маршевых двигателей
PH «Энергия» и ОДУ ОК «Буран» четыре сотрудни-
ка отделения прочности (И.А.Крохин, ААМалинин,
Н.Г.Паничкин, В.М.Санников) в 1989 г. были удостоены
звания лауреата Государственной премии СССР.
Исключительно сложной оказалась проблема,
связанная с выдачей исходных данных разработчи-
кам системы управления МКС «Энергия» - «Бу-
ран». Для изготовления ее конструктивно подобной
модели масштаба 1:5 в 1982 г. был построен специ-
ализированный корпус площадью 1500 м2. С целью
изучения особенностей динамического поведения
системы было спроектировано и изготовлено четыре
модели - две методические и две конструктивно по-
добные (в масштабе 1:10 - три модели и в масштабе
1:5 - одна). В успешном выполнении этих ответствен-
ных работ большая заслуга принадлежит В.П. Шма-
кову, Г.Н.Микишеву, В.Г.Степаненко, Ю.Ю.Швейко,
Е.Г.Бедняшину, ГА.Чурилову, Ю.АГорбунову, В.Я. Ябло-
кову, В.С.Кобычкину и др.
Самым существенным результатом эксперимен-
тальных исследований динамических свойств системы
«Энергия» - «Буран» было выявление значительного
влияния люфтов в соединениях нижнего пояса меж-
блочных связей на низшие частоты ее упругих коле-
баний. В конечном итоге была проведена конструк-
торская доработка узлов межблочных связей с целью
уменьшения первоначальных люфтов в их соединени-
ях. Летные испытания системы подтвердили правиль-
ность принятых решений.
К концу 1970-х гг. в нашей стране сложилась до-
статочно стройная система обеспечения вибропроч-
ности конструкций. Практически всеми организациями
отрасли была освоена и внедрена в практику методика
проведения вибропрочностной отработки различных
конструктивных сборок и комплектующих элементов
изделий РКТ (космических аппаратов, ракет-носителей
и их двигательных устано-
вок), позволяющая имити-
ровать эксплуатационные
вибровоздействия, в т.ч.
нестационарного вида, с
помощью гармонических и
случайных колебаний, за-
даваемых современными
электродинамическими и
электрогидравлическими
вибрационными комплек-
сами.
Большую роль в этом сыграли разработанные в
ЦНИИмаш «Нормы вибропрочности» как классов из-
делий, так и их конкретных образцов, «Руководства
для конструкторов по вибропрочности», а также про-
водившиеся регулярно (раз в 2 года) отраслевые кон-
ференции по методам и режимам вибропрочностных
исследований. Все это способствовало повышению
уровня квалификации специалистов отрасли, общему
пониманию проблем, а также выработке единого под-
хода к вопросам экспериментальной отработки вибро-
прочности конструкций РКТ и выбора оборудования
для оснащения экспериментальной базы.
За создание новых методов отработки вибропроч-
ности изделий РКТ группе сотрудников ЦНИИмаш
в 1980 г. была присуждена Государственная премия
СССР (А.И.Войцеховский, В.Ф.Грибанов, ВЯДегтярев,
А.В. Кармишин, А.И.Лиходед, Е.Г.Тонконогий).
Исследование аэрогазодинамики
и теплообмена
В 1970-х гг. было введено в эксплуатацию третье
поколение аэродинамических труб. В 1975 г. были
сданы в эксплуатацию современные транс- и сверхзву-
ковые трубы У-ЗМ и У-4М. Для обеспечения работы
новых крупномасштабных установок было предусмо-
трено создание мощной турбоэксгаустерной станции
на основе чехословацких турбоэксгаустеров с электри-
ческим приводом.
Далее был создан и сдан в промышленную эксплу-
атацию ряд больших аэрогазодинамических установок,
в частности в 1980 г. У-22 - струйная газодинамиче-
ская установка - барокамера с пониженным уровнем
давления и объемом вакуумной части 1000 м3. Такие
барокамеры предназначены для проведения исследо-
ваний струйных моделей с большим расходом рабо-
чего газа через сопла их ДУ, в частности, отработки
газодинамики разделения ступеней ракет в условиях
разреженной внешней среды, газодинамики процесса
разведения элементов боевого оснащения МБР, струй-
ного взаимодействия при маневрировании и стыковке
космических объектов на орбите.
В эти годы были разработаны и изготовлены четы-
ре самые крупные в стране электродуговые установки
(П-1, П-2, У-15Т-1, У-15Т-2) мощностью до 50 МВт,
созданы две лаборатории(физико-химическая и лучи-
стого теплообмена), оснащенные оригинальными не-
стандартными установками для исследования тепло-
физических, термохимических и оптических свойств
теплозащитных материалов в твердой и газовой фазах.
В 1970 г. был разработан новый метод испытания
ТЗМ с использованием кожухного сопла (Ю.А.Лобанов,
Г.Я.Салин). Этот метод позволяет при прочих равных
условиях значительно увеличивать размеры моделей,
539
История развития отечественного ракетостроения
используемых в процессе эксперимента в ЭДУ, вели-
чины давления и теплового потока на их поверхностях
и получать турбулентный режим обтекания модели при
высоких температурах газового потока (Т^ > 4000 К).
Суть метода заключается в следующем. К подогрева-
телю ЭДУ пристыковывается охлаждаемый конический
осесимметричный раструб (кожухное сопло), в который
помещается коническая модель из исследуемого мате-
риала или модель узла ЛА. В зазоре сопла поддержива-
ется либо дозвуковое, либо сверхзвуковое течение.
С помощью кожухных сопел по разработанной схе-
ме исследуются:
-	свойства ТЗМ в турбулентном режиме обтекания
при высоких давлениях и натурном значении напряже-
ния трения;
-	разрушение ТЗМ на моделях простой формы;
-	теплообмен в щелевом зазоре при высоких тем-
пературах и давлениях газа;
-	теплообмен на разрушающейся поверхности ЛА;
-	теплофизические и физико-химические свой-
ства ТЗМ;
-	влияние структуры разрушаемой поверхности
конических моделей на их аэродинамические характе-
ристики и т.д.
В проведении испытаний с использованием кожух-
ных сопел принимали участие ВАЕпураш и С.Л. Зо-
лотарев.
В1973 г. был разработан метод определения коэф-
фициента теплопроводности материалов при темпах
их нагрева тт<350 К/с, основанный на измерении тол-
щины прококсованного слоя, температуры на границе
кокса и исходного материала в случае стационарного
уноса массы ТЗМ в высокотемпературном газовом по-
токе (ГА.Беда).
Были выработаны методики оценки влияния реаль-
ных свойств натурных газовых струй маршевых дви-
гателей на величину донного давления, позволяющие
корректировать результаты испытаний, с моделирова-
нием струй при помощи холодного воздуха. Струйные
испытания проводились также с целью определения
аэрогазодинамического шарнирного момента и нагру-
зок на сопла маршевых ДУ ряда ракет, начиная с УР-
100Н (О.Т.Кудрявцева, Б.С.Кирнасов, В.И.Усков). На
основании рекомендаций,
а	выданных по шарнирному
моменту при полете PH
«Зенит», была изменена
система управления ею с
помощью маршевых дви-
гателей. Также была раз-
Ж	работана эксперименталь-
ная методика измерения
Ж)	аэрогазодинамического
	шарнирного момента на
Б.С.Кирнасов	струйной весовой модели
полной компоновки ракеты с взвешиванием фаль-
шсопла при помощи кольцевых внутримодельных тен-
зовесов (В.И. Лагутин, Т.Н.Домбровская).
Дальнейшее (на больших высотах, Н > 100 км) изу-
чение газодинамики отделения космических ГЧ много-
ступенчатых ракет с учетом влияния струй тормозных
двигателей проводилось в барокамерах (Н.Е.Храмов,
ААБачин).
Работы по выбору аэродинамической компоновки
и определению АГДХ многоразовой космической си-
стемы «Энергия» - «Буран» и ее составных элемен-
тов были начаты в ЦНИИмаш в 1972 г. в рамках темы
«Даль», а затем «Цикл».
Целью работ было определение облика, прогно-
зирование аэрогазодинамических проблем и путей их
решения в процессе разработки таких систем. Работа
проводилась совместно с НПО «Энергия» - генераль-
ным разработчиком МКС «Энергия» - «Буран».
На первой стадии работ велись поисковые ис-
следования возможных аэродинамических компо-
новок МКС параллельной и тандемной схем с раз-
личным количеством и расположением разгонных
блоков, с разными схемами орбитальных кораблей;
ОК типа «несущий корпус» с центральным килем и
раскрываемыми боковыми килями-крыльями (типа
орбитального самолета «Спираль»), ОК самолетной
схемы, а также ОК с парашютно-реактивной систе-
мой посадки. Определялись аэродинамические ха-
рактеристики МКС в широком диапазоне скоростей
при варьировании геометрических параметров ком-
поновок, исследовалась сложная картина обтекания:
были определены области отрывных течений, кото-
рые сопряжены со сложными схемами нагружения
конструкции, появлением больших нестационарных
нагрузок в зазорах между разгонными блоками и 0К.
В 1975 г. расчетно-экспериментальные исследования
по выбору аэродинамической компоновки МКС были
завершены и начались детальные исследования ее вы-
бранного варианта.
Исследования в аэрогазодинамических установках
ЦНИИмаш проводились в основном на моделях мало-
го и среднего масштабов. Полученные результаты впо-
следствии были подтверждены результатами испыта-
ний моделей более крупного масштаба и данными ЛИ
Наибольший объем экспериментальных исследований
был проведен в следующих направлениях:
-	уточнение параметров выбранной аэродинами-
ческой компоновки и определение АДХ системы на
активном участке полета;
-	выбор идеологии спасения и аэродинамической
компоновки спасаемых разгонных блоков «А» на
участке спуска;
-	изучение пульсационных явлений и других осо-
бенностей обтекания полной компоновки МКС и ее со-
ставных элементов;
540
Глава 6
-	изучение аэрогазодинамического воздействия
струй маршевых двигателей и двигателей разделения
МКС на изделие и его элементы;
-	разработка методики, необходимых условий мо-
делирования и определение газодинамических, удар-
но-волновых, пульсационных и тепловых нагрузок на
МКС и стартовое сооружение при старте изделия, вы-
бор устройств уменьшения указанных нагрузок за счет
впрыска воды в струи маршевых ДУ;
-	уточнение аэрогазодинамических нагрузок на
элементы исполнительного варианта компоновки.
В части выбора и уточнения аэродинамической
компоновки МКС и ее составных элементов после
проведения экспериментальных исследований ком-
поновок тандемной и пакетной схем многоразовой
системы с различными числом, размерами и распо-
ложением разгонных блоков были выданы рекомен-
дации по формированию базового варианта системы,
которые были учтены головным исполнителем (РКК
«Энергия»),
После выбора головным исполнителем базового
варианта компоновки ЦНИИмаш активно включился в
изучение его аэрогазодинамики. На моделях масштаба
М 1:200 были определены интегральные и распреде-
ленные аэродинамические характеристики полной
компоновки МКС, исследованы внешние картины об-
текания и течения на поверхности моделей во всех по-
летных диапазонах скоростей и углов пространствен-
ной ориентации изделия (В.И.Лапыгин).
Важными являлись исследования пульсационных
нагрузок на конструкцию многоразовой системы:
были определены локальные зоны с повышенными
пульсациями давления, получены спектральные и кор-
реляционные характеристики пульсаций в межблочных
каналах, в т.ч. при наличии струй двигателей, выявле-
ны и изучены причины возникновения повышенных
пульсационных нагрузок (резонансных колебаний дав-
ления), предложены пути и конкретные устройства их
уменьшения (БЯДаньков, А.П.Косенко).
Обширные исследования были выполнены по из-
учению аэрогазодинамического воздействия на из-
делие и его элементы струй маршевых двигателей и
двигателей разделения МКС. Они велись по четырем
основным направлениям:
-	донное давление, влияние струй маршевой ДУ на
АДХ ОК «Буран» в составе МТКС «Энергия» - «Буран»
на активном участке траектории полета (7 моделей);
-	аэрогазодинамический шарнирный момент мар-
шевых двигателей на активном участке полета МКТС
(9 моделей);
-	выбор схемы и местоположения пороховых дви-
гателей разделения на параблоке и газодинамические
нагрузки на ОК и блоки при отделении ПБ (10 моделей);
-	газодинамическое воздействие струй ПРД на ОК
при отделении ПБ.
Большой объем исследований при наземной от-
работке струйной аэрогазодинамики позволил вы-
дать качественные рекомендации в техническую
документацию НПО «Энергия» на всех этапах проек-
тирования МКС. Наибольший вклад в указанные иссле-
дования внесли Б.С.Кирнасов, В.В.Воронин, В.И.Усков,
О.Т.Кудрявцева, Н.Е.Храмов, Е.М.Калинин.
Для исследования донного давления и его пуль-
саций в кормовой части PH «Энергия» при имитации
струй ДУ с натурными параметрами и внешним обте-
канием кормы на начальном участке траектории была
специально разработана методика моделирования
струй и создан практически новый вариант установ-
ки У-11 (В.В.Кислых, ИАРешетин, В.В.Кудрявцев).
В результате выполненной работы были определены
стационарные и пульсационные нагрузки на донную
часть крупномасштабной модели носителя «Энергия»
(в масштабе 1:50) при числах Маха М<ю= 0,1 0,6.
В связи с изменением первоначально предпола-
гаемой идеологии спуска на Землю боковых ускори-
телей (параблоков, блоков) и состава средств их воз-
вращения, а также сменой различных надстроек на
боковых блоках в процессе эскизного проектирования
рассматривалось влияние на аэродинамику блоков их
положения, длины, формы носовых частей, местопо-
ложения обтекателей системы спасения.
В ходе специальных исследований была изучена
природа возникновения обнаруженных при экспери-
ментах больших боковых сил и моментов и способов
их уменьшения; оценена эффективность рулевых,
щитковых и решетчатых стабилизаторов, предназна-
ченных для надежной реализации полета разгонных
блоков под заданным углом атаки, обеспечивающим
необходимое аэродинамическое качество блока и тре-
буемую боковую дальность полета. Задача определе-
ния АГДХ характеристик и обеспечения устойчивого
полета спасаемого разгонного блока являлась новой,
достаточно трудоемкой и потребовала проведения об-
ширных экспериментальных исследований, результаты
которых впоследствии были обобщены в специальном
выпуске «Справочных материалов по аэрогазодина-
мике» (М.Н.Казаков).
Создание многоразовой космической системы
«Энергия» - «Буран» потребовало от разработчиков
и испытателей материалов, предназначенных для ра-
боты в космосе, значительных усилий. В1970-1980 гг.
были рассмотрены десятки новых материалов, в т.ч.
для узлов трения. С учетом условий эксплуатации к
материалам, покрытиям и смазкам предъявлялись
жесткие требования по температурному диапазону
применения, по рабочей среде, по коэффициенту тре-
ния и износостойкости. Испытания в условиях, имити-
рующих эксплуатационные, проводились в непрерыв-
ном режиме круглосуточно. Из большого числа новых
композиций пластичных смазок и антифрикционных
541
История развития отечественного ракетостроения
материалов были отобраны лучшие, в т.ч. пластичные
смазки, обеспечивающие длительную работу механиз-
мов в вакууме при температурах от -130 до +200 °C.
Эти смазки, новые материалы и покрытия были успеш-
но применены при создании ОК «Буран», ОС «Мир»,
МКС, различных КА (НАЦеев).
Создание водородо-кислородного двигателя
11Д122 для комплекса «Энергия» - «Буран» потребо-
вало разработки новых водородостойких материалов.
В среде жидкого и газообразного водорода было ис-
пытано более 50000 образцов материалов и элементов
конструкций ДУ и топливных систем, что позволило
выбрать материалы для двигателя и сварных соедине-
ний с наиболее стабильными свойствами.
Другой крупной проблемой, вставшей при соз-
дании PH «Энергия», было обеспечение надежной
теплоизоляции криогенных топливных баков. Воз-
никновение термических напряжений в конструкции
приводило к растрескиванию и отслоению ее тепло-
изоляции. Аналогичная проблема долго преследовала
специалистов США при эксплуатации системы «Спейс
Шалл». В результате большого объема исследований
в ЦНИИмаш его сотрудники добились сохранения
целостности теплоизоляции водородного топливно-
го бака и криогенных систем. Значительный вклад в
решение этих проблем внесли В.В.Козелкин, В.Т. Алы-
мов, В.И.Вышванюк, В.Л.Полунин, В.Д.Старинский,
А.И.Казьянин, Ю.Д.Газов, А.Б.Цветков.
Важным направлением исследований в 1970-
1990-е гг. было изучение плазменных образований в
ударном и в пограничном слоях течения, в следе за
телом, а также многофазных струй ракетных двигате-
лей. Интерес к этой проблеме обусловлен в основном
задачами обнаружения ЛА, летящих в плотных слоях
атмосферы с гиперзвуковыми скоростями.
Для их решения были разработаны численные
программы расчета газодинамических параметров
и излучательных характеристик факелов жидкост-
ных и твердотопливных двигателей (Ю.А.Пластинин,
А.В. Родионов, Б.А.Хмелинин, Г.Г.Баула) с учетом
физико-химической кинетики, неравновесных про-
цессов, излучения и фазовых превращений конден-
сированных частиц.
Совершенствование ракет и ББ в 1970-е гг. при-
вело к необходимости исследования их стойкости к
воздействию дождевых и пылевых образований. К
решению этой новой сложной проблемы были привле-
чены десятки организаций страны. Головные функции
при этом были возложены на ЦНИИмаш, где работы
проводились большой группой сотрудников под руко-
водством Ю.В.Полежаева. В результате обобщения об-
ширных экспериментальных данных, полученных при
выполнении работ по проблеме ударно-эрозионного
воздействия пылевых и дождевых образований, были
разработаны не только методики испытаний ТЗМ, но
и расчетные модели оценки элементов ракет и ББ на
эрозионную стойкость.
Большой объем газодинамических испытаний был
выполнен в ЦНИИмаш по обоснованию параметров
стартового сооружения новой ракеты-носителя «Зе-
нит». При научно-методическом руководстве институ-
та и с его участием в НИИХСМ было проведено более
50 крупномасштабных испытаний (М 1:5) СК, подтвер-
дивших разработанную ЦНИИмаш и КБТМ газодина-
мическую схему старта PH «Зенит» с использованием
системы водоподачи, обеспечивающей снижение всех
видов нагрузок на носитель и стартовое сооружение
(Г.В.Кулов, О.Н.Кудрявцев). Натурные пуски ракет по-
казали правильность прогнозируемых нагрузок и вы-
бранных конструкторских решений этого стартового
комплекса, не имеющего аналогов.
В обеспечение огневых технологических испытаний
отдельных блоков и полной компоновки PH «Энер-
гия», помимо доработки стартового сооружения носи-
теля Н-1, были обоснованы оптимальные параметры
наземного комплекса нового типа - универсального
комплекса стенд-старт.
У>ке лабораторные газодинамические испытания
показали преимущества рекомендованной институтом
совместно с НИИТП (в части условий испытания ДУ)
газодинамической схемы УКСС по сравнению со штат-
ным вариантом старта, т.к. при новом его варианте
обеспечивались щадящие режимы воздействия струй
ДУ на сам носитель и стартовое сооружение. Полу-
ченные натурные данные о газодинамических, ударно-
волновых, акустических и тепловых нагрузках подтвер-
дили результаты предварительных экспериментальных
исследований.
В целях обоснования газодинамических схем
и режимов штатного стартового сооружения PH
«Энергия» и УКСС было проведено более 4000 экс-
периментов на лабораторной базе ЦНИИМаш и око-
ло150 экспериментов на стендах крупномасштабной
базы. Были выявлены новые виды процессов, в т.ч.
при функционировании твердотопливных ДУ, такие
как взрывное догорание топлива в замкнутых меж-
струйных объемах, вынесение дискретных пульсаций
из камер сгорания в объем стартового сооружения и
542
Глава 6
др. В результате были разработаны новые методики
моделирования процесса старта PH и пересчета мо-
дельных данных на натурные условия (Б.Г.Белошенко,
ВАХотулев).
Большой комплекс аэродинамических исследова-
ний был проведен также на ударных трубах: рассчита-
ны режимы работы установок У-8, У-8М и У-12, полу-
чены потоки, характеризуемые высокими числами М
за соплом, экспериментально исследованы ударно-
волновые взаимодействия и др. В целом созданная
система наземной экспериментальной отработки газо-
динамики старта позволила при создании уникальных
стартовых комплексов носителей «Зенит» и «Энер-
гия» обеспечить опережающие исследования и выдачу
рекомендаций об оптимизации этих СК. Недооценка
указанных вопросов, допущенная на начальной стадии
проектирования УКСС разрабатывающей организаци-
ей, привела к необходимости переделки и упрочнения
крепления облицовочных плит лотка стенда УКСС в
соответствии с данными ЦНИИмаш.
В 1970-х гг. аэрогазодинамики института обеспе-
чивали необходимыми данными разработчиков ракет
и PH. Научное руководство работами по аэродина-
мике осуществлял ЮАДемьянов, по теплообмену -
НААнфимов.
Разработка новых материалов для РКТ
С развитием космической техники возникла необ-
ходимость исследований поведения материалов в ус-
ловиях космического пространства и создания новых
материалов, обеспечивающих требования разработчи-
ков КА.
Исследования в этом направлении были начаты
еще в 1960 г. в секторе физической лаборатории от-
дела № 32 комплекса № 3 - материаловедения, (на-
чальник сектора - В.В.Козелкин) с изучения Ю.А. Си-
лоновым и Л.П.Латышевой испаряемости материалов
в вакууме. Свыше одного года проводился комплекс-
ный эксперимент с участием НПО им. А.С.Лавочкина,
ЦНИИмаша, ИКИ АН СССР, ИМАШ АН СССР на имита-
торе трения на борту космической станции «Луна-22»
(1974-1975 гг.).
Существенное место в работе отдела в области ра-
диационной физики заняли исследования терморегу-
лирующих покрытий для обеспечения необходимого
температурного режима КА. Комплексное воздействие
УФ-излучения Солнца, протонов и электронов ради-
ационных поясов Земли, атомарного кислорода на
покрытия приводит к существенному изменению их
первоначальных отражательных характеристик. Уве-
личение срока эксплуатации КА до трех и более лет
привело к необходимости решения задачи прогнози-
рования изменения оптических свойств покрытий. В
отделе № 0114 (отдел № 34) к этому времени были
разработаны методики ускоренных испытаний тер-
морегулирующих покрытий. Однако в лабораторных
условиях невозможно было полностью имитировать
комплексные условия их эксплуатации в космосе, по-
этому были продолжены натурные испытания покры-
тий, проводимые ВНИИЭМ, а позже - КБПМ, ЦСКБ
совместно с ЦНИИмашем на спутниках «Молния-1»,
«Экран», «Горизонт», «Зенит», на носителях «Союз»,
станциях «Салют» и «Мир». Полученные результаты
подтвердили данные наземных лабораторных иссле-
дований, те. наличие существенных изменений опти-
ческих характеристик терморегулирующих покрытий в
условиях длительной эксплуатации их в космическом
пространстве.
На основе результатов лабораторных и натурных
испытаний, а также математического моделирования с
учетом воздействия на покрытия различных факторов
В.Н.Васильевым были разработаны методы прогно-
зирования изменения оптических свойств покрытий в
условиях их эксплуатации. Полученные на основе этих
методов оценки изменений свойств покрытий в усло-
виях их эксплуатации хорошо согласуются с результа-
тами натурных испытаний.
Методы лабораторных испытаний и прогнозиро-
вания оптических свойств покрытий при длительном
пребывания аппаратов в космосе в отрасли стандар-
тизированы и используются разработчиками различ-
ных ОКБ при создании космических объектов с дли-
тельным сроком активного существования. Активно
участвовали в разработке лабораторных методов и
проведении испытаний покрытий для изделий отрас-
ли сотрудники сектора А.В.Трушицына, ОКМельник,
В.Н.Игнатьев, В.В.Чижов, С.В.Молчанов.
Различные факторы космического пространства,
особенно повышенная температура и вакуум, оказыва-
ют существенное влияние на поведение материалов в
этих условиях, изменяя их характеристики и вызывая
взаимовлияние отдельных элементов конструкций.
Исследование вакуумно-теплового воздействия на
материалы занимало большое место в деятельности
отдела. В короткий срок была создана уникальная вы-
сокоточная исследовательская база и разработаны ме-
тодики испытаний материалов. Наибольший вклад в эту
работу внесли В.В.Зайцев, ЮАСилонов, В.И.Чистяков,
Э.Я.Попова.
С целью определения испаряемости, газовыде-
ления, конденсации продуктов газовыделения были
исследованы сотни различных материалов: лакокра-
сочные покрытия, эмали, неметаллические конструк-
ционные материалы, ткани, пенопласты, резины, клеи
и др. На основе полученных данных выданы рекомен-
дации по применению материалов на поверхности КА,
снижению их газовыделения и загрязнения оптических
поверхностей КА. Эти рекомендации использованы
543
История развития отечественного ракетостроения
при выборе материалов для вновь создаваемых кос-
мических объектов и предотвращения загрязнений на
станции «Салют» и ОК «Мир».
С1975 г. специалисты отдела № 1114 активно уча-
ствовали в исследованиях материалов для применения
их в конструкциях ряда КА, в т.ч. «Экран», «Горизонт»,
«Меридиан», «Венера», «Вега», «Марс», «Салют»,
«Мир».
Наряду с выбором терморегулирующих покрытий,
материалов, стойких к термовакуумному воздействию,
проведены исследования материалов, твердосмазоч-
ных покрытий и смазок для узлов трения, различных
механических систем и ряд испытаний узлов аппа-
ратов «Вега», «Марс», «Фобос», «Союз», «Мир».
Значительный вклад в эти работы внесли Н.А.Цеев,
Е.Ф.Севастьянов, Ю.Т.Богатых, В.Д.Митрофанов.
В обеспечение функционирования элементов и
систем МКС «Энергия» - «Буран» в отделе был про-
веден большой объем разнообразных исследований.
Особенно следует выделить работу по определению
характеристик поведения материалов при криогенных
температурах и в среде водорода. Наиболее важное
место в работе отводилось исследованиям поведения
конструкционных материалов в среде жидкого водо-
рода, материалов в среде газообразного водорода при
повышенных температурах и обеспечению надежной
теплоизоляции криогенных систем и топливных ба-
ков PH «Энергия». Эти проблемы возникли в связи с
тем, что в среде жидкого водорода при температуре
-253 °C и газообразного водорода происходит охруп-
чивание металлов, и конструкция теряет свои проч-
ностные характеристики. Особенно заметным такое
явление становится при увеличении напряжений в ней.
Создание водородно-кислородного двигателя
11Д122 для комплекса «Энергия» - «Буран» потребо-
вало разработки новых водородостойких материалов.
На водородной базе отдела в среде жидкого и газо-
образного водорода было испытано более 50000 об-
разцов материалов и элементов конструкций ДУ и
топливных систем, что позволило выбрать материалы
для двигателя и сварочных соединений с наиболее ста-
бильными свойствами.
Другой крупной проблемой, вставшей при соз-
дании PH «Энергия», было обеспечение надежной
теплоизоляции топливных баков. Возникновение
термических напряжений в конструкции приводило к
растрескиванию и отслоению ее теплоизоляции. Ана-
логичная проблема долго преследовала специалистов
США при эксплуатации системы «Спейс Шапл». В ре-
зультате большого объема исследований в отделе его
сотрудники добились сохранения целостности тепло-
изоляции водородного топливного бака и криогенных
систем. Значительный вклад в решение этих проблем
внесли В.Т.Алымов, В.И.Вышванюк, В.Л.Полунин,
В.Д.Старинский, А.И.Казьянин, Ю.Д.Газов, А.Б.Цветков.
Техническое обеспечение экспериментальных
установок и систем корпуса осуществлялось замести-
телем начальника отдела В.К.Багрянским, начальни-
ком энергомеханической группы Б.Ю.Юровским и ра-
ботниками группы Н.И.Кирьяновым, Б.А.Шипиловым
и др. Общее и научное руководство направлением
космического материаловедения в ЦНИИмаше со дня
основания этого направления до 1993 г. выполнял
В.В.Козелкин.
Результаты научно-исследовательской деятель-
ности отдела представлены более чем в 450 научно-
исследовательских отчетах, 5 справочниках, 4 руково-
дящих материалах для конструкторов, 115 печатных
работах, 5 ГОСТах и 47 авторских свидетельствах.
На основе полученных данных написан ряд на-
учных работ, защищено две диссертации на ученую
степень докт. техн, наук и шесть - на ученую степень
канд. техн. наук. За вклад в создание РКТ ряд специ-
алистов ЦНИИмаша награжден орденами и медалями
СССР. В.В.Козелкину и В.Н.Васильеву присуждена Го-
сударственная премия СССР.
Работы по обеспечению надежности РКТ
В 1970 г. Комиссия Совета Министров СССР по
военно-промышленным вопросам утвердила план
разработки комплекса нормативно-технической до-
кументации, регламентирующей систему обеспечения
качества и надежности РКК, и комплексный план раз-
вития экспериментальной базы отрасли.
Для разработки основного межотраслевого руко-
водящего документа - «Положения о порядке соз-
дания и серийного производства комплексов» - при
институте была образована рабочая группа, которую
возглавил АГ.Мрыкин. В нее вошли руководители
служб надежности головных отраслевых организа-
ций по надежности и головных предприятий - раз-
работчиков изделий, представители заказывающих
управлений Министерства обороны и его институтов.
Было разработано несколько вариантов положения.
За основу был принят вариант, разработанный отде-
лом надежности ЦНИИмаша (ответственный испол-
нитель - Б.В.Бодин).
Этот вариант отличался тем, что в нем был заложен
программно-целевой подход к организации, планиро-
ванию и обеспечению требуемого уровня надежности
изделий на основе программ обеспечения надежности
и безопасности изделий РКТ, комплексных программ
экспериментальной отработки и программ ЛИ этих из-
делий.
Перечень этапов был определен на основе анализа
отечественного и зарубежного опыта создания ракет-
ной и авиационной техники. При этом было установ-
лено, что ЛИ комплексов проводятся совместно Ми-
544
Глава 6
нистерством обороны и промышленностью. Основной
объем работ на каждом этапе проводился с учетом
обобщения мероприятий по устранению причин недо-
статков и аварий, ранее имевших место при проектиро-
вании и испытаниях ракетных и космических комплек-
сов и входящих в них изделий.
Таким образом, был заложен принцип: если вы-
полнять в полной мере рекомендуемый объем работ
по надежности, то в новых изделиях недостатков и ава-
рий не будет. Следует выделить два аспекта главного
принципа, определяющего, что основой обеспечения
качества и надежности РКТ является всесторонняя и
полная экспериментальная ее отработка: первый -
вопросы обеспечения надежности решать на первых
этапах с применением современных методов моде-
лирования и макетирования для подтверждения рас-
четно-теоретических результатов; второй - весь объем
отработки проводить в наземных условиях с одновре-
менной имитацией различных внутренних и внешних
воздействующих факторов, а при ЛИ - лишь ту отра-
ботку, которая в наземных условиях технически невоз-
можна или экономически невыгодна. В данный вари-
ант положения полностью были включены требования
«Положения ЗКА», введенные С.П.Королевым еще
при изготовлении первого спутника и первого пило-
тируемого корабля, а также специальных положений:
«ПРКК», «П» (что оправдало себя на практике) и об-
щие технические требования заказчиков. Также были
учтены требования саратовского метода обеспечения
качества изделий.
В целях сохранения персональной ответственности
генерального (главного) конструктора за технический
уровень и уровень качества и надежности создаваемо-
го изделия за ним было установлено право «второй
подписи» в решении разногласий, возникающих при
изготовлении опытных образцов изделий. Контроль
за выполнением требований «Положения», которое
после утверждения получило индекс РК-75, и другой
НТД на системе обеспечения надежности РКТ был воз-
ложен на представителей Заказчика, головные органи-
зации отрасли по надежности и службы надежности на
предприятиях.
Несмотря на то, что проект Положения многократ-
но согласовывался с предприятиями и министерства-
ми, принципиальных изменений в его первоначальный
вариант не было внесено. В 1972 г. это Положение
было утверждено коллегией Минобщемаша в качестве
основного обязательного документа по обеспечению
качества и надежности изделий РКТ на предприяти-
ях и в организациях Минобщемаша. В 1973 г. он был
представлен на утверждение в ВПК после согласова-
ния с руководителями 17 министерств и ведомств и
его подписания. Несмотря на многочисленные пре-
пятствия процедурного характера и пересогласования,
Положение РК-75 было утверждено в феврале 1975 г.
как основной межотраслевой руководящий документ.
При этом дано было разъяснение, что в случаях разно-
гласий требований данного Положения и других НТД
(включая стандарты) нужно руководствоваться требо-
ваниями Положения РК-75 до устранения возникших
разногласий.
Для ведения, совершенствования и внедрения По-
ложения РК-75 в ЦНИИмаше в 1975 г. был образован
отдел, который возглавил Б.В.Бодин, один из основ-
ных авторов Положения. За первые два года внедре-
ния документа на предприятиях более 25 министерств
и ведомств в ЦНИИмаш (держатель подлинника до-
кумента) поступило около 35000 запросов по разъяс-
нению отдельных требований и решению разногласий
с военной приемкой в их трактовке применительно к
конкретным изделиям. Следует отметить, что претен-
зий в необъективности ответов к ЦНИИмашу не было
До завершения внедрения в 1978 г. системы обеспе-
чения качества и надежности комплексов, которая к
тому времени получила название «Комплексная си-
стема управления качеством продукции», были раз-
работаны или взаимоувязаны с требованиями Поло-
жения РК-75 дополнительно более 400 отраслевых и
государственных стандартов, в т.ч. государственные
стандарты системы разработки и постановки на про-
изводство военной техники, регламентирующие от-
дельные требования этой системы или касающиеся ее.
Большой вклад в эти работы внесли сотрудники отдела
Т.А.Рогатнева, В.С.Каулин.
С1977 г. головная роль по вопросам исследования
и обеспечения надежности, экспертизы технической
готовности изделий РКТ к летным испытаниям и ко-
ординации этих работ в институте и отрасли была воз-
ложена на созданное в ЦНИИмаше на базе отдела на-
дежности и подразделений анализа наземной и летной
отработки отделение № 3 - отделение надежности и
анализа результатов экспериментальной и летной от-
работки РКК и их изделий. Его руководителями были
В.А.Поляков, ВАКомаров, Ю.Г.Будылов, с 1996 г. -
В.И.Манойло.
Популяризации организационных и научно-ме-
тодических основ создаваемой системы обеспе-
чения надежности способствовал выход моногра-
фии И.Л.Плетнева, АМРембезы, Ю.А.Соколова,
В.А.Чалого-Прилуцкого «Эффективность и надеж-
ность сложных систем. Информация, оптимальность,
принятие решений» (изд-во «Машиностроение»,
1977 г.). Практический опыт внедрения Положения
РК-75, Государственных стандартов, норм отработоч-
ных и производственных испытаний с 1979 по 1983 г.
был обобщен и изложен в 20 томах руководств по
обеспечению надежности изделий РКТ под научной
редакцией В.С.Авдуевского, Н.Г.Бруевича, В.Ф. Гри-
банова, АМРембезы, А.И. Гудименко, И.Н. Садов-
ского, Ю.П.Семенова, Н.А.Семихатова, В.П. Маке-
545
История развития отечественного ракетостроения
ева, Д.А.Полухина, В.Я.Лихушина, Г.М.Чернявского
и др. Ответственными исполнителями отдельных
томов были Б.В.Бодин, А.И.Рембеза, В.С.Сафронов,
В.А.Чалый-Прилуцкий, Ю.А.Пережогин, Г.Н. Крав-
ченко, В.М.Горанский, В.И.Манойло, В.И.Никуличев,
Т.В.Яблонская и др. Эти руководства по обеспечению
надежности широко используются КБ и НИИ отрасли.
Внедрение в практику деятельности всей коопе-
рации предприятий и организаций, участвующих в
создании, производстве и эксплуатации изделий ра-
кетно-космической техники, системы обеспечения их
качества и надежности уже в течение первых 10 лет
дало значительные положительные результаты и по-
зволило:
-	существенно повысить задаваемые государ-
ственным Заказчиком требования к надежности кос-
мических комплексов, несмотря на их усложнение и
фактический уровень более чем на порядок;
-	ужесточить требования к объемам и нормам на-
земной отработки, к контролю качества изготовления
и приемке изделий;
-	снизить в 2 раза число неуспешных пусков PH и
повысить выполняемость целевых задач КА при пер-
вых их пусках;
-	сократить в 1,5-2 раза сроки проведения ЛИ и
количество испытываемых образцов для подтвержде-
ния требований государственного Заказчика;
-	увеличить в 1,5-2 раза сроки эксплуатации ком-
плексов.
Ярким примером эффективности действующей
системы обеспечения качества и надежности изде-
лий является создание и первое летное испытание
МКС «Энергия» - «Буран», научного КА по про-
грамме «Вега», пилотируемой ОС «Мир» и ряда
других объектов.
Методология комплексного планирования экспе-
риментальной отработки изделий и мероприятий по
обеспечению их надежности дополняется экспертизой
проектной и конструкторской документации, всесто-
ронним анализом результатов экспериментальной
отработки изделий, причин, условий и последствий их
отказов и неисправностей на всех стадиях жизненного
цикла.
Разработаны и внедрены в практику работы пред-
приятий отрасли положения, регламентирующие по-
рядок работы с критичными элементами, анализ
нештатных ситуаций, а также видов, последствий и
критичности отказов изделий. Отраслевая методо-
логия ведения работ по надежности и безопасности
совершенствуется как методология управления тех-
ническими рисками с формированием управляющих
воздействий путем лицензирования, сертификации,
страхования, распределения ресурсов, необходимых
для осуществления превентивных мер и устранения
последствий, вызванных отказами в работе РКТ.
Создание и развитие
систем автоматизированного
проектирования - САПР
В мае 1974 г. небольшой коллектив лаборатории
под руководством А.П.Тишина, занимавшийся иссле-
дованием термогазодинамических процессов, оценкой
энергетики двигателей и умевший работать на ЭВМ,
перешел из ЦНИИмаша в его филиал «Агат», где был
организован отдел автоматизации проектирования
В мае 1976 г. это направление работ было передано в
институт, и подразделение А.П.Тишина было возвраще-
но в ЦНИИмаш.
Необходимость сокращения сроков создания объ-
ектов РКТ, снижения материальных затрат на про-
ектирование и изготовление изделий обусловливает
жесткие требования к качеству и гибкости машино-
строительного производства. Осуществление этих тре-
бований стало возможным вследствие широкого
применения средств ВТ на всех этапах производства
изделий: от конструирования до изготовления. В обо-
ронных отраслях промышленности к началу 1970-х гг.
был накоплен большой опыт использования ЭВМ на
различных этапах создания изделий и была поставлена
задача разработки и внедрения в производство авто-
матизированных систем, в частности, систем автома-
тизированного проектирования.
Развитие автоматизации проектирования в отрасли
прошло в несколько этапов. В начальный период боль-
шое внимание уделялось организационным вопросам.
К1978 г. были определены 10 головных предприятий,
занимающихся разработкой САПР изделий основных
тематических направлений. На этих предприятиях соз-
даны специализированные подразделения по САПР.
ЦНИИмаш, в частности, являлся головным предприя-
тием в отрасли и отвечал за координацию и методоло-
гию создания САПР, а также за разработку ее методи-
ческого и программного обеспечения по определению
прочности изделий отрасли, их аэродинамических
характеристик, теплообмена, систем и подсистем ком-
плексного анализа изделий, средств геометрического
моделирования и машинной графики, за ведение от-
раслевого фонда алгоритмов и программ САПР. Глав-
ным конструктором САПР в отрасли приказом мини-
стра был назначен ЮАМозжорин.
С целью осуществления методического руководства
созданием САПР в отрасли, обсуждения направлений
деятельности и ключевых проблем, подготовки обще-
отраслевых планов работ, предложений для министер-
ства и других вышестоящих организаций в 1976 г. при
ЦНИИмаше был организован отраслевой Координа-
ционный совет по САПР, бессменным председателем
которого был ЮАМозжорин. Ежегодно проходило
3-4 заседания совета, одно их них было выездным, для
того чтобы можно было ознакомиться с выполнением
546
Глава 6
отдельных тематических работ по созданию САПР не-
посредственно на предприятиях.
Отраслевой центр автоматизации проектирования
осуществлял координацию работ по созданию САПР
предприятий отрасли, отвечал за общее организацион-
ное и методическое обеспечение этих систем, органи-
зовывал работу отраслевого Координационного совета
по автоматизации проектирования, обеспечивал функ-
ционирование ОФАП САПР, разрабатывал средства
геометрического моделирования и машинной графи-
ки, а также занимался вопросами координации работ
в ЦНИИмаше. На предприятиях отрасли был органи-
зован выпуск отечественных средств автоматизации,
внедрялись автоматизированные рабочие места раз-
работчиков изделий машиностроения и приборостро-
ения. Основными ведущими специалистами отрас-
левого центра автоматизации проектирования были
А.П. Тишин (руководитель), Е.В.Пашков, Г.Н.Шустов,
В.А.Худяков, Ю.М.Золотайкин, Г.П.Шинкин. Е.В.Пашков
в течение 11 лет был секретарем отраслевого Ко-
ординационного совета, с 1987 г.секретарем совета
стал Г.Н.Шустов. За большой вклад в развитие САПР
ЕВ.Пашков в 1985 сбыл удостоен звания лауреата Го-
сударственной премии УССР.
Большой вклад в работы по созданию САПР
был внесен ответственными специалистами: в от-
делениях прочности - Г.И.Колосовым, теплообме-
на - В.Г.Пчелкиной, аэродинамики - А.В. Панасен-
ко, комплексного анализа РКТ - В.М. Суриковым,
В.В.Кузьминым, Г.Е.Максимовым, В.Н.Боровенко,
конструкторских разработок - В.А. Стельмахом.
Одними из центральных вопросов автоматизации
проектирования являлись оснащение предприятий вы-
числительной техникой, разработка средств геометри-
ческого моделирования и машинной графики, созда-
ние прикладных программных средств с последующим
их широким использованием.
Специализированные технические средства авто-
матизации ПКР начали выпускаться в СССР с 1976 г.
Комплекс этих средств состоял из управляющей
мини-ЭВМ со стандартными внешними устройства-
ми (алфавитно-цифровым дисплеем, магнитными
дисками, печатью), а также графического дисплея,
графопостроителя и устройства ввода графической
информации («сколки»). Такой комплекс назывался
автоматизированным рабочим местом. Вместе с «же-
лезом» поставлялось также и системное программное
обеспечение АРМ, которое с точки зрения автомати-
зации ПКР было совершенно недостаточным. В состав
системного ПО первых АРМ входили операционная
система ДОС-400 и программа перекодировки UPO;
ДОС-400 обеспечивала стандартный цикл редактиро-
вания исходного текста - трансляции - компоновки -
выполнения прикладных программ, a UPO выполняла
лишь передачу данных с одного графического устрой-
ства на другое. Непосредственный выход из приклад-
ных программ на графические устройства не был
обеспечен, в связи с чем прикладному программисту
невозможно было создать сценарий графического
диалога, являющегося основой автоматизации ПКР.
Поэтому в рамках подразделения САПР ЦНИИмаша в
1977 г. было создано подразделение под руководством
Г.П.Шинкина с задачами:
-	наиболее полного удовлетворения потребностей
предприятий отрасли в программных средствах для
решения на ЭВМ научно-исследовательских, инженер-
но-технических и проектно-конструкторских задач за
счет отбора, накопления и распространения апробиро-
ванных и хорошо себя зарекомендовавших программ-
ных средств;
-	повышения качества разрабатываемых про-
граммных средств и программной документации;
-	устранения дублирования и сокращения сроков
проведения работ по созданию ПО САПР;
-	обеспечения специалистов-разработчиков ин-
формационно-справочными материалами в области
разработки и использования ПО ЭВМ.
Головным предприятием по созданию и ведению
ОФАП САПР был определен ЦНИИмаш (отдел № 0007,
А-П.Тишин). Целевым образом институту были выде-
лены технические средства, включая вычислительную
и множительную технику, а также спецоборудование
для создания архива программной документации и
машинных носителей.
Для решения поставленных задач в короткий пери-
од были разработаны необходимые нормативно-ме-
тодические и директивные документы, определяющие
порядок комплектования фонда, оформления про-
граммной документации, использования и внедрения
его программ. Было организовано рецензирование
программ, обеспечена работа отраслевой эксперт-
ной комиссии по приемке алгоритмов и программ в
ОФАП САПР. В работе экспертной комиссии, предсе-
дателем которой был назначен заместитель директора
ЦНИИмаша В.Ф.Грибанов, принимали участие ведущие
специалисты института и головных предприятий отрас-
ли. По предложению комиссии принималось решение
о приемке программы в фонд или ее доработке.
Важным этапом в развитии отраслевого фонда
явилось создание на предприятиях отрасли отделе-
ний отраслевого фонда алгоритмов и программ по
автоматизированным системам управления и автома-
тизированным системам управления технологически-
ми процессами машиностроения и приборостроения,
САПР строительных объектов.
ЦНИИмаш возглавил организационно-методиче-
ское обеспечение функционирования этих отделений.
И если необходимость создания фондов алгоритмов и
программ на головных предприятиях отрасли опреде-
лялась директивными документами, то создание таких
547
История развития отечественного ракетостроения
фондов по инициативе НИИ и КБ свидетельствовало
об эффективности проводимых ЦНИИмашем работ в
области фондодержательской деятельности, унифика-
ции программной документации и распространения
передового опыта в области автоматизации ПКР.
Работы по стандартизации РКТ
Согласно приказу министра от 29 апреля 1968 г.
№ 136 при ЦНИИмаше была создана головная орга-
низация по стандартизации - ГОСНУ, которая осущест-
вляла стандартизацию РКТ в стране и обеспечивала
научно-методическое руководство девятью базовыми
организациями по стандартизации различных видов
техники.
Приказом министра № 240 от 11 сентября 1970 г.
(приказ директора № 42 от 10 октября 1970 г.) в ЦНИИ-
маше на базе ГОСНУ создается Центральное конструк-
торское бюро стандартизации, начальником которого
назначается Э.В.Дворецкий.
С образованием ЦКБС работа по стандартизации
и унификации осуществляется на основе научных
методов, опирается на передовые достижения в от-
ечественной и зарубежной практике. Стандартизация
и унификация рассматриваются как способы реализа-
ции принципов системности и преемственности, как
формализованный прием действий, позволяющих со-
кращать временные и материальные трудозатраты на
всех этапах создания РКТ.
Под руководством Э.В.Дворецкого с 1969 по
1978 г. включительно проводятся комплексные НИР,
результатом которых явились:
-	разработка научных основ построения отрасле-
вой системы стандартизации и унификации;
-	разработка общей методологии создания из-
делий с оптимальным уровнем конструктивной пре-
емственности на основе использования стандартных
и унифицированных составных частей;
-	разработка и внедрение в практику методологии
программного перспективного и оперативного плани-
рования работ по стандартизации и унификации в от-
расли и управления этими работами;
-	разработка методов количественной оценки, ана-
лиза и прогнозирования уровня конструктивной пре-
емственности (уровня унификации и стандартизации)
изделий;
-	разработка комплексной системы общих техни-
ческих требований к изделиям ракетной и ракетно-
космической техники;
-	разработка комплексной системы контроля каче-
ства изделий ракетной и ракетно-космической техники;
-	совершенствование состава и повышение ка-
чества действующей системы отраслевых и государ-
ственных стандартов.
В этот период создается комплекс документов,
определяющих отраслевую систему стандартизации:
1.	ОСТ В 92-1.0-72. Отраслевая система стандарти-
зации. Основные положения.
2.	ОСТ В 92-1.2-72. Отраслевая система стандар-
тизации. Порядок разработки и утверждения государ-
ственных и отраслевых стандартов.
3.	ОСТ В 92-1.5-72. Отраслевая система стандар-
тизации. Построение, содержание и изложение стан-
дартов.
4.	ОСТ В 92-1.6-72. Отраслевая система стандарти-
зации. Ведомственный контроль за внедрением и со-
блюдением стандартов.
5.	ОСТ В 92-1.4-72. Отраслевая система стандарти-
зации. Порядок разработки и утверждения стандартов
предприятий.
6.	ОС 92-1-66. Порядок обеспечения предприятий
документацией.
7.	ОСТ 92-0011-67. Порядок внедрения норматив-
но-технической документации на предприятиях мини-
стерства.
8.	ОС 92-0012-67. Перечень нормативно-техниче-
ской документации, разрешенной к применению в си-
стеме министерства.
Помимо перечисленных был разработан еще ряд
нормативных документов, которые в совокупности
позволили обеспечить научно обоснованную упорядо-
ченность работ по стандартизации в отрасли.
В1971 г. в составе ЦКБС создан отдел, на который
возложена задача по разработке методологии созда-
ния изделий с оптимальным уровнем конструктивной
преемственности на основе использования стандарт-
ных и унифицированных решений и конструкций.
Начальником отдела был назначен д.т.н., профессор
В.И.Лукьященко. В отделе сформировалась своя науч-
ная школа, которая разработала научно-практические
рекомендации по созданию унифицированных изде-
лий, включая:
-	обоснование создания многомерных и много-
уровневых и параметрических рядов изделий отрасли
и его практические рекомендации (наибольший вклад
внес к.т.н. Ю.А.Щербаков);
-	методы группового проектирования изделий на
базе создания унифицированных блоков, общих для
всех изделий группы (к.т.н. Э.Г.Семененко);
-	теорию создания многоцелевых изделий на осно-
ве блочно-модульного построения служебных систем
(к.т.н., с.н.с. О.Д.Соколов).
В отделе были разработаны методы задания, оценки
и прогнозирования уровней стандартизации и унифи-
кации. Создаваемые ракеты, КА, наземные комплексы
в 1972-1986 гг. имели уровень унификации 70 %.
Оценка соответствия заданных и достигнутых уровней
стандартизации и унификации обеспечивалась путем
экспертизы проектной и конструкторской документа-
548
Глава 6
ции с выездом экспертных комиссий на предприятия.
Наибольший вклад в развитие и практическую реали-
зацию экспертиз КД внесли Г.В.Фомичев, А.И.Петров,
А.О.Мутафян, МАСалибекян, А.В.Карташов.
В 1975 г. в составе ЦКБС создается отдел науч-
но-технических исследований и технико-экономиче-
ского анализа работ по стандартизации под руковод-
ством Ю.И.Булгакова, впоследствии - Г.Е.Тараскина,
А.И.Петрова.
В работе отдела применяются программные мето-
ды планирования и создается пятилетняя программа
по стандартизации и унификации изделий на пери-
од с 1976 по 1980 г.; разрабатываются специальные
функциональные программы в обеспечение создания
изделий РКТ; усиливается контроль за внедрением
и соблюдением стандартов; качественно улучшается
нормативно-техническое и информационное обе-
спечение предприятий-разработчиков; организуется
ежегодное проведение проверок всех действующих
стандартов с целью определения соответствия их со-
временным требованиям. В постановке и реализа-
ции этих работ участвуют Г.Е.Тараскин, Е.А.Строков,
Г.А.Кинель, В.М.Михин.
В составе ЦКБС с 1971 г. формируется отдел
общетехнических и конструкторских норм во главе с
ЮАМирошниченко. Сотрудники этого отдела выпол-
нили большой объем работ и обеспечили:
-	внедрение на предприятиях отрасли единой си-
стемы КД и контроль за исполнением данной работы;
-	разработку и внедрение на предприятиях единой
системы классификации и кодирования конструктор-
ско-технической информации;
-	разработку и внедрение на предприятиях общих
норм взаимозаменяемости изделий и их конструиро-
вания;
-	разработку ограничений государственных стан-
дартов с учетом специфики изделий РКТ (крепежных
изделий, материалов, покрытий, предпочтительных
чисел);
-	разработку общих технических условий, характе-
ризующих изделия отрасли и единую систему допусков
и посадок.
В 1976 г. создается лаборатория, занимающаяся
теоретическими и проектно-поисковыми работами по
созданию отраслевой комплексной системы управ-
ления качеством продукции и разработке комплекса
НТД по вопросам управления качеством продукции
в отрасли. ЦКБС назначается головной организацией
отрасли по вопросам обеспечения качества изделий
РКТ. Работу в этом направлении в отрасли возглавля-
ет О.Г.Гордиенко. Под его руководством разработана
организационно-методическая база по обеспечению
качества изделий РКТ, включающая в себя:
-	принципы построения системы качества на пред-
приятиях отрасли;
-	основные направления работ по обеспечению
качества изделий и требования к системам качества
последних;
-	комплекс нормативно-технических документов,
регламентирующий модели систем качества, порядок
контроля и оценки этих моделей, методы проведения
работ по обеспечению качества изделий (авторский
надзор, организация работ по устранению дефектов
и т.д.).
Ежегодно осуществлялись контроль и отраслевая
аттестация комплексных СУ качеством продукции
предприятий отрасли, обобщение результатов и раз-
работка рекомендаций по совершенствованию этих
систем. Наиболее существенный вклад в обеспече-
нии качества РКТ внесли Л.П. Чумаков, Л.И.Волкова,
МАВолков, П АГрицюта, Г.З.Давлетшин, В.А. Линник.
С1985 г. лаборатория КСУКП была реорганизована
в отдел, к новым функциям которого добавились:
-	внедрение международных стандартов по обе-
спечению качества серии ИСО 9000 в практику созда-
ния изделий РКТ;
-	развитие работ по сертификации систем каче-
ства;
-	обоснование экономической эффективности ра-
бот по обеспечению качества изделий.
Контролю за внедрением на предприятиях и со-
блюдением выполнения стандартов руководство
ЦНИИмаша и министерство уделяли повышенное вни-
мание. Эти вопросы регулярно обсуждались на Сове-
тах главных конструкторов и коллегиях министерства.
С целью концентрации и развития упомянутых работ в
1980 г. создается лаборатория, занимающаяся вопро-
сами совершенствования методологии и проведения
контроля за внедрением стандартов на предприятиях
отрасли и соблюдением их выполнения. Руководите-
лем лаборатории ВАТучковым организован и про-
веден комплекс работ по анализу причин неполного
соблюдения стандартов, разработаны рекомендации
по обязательному внедрению их в практику создания
изделий РКТ. В то время был налажен учет применя-
емости стандартов при разработке конструкторской и
технологической документации с целью обеспечения
оперативной корректировки документации при внесе-
нии изменений в нее и отмены стандартов.
В 1978 г. начальник ЦКБС Э.В.Дворецкий назна-
чается директором отраслевого Института повышения
квалификации, и одной из ведущих кафедр этого ин-
ститута становится кафедра стандартизации. В ИПК
обучались почти все работники служб стандартизации
отрасли и многие сотрудники ЦНИИмаша.
В настоящее время, несмотря на экономические
и организационные преобразования, происходящие в
стране, созданный многолетним трудом ученых фонд
стандартов и интеллектуальные связи предприятий и
организаций, принимавших участие в их разработке,
549
История развития отечественного ракетостроения
удалось сохранить. Все основные виды работ по стан-
дартизации РКТ сосредоточены в ЦКБС при ЦНИИма-
ше. Они развиваются и адаптируются к новым услови-
ям экономики и международной интеграции.
Предприятия космической индустрии стали члена-
ми многих международных организаций по стандарти-
зации. Это требует адаптации работ по стандартизации
к международным требованиям, поиска новых форм
организации данных работ. Осуществляется большая
работа по гармонизации требований отечественных
стандартов с международными. В России этим зани-
мается вновь созданный отдел ЦКБС - отдел между-
народной стандартизации КТ, который возглавляет
Г.В.Фомичев. Под его руководством налажены дело-
вые контакты со многими зарубежными партнерами
в ИСО, МЭК, НАСА, ЕКА, а ЦНИИмаш стал активным
членом всех международных организаций по стандар-
тизации КТ. В институте сосредоточен фонд зарубеж-
ных стандартов в количестве 44000 документов, мно-
гие из них переведены на русский язык. Созданный
ЦКБС фонд стандартов обеспечивает проектирование,
производство, отработку и эксплуатацию авангардных
образцов отечественной КТ.
Все предприятия ракетно-космической индустрии
принимают активное участие в обновлении и со-
вершенствовании стандартов, и только использова-
ние знаний, опыта, эрудиции работников института и
смежных предприятий ЦКБС смогло поднять их науч-
ный авторитет и обеспечить головную роль в стране по
стандартизации и унификации РКТ.
ГЛАВА 1
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС СТРАТЕГИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ УР-100Н УТТХ
РАЗРАБОТКА СВЕРХЗВУКОВОЙ СТРАТЕГИЧЕСКОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТЫ НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ
ПОДВИЖНЫЙ ГРУНТОВОЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС СТРАТЕГИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ «ТОПОЛЬ»
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС «ВОЕВОДА»
БОЕВОЙ ЖЕЛЕЗНОДОРОЖНЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС «УНИВЕРСАЛ»
СТАЦИОНАРНЫЙ ШАХТНЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС СТРАТЕГИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ «ТОПОЛЬ-М»
МОРСКИЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ Р-29РК. Р-29РКУ Р-29РМУ. Р-39У, Р-39 УТТХ
КОСМИЧЕСКАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЗЕНИТ»
КОСМИЧЕСКАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «СОЮЗ-ФГ»
ВКЛАД ЦНИИмаш В РАЗВИТИЕ СТРАТЕГИЧЕСКИХ ВООРУЖЕНИЙ И СОЗДАНИЕ КОСМИЧЕСКИХ
РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
1980-е годы
О .С.П^лиикми
ОАО «ВПК НПО машиностроения»
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
СОЗДАНИЕ РКСН С МБР УР-1 ООН УТТХ
Комплекс с МБР УР-100Н УТТХ разрабатывался
на основании постановления ЦК КПСС и СМ СССР от
16 августа 1976 г. Основными задачами, решаемыми
при создании комплекса с МБР УР-1 ООН УТТХ, явля-
лись повышение характеристик точности и боеготов-
ности, повышение защищенности комплекса от по-
ражающих факторов ядерного взрыва и повышение
эффективности преодоления ПРО.
Ракета УР-1 ООН УТТХ (с улучшенными тактико-
техническими характеристиками) комплекса по своей
конструкции полностью аналогична ракете УР-1 ООН.
Прирост характеристик обеспечивался внедрением но-
вой системы управления и улучшением характеристик
боевого оснащения ракеты, в т.ч. установкой на ракету
нового комплекса средств противодействия ПРО.
Повышение характеристик стойкости элементов
комплекса к ПФЯВ обеспечивалось принятием ряда
решений в части аппаратуры СУ (бортовой и назем-
ной) и внедрением ШПУ высокой защищенности новой
разработки.
Выпуск маршевых двигателей первой ступени был
освоен Воронежским механическим заводом и фили-
алом Пермского моторостроительного завода име-
ни Я.М.Свердлова. Маршевые и рулевые двигатели
второй ступени выпускались Ленинградским маши-
ностроительным производственным объединением
«Красный Октябрь»; двигатели автономного блока
разведения - Усть-Катавским вагоностроительным
заводом. Компоненты системы управления ракеты со-
бирались на Киевском радиозаводе, заводе имени Та-
раса Шевченко и Харьковском НПО «Электроприбор»
(ныне НПО «Хартрон»), Автономный блок разведения
производился в оренбургском ПО «Стрела».
Летные испытания РК с МБР УР-1 ООН УТТХ про-
ходили на космодроме Байконур с октября 1977 г. по
сентябрь 1979 г. под руководством Государственной
комиссии, которая проводила испытания УР-1 ООН.
Был осуществлен двадцать один пуск ракет УР-1 ООН
УТТХ, из них семнадцать - по программе ЛИ, четы-
ре - в защиту партий серийных ракет. Летные испыта-
ния были завершены с положительными результатами.
Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 17 де-
кабря 1980 г. РК с МБР УР-1 ООН УТТХ был принят
на вооружение. Развертывание комплекса с МБР
УР-1 ООН УТТХ осуществлялось с 1979 по 1984 г., все-
го было развернуто 360 ракет, имевших в своем со-
ставе 2160 боевых блоков. Первоначально РК с МБР
УР-1 ООН УТТХ развертывался путем переоснащения
маршевых ступеней ракеты УР-1 ООН новой головной
частью. Впоследствии развертывались ракеты нового
изготовления в ШПУ высокой защищенности. ШПУ РК
551
Пуск ракеты УР-1 ООН УПХ
Глава 7
Семейство ракет УР-100
Краткие технические характеристики
ра^е.УР-1Л(Ж
и УР-1 ООН УТТХ
Максимальная дальность стрельбы -10000 км
Длина ракеты в ТПК -24,3 м
Максимальный диаметр корпуса - 2,5 м
Тип головной части - РГЧ ИН
Диаметр ТПК-2,9м
Количество боевых блоков - 6
Максимальная стартовая масса -105т
Масса ГЧ-4,3 т
553
История развития отечественного ракетостроения
-^ВсегоББна МБР СССР	-Л-Кол-во ББ на ракетах НПО маш	« Всего ББ на МБР США
Развитие группировки и количество боевых блоков МБР семейства УР-100
с МБР УР-1 ООН были переоснащены в ШПУ высокой
защищенности и в них также были развернуты ракеты
УР-1 ООН УГГХ.
Работы по созданию комплекса были отмечены
Ленинской (ОДБакланов, ГАЕфремов, В.А. Оку-
нев, М.Л.Еф-фа, И.П.Корницкий) и Государственны-
ми (М.С.Казаков, А.И. Кривоносов, М.М. Панкратов,
Н.И. Паникартов, В.Н.Сошин, В.И.Фурсов, Ю.С. Храпо-
вицкий, В.Н.Челомей, А.П. Шпейер, А.Т0кшин, В.М.Ма-
рухин, А.В.Данилов) премиями. Орденом Октябрьской
Революции были награждены И.С.Епифановский,
В.М.Корнеев, А.Н.Кочкин, ЮАКрючков, В.И.Уткин.
Ордена Ленина удостоены А.Ф.Богданов, В.Г.Ивашин и
Д.С.Молодов. ДАТараков и Корзинов были удостоены
звания Героя Социалистического Труда.
РК с МБР УР-1 ООН УПХ находится на боевом де-
журстве до настоящего времени, внося весомый вклад
в группировку РВСН. Ракеты УР-1 ООН УТТХ на сегод-
няшний день находятся на боевом дежурстве без за-
мены ступеней ракетами дольше всех в мире.
Ракетный комплекс с МБР УР-1 ООН УТТХ об-
ладает исключительными характеристиками надеж-
ности. За время его эксплуатации проведено более
150 испытательных и учебно-боевых пусков. Высо-
кие показатели надежности ракеты УР-1 ООН УТТХ и
комплекса позволили продлить сроки их эксплуата-
ции с 10 до 30 и более лет. Столь длительная эксплу-
атация комплекса при сохранении высоких боевых
и технических характеристик осуществлена впервые
в мире. В НПО машиностроения под руководством
генерального конструктора Г.А.Ефремова удалось
реализовать единую комплексную программу на-
учных исследований и ОКР по продлению сроков
эксплуатации.
554
Глава 7
А.И.Киселев
ДАПолухин
Большой вклад в создание ракетного комплек-
са внесли директора завода им. М.В.Хруничева
И.М.Рыжих, А.И. Киселев, руководители Филиала № 1
ЦКБМ В.Н. Бугайский, ДАПолухин, заместители гене-
рального конструктора В.К.Карраск, Я.Б.Нодельман,
В.М.Барышев, Ю.В.Дьяченко, Ю.ГДобровский, ве-
дущие специалисты и инженеры ОКБ Д.Ф.Орочко,
ГАХазанович, Е.Л.Свердлов, Г.Д.Дермичев, Н.И. Его-
ров, Л.Н.Киселев, В.Д.Комаров, С.Н.Маркман, ГН. Пе-
репелицкий, ЮАЦуриков и др.
Серийное производство ракет УР-1 ООН УТТХ на
Московском машиностроительном заводе имени
М.В.Хруничева продолжалось до 1985 г. Это была по-
следняя МБР, выпускавшаяся на предприятии. После
этого Машиностроительный завод им. М.В.Хруничева
полностью перешел на выпуск космической техники.
Следует также упомянуть о том, что, наряду с рабо-
тами над ракетами В.Н.Челомея, завод занимался из-
готовлением третьей ступени для ракеты В.Ф.Уткина
Р-36, регулярно поставляя эти ступени в Днепропе-
тровск.
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
КОМПЛЕКСЫ СТРАТЕГИЧЕСКИХ
КРЫЛАТЫХ РАКЕТ
В ответ на развертывание США крылатых ракет
нового поколения «Томагавк» НПО машиностроения
в качестве одного из средств сохранения баланса стра-
тегических ядерных сил начинает разработку дальней
сверхзвуковой стратегической крылатой ракеты но-
вого поколения. Имея возможность базирования на
атомных подводных лодках, самолетах-ракетоносцах
или наземных средствах, обладая уникальным «интел-
лектом», позволяющим совершать любые маневры на
траектории с точным выходом на заданную цель, эта
ракета на присущих ей высотах полета была бы практи-
чески неуязвимой для средств ПРО.
Постановлением правительства от 9 декабря 1976 г.
НПО машиностроения было определено головной ор-
ганизацией по разработке комплекса авиационного,
морского и наземного базирования с унифицирован-
ной ракетой. В 1977 г. были согласованы ТТЗ на ком-
плексы различных видов базирования, организована
разветвленная кооперация предприятий-соисполните-
лей, согласованы частные задания на системы. Эскиз-
ный проект комплекса морского базирования был
защищен в декабре 1978 г., а комплекса авиационного
базирования - в январе 1979 г.
20 мая 1980 г. на полигоне был проведен первый
пуск крылатой ракеты с наземного стенда. Пусковая
установка была той же конструкции, которая была
спроектирована для ПЛ. Трасса полета обеспечивала
проведение испытаний на все заданные дальности.
Был предусмотрен этап испытаний с погружаемо-
го стартового комплекса. Первый пуск ракеты с ПСК
из подводного положения был произведен 29 января
1982 г. Техническое руководство испытаниями осу-
ществляли в разное время А.И.Эйдис, М.И.Лифшиц,
И.И.Кузнецов. Для государственных испытаний ком-
плекса на Северном машиностроительном предпри-
ятии была переоборудована ПЛ проекта 667А. Пуски
на Белом море проводились по различным трассам
полета.
Для отработки комплекса авиационного базирова-
ния на Таганрогском авиазаводе был переоборудован
самолет Ту-95МС, получивший обозначение Ту-95МА.
В процессе летных испытаний было проведено семь-
десят пусков ракет: пятьдесят - с наземного стенда, с
ПСК и с ПЛ, двадцать - с самолета Ту-95МА.
Испытания сверхдальней ракеты поставили перед
техническим руководством ряд новых задач. Дальности
трассы полигона Капустин Яр было недостаточно для
выполнения программы испытаний. Пришлось произ-
водить на траектории полета от Волги до Балхаша раз-
ворот на 180 градусов - весьма экзотический маневр
для ракеты с большой сверхзвуковой скоростью.
Был проведен пуск и в интересах средств ПВО. Были
задействованы два современных зенитных ракетных
комплекса ПВО. Но даже зная траекторию полета и вре-
мя пуска, при выключенных бортовых средствах защиты
и программы маневрирования КР, ее смогли поразить
противоракетами лишь со второго пуска.
При испытаниях авиационного варианта крылатой
ракеты («Метеорит-А») самолет Ту-95МА с ракетой
на наружной подвеске поднимался с одного из под-
московных аэродромов, уходил в зону пуска ракеты,
выполнял пуск и без посадки возвращался обратно.
Пущенная ракета выполняла полет по замкнутому
маршруту длиной несколько тысяч километров. Ре-
зультаты испытаний подтвердили техническую воз-
можность создания комплексов различных видов ба-
зирования с дальней стратегической крылатой ракетой.
555
История развития отечественного ракетостроения
После принятия международного соглашения о
сокращении стратегических наступательных вооруже-
ний, работа по теме была прекращена. Полученные
в ходе работ опыт и результаты используются в даль-
нейших разработках предприятия. Их актуальность и
эффективность подтверждаются и тем, что за разра-
ботку одной из бортовых систем ракеты Г.А.Ефремову,
А.Г.Леонову, ВАГонтареву, Р.Т.Ткачеву, В.П.Лобжанидзе,
Н.В.Баранову, наряду с сотрудниками ряда других пред-
приятий, была присуждена премия Правительства Рос-
сийской Федерации в области науки и техники за 2001 г.
Ю.С.Соломонов
ОАО «Корпорация «МИТ»
ПОДВИЖНЫЙ ГРУНТОВОЙ РАКЕТНЫЙ
КОМПЛЕКС СТРАТЕГИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
«ТОПОЛЬ» С МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНОЙ
БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТОЙ 15Ж58
Соревнование с США в развитии наступательных
стратегических вооружений продолжалось. Американ-
цы совершенствовали свою МБР «Минитмен», доведя
ее до модификации «Минитмен-3», началась интен-
сивная разработка новой МБР MX с разделяющейся
головной частью с десятью боеголовками и значитель-
но повышенной точностью. Разработка проекта нового
стратегического подвижного комплекса с трехступен-
чатой МБР велась в Московском институте теплотех-
ники по постановлению ЦК КПСС и СМ СССР № 544-
166 от 20 июля 1975 г. Постановлением правительства
№ 668-212 от 19 июля 1977 г. главным конструктором
нового комплекса был утвержден А.Д.Надирадзе,
а также были уточнены требования к ракете. Основ-
ные характеристики этой ракеты, получившей наиме-
нование «Тополь», были определены постановлением
ЦК КПСС и СМ СССР № 668-212 от 19 июля 1976 г.
Как и ранее созданная МБР, ракета «Тополь» была
выполнена по схеме с тремя маршевыми и боевой
ступенями. Для обеспечения высокого энергомассо-
вого совершенства во всех маршевых ступенях было
применено новое топливо повышенной плотности с
удельным импульсом, увеличенным на несколько еди-
ниц по сравнению с наполнителями ранее созданных
двигателей, а корпуса верхних ступеней впервые были
выполнены непрерывной намоткой из органопластика
по схеме «кокон».
Твердотопливные заряды двигателей разработа-
ны в люберецком НПО «Союз» под руководством
Б.П.Жукова (позже объединение возглавил З.П.Пак).
Сложнейшей технической задачей оказалось размеще-
ние на переднем днище корпуса верхней ступени узла
отсечки тяги в органопластиковой силовой конструкции.
В ракете была реализована ранее отработанная схе-
ма органов управления с «вдувом» на верхних ступе-
нях и сочетанием аэродинамических и газовых рулей
БНЛагугин (1927-2010 гг). Ге-
рой Социалистического Труда.
В 1987—1997 гг. - генеральный
конструктор и директор МИТ.
Д.т.н., профессор. Лауреат Ле-
нинской и Государственной пре-
мий.
Межконтинентальная баллистическая ракета 15Ж58 в цехе
556
Глава 7
на первой ступени. В отличие от
ранее созданных ракет, параме-
тры двигателя боевой ступени
определялись не потребностя-
ми процесса разведения ББ
или элементов комплекса пре-
одоления ПРО, а повышенными
требованиями по точности по-
паданий. Исходя из точностных
требований боевому блоку была
придана более обтекаемая фор-
ма, соответствующая снижению
баллистического коэффициен-
та почти вдвое по сравнению с
ББ предшествующей МБР. Спе-
циальный боезаряд создан во
Всесоюзном НИИ эксперимен-
тальной физики под руковод-
ством главного конструктора
С.Г.Кочарянца.
После заключения в мае
1979 г. советско-американско-
го договора ОСВ-2 требования
Постановления по выполнению
международных договоров до-
полнительно были конкретизи-
рованы Решениями Комиссии
при Совете Министров СССР
по военно-промышленным во-
просам. При разработке новой
ракеты наряду с безусловным
выполнением положений До-
говора ОСВ-2 требовалось вы-
полнить более высокие требо-
вания по дальности и точности
пусков, по повышению надеж-
ности и удобства эксплуатации.
При этом учитывалось, что по-
ложения Договора фактически
исключают возможность оснащения ракеты «Тополь»
развитыми средствами преодоления ПРО или РГЧ.
Пусковая установка смонтирована на шасси се-
миосного тягача МАЗ-7912 (позже - МАЗ-7917)
Минского автозавода с двигателем Ярославского мо-
торного завода. Главный конструктор ракетовоза -
Б.Л.Шапошник. Подвижный пункт боевого управления
МБР «Тополь» размещен на базе четырехосного ав-
томобиля MA3-543M. Эти агрегаты созданы под ру-
ководством В.М.Соболева и В.А.Шурыгина. Серийное
производство СПУ развернуто на заводе «Баррикады».
Система управления - автономная, инерциальная.
Бортовая аппаратура СУ также отвечала требованиям
по улучшению точности за счет применения более чув-
ствительных акселерометров, БЦВМ с большими воз-
можностями, позволившим применить вместо функци-
Самоходная пусковая установка боевого грунтового
ракетного комплекса «Тополь» на испытаниях
онального метода наведения более гибкий терминаль-
ный метод. Вместо заранее записанного на магнитофон
каталога полетных заданий для пуска по определенному
числу целей с плановых точек старта наземная аппарату-
ра системы управления обеспечивала расчет полетного
задания по вновь заданной цели с любой точки маршру-
та непосредственно на АПУ. Для обеспечения повышен-
ной точности пусков на маршрутах боевого патрулиро-
вания АПУ производилось предварительное уточнение
местных геодезических параметров с использованием
вновь разработанной специальной машины геодезиче-
ского обеспечения. СУ создавалась под руководством
главного конструктора НАПилюгина. Разработка за-
вершена под руководством генерального конструктора
и директора московского НПО автоматики и приборо-
строения В.Л.Лапыгина.
557
История развития отечественного ракетостроения
Самоходная пусковая установка перед пуском ракеты
Одной из систем, обеспечивающей решение этой
принципиально новой и важной задачи, являлась си-
стема подготовки данных на пуск. На всех РК, разра-
ботанных ранее как у нас в стране, так и за рубежом,
аналогичных систем не было. Первым комплексом, на
котором была реализована такая система, стал ПГРК
«Тополь».
Большую лепту в отработку комплекса внесли
представители Заказчика, технический уровень подго-
товки которых позволил не только выявить ряд ошибок
в работе системы, но и выдать ценные практические
предложения, улучшающие эксплу-
атационные характеристики ком-
плекса. Замечания, выявленные в
ходе испытаний, были устранены,
и в конце 1986 г. система была
принята в боевую эксплуатацию.
В результате комплексной реа-
лизации всех этих мероприятий и
усовершенствования аппаратуры
системы прицеливания удалось
более чем вдвое улучшить точ-
ность пусков ракеты «Тополь» по
отношению к ранее разработанной
ракете.
«Тополь» - подвижный грунто-
вый ракетный комплекс с твердо-
топливной трехступенчатой МБР, имеющей моноблоч-
ную ГЧ со специальным боезарядом. Максимальная
дальность стрельбы ракеты - 10000 км. Длина раке-
ты - 21,5 м. Максимальный диаметр корпуса -1,8 м.
Стартовая масса - 45 т. Серийное производство раке-
ты было организовано на Воткинском машинострои-
тельном заводе.
При разработке новой ракеты наряду с безуслов-
ным выполнением положений Договора ОСВ-2 требо-
валось выполнить более высокие требования по даль-
ности и точности пусков, по повышению надежности
Пуск и первые секунды полета межконтинентальной баллистической ракеты 15Ж58
558
Глава 7
и удобства эксплуатации. При этом учитывалось, что
положение Договора фактически исключают возмож-
ность оснащения ракеты «Тополь» развитыми сред-
ствами преодоления ПРО и РГЧ.
Совместные летные испытания ракеты «Тополь»
начались 8 февраля 1983 г. пуском на полигоне Пле-
сецк. Этот и два последующих были произведены из
переоборудованных шахт стационарных РТ-2П. В
дальнейшем испытания проводились с самоходной
пусковой установки. Опытные пусковые установки на
шасси 7912 прошли полный цикл испытаний. По тре-
бованию Заказчика Минским заводом колесных тя-
гачей было создано шасси 7917, на котором кабина
командира была смонтирована впереди АГК, что уве-
личило обзорность и безопасность движения СПУ на
маршруте. В ходе летных испытаний «Тополя» имели
место только три аварийных пуска.
По результатам в целом успешного хода испыта-
ний 28 декабря 1988 г. было принято постановление
правительства № 1275-3400 о серийном производстве
«Тополя». Первая часть, вооруженная комплексами
«Тополь», заступила на боевое дежурство в районе
г. Йошкар-Ола 23 июня 1985 г. Общее число пусков,
проведенных до официального принятия комплекса
на вооружение, превысило 36. Комплекс был офици-
ально принят на вооружение 1 декабря 1988 г.
Ракетный комплекс «Тополь» обладает уникаль-
ными качествами. При его создании применены вы-
сокие технологии, новейшие разработки отечествен-
ной науки и техники. Оборудование и аппаратура
комплекса постоянно дорабатывались, заменялись
более перспективными изделиями. 28 апреля 1987 г.
на боевое дежурство был поставлен ракетный полк
комплекса «Тополь» и мобильным полковым ко-
мандным пунктом, а первый полк с усовершенство-
ванным мобильным ПКП встал на боевое дежурство
27 мая 1988 г.
Поступление нового грозного оружия в советские,
а затем российские войска продолжалось до 1994 г.
За этот период в РВСН было развернуто около 350 ав-
тономных пусковых установок подвижных грунтовых
ракетных комплексов «Тополь».
Массовое развертывание «Тополей» обеспечива-
ло отечественной стратегической ракетной группи-
ровке наземного базирования высокую живучесть в
условиях превентивного ядерного удара противника
за счет выживаемости ПГРК «Тополь». Выполнение
исследования и пуски ракет подтверждают правиль-
ность технических решений, заложенных в конструк-
цию элементов комплекса и их высокую надежность.
Выполнение работы по продлению сроков эксплуата-
ции ракетных комплексов «Тополь» (а также плани-
руемое продолжение ОКР) обеспечат возможность
нахождения на боевом дежурстве этого комплекса до
2016-2018 гг.
РАЗВИТИЕ РАКЕТНОГО ПРОИЗВОДСТВА
НА ВОТКИНСКОМ ЗАВОДЕ В 1980-е гг.
ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТЫ «ТОПОЛЬ»
В конце 1970-х гг. Воткинский завод приступил к
освоению новой межконтинентальной твердотоплив-
ной ракеты для подвижного ракетного комплекса «То-
поль». Новая ракета была выполнена по схеме с тре-
мя маршевыми и боевой ступенями, с новым, более
эффективным, топливом. Корпуса верхних ступеней
впервые были изготовлены непрерывной намоткой по
схеме «кокон».
При освоении и серийном производстве новых ра-
кет специалистами завода решались многочисленные
сложные технические вопросы, и, в частности, по вне-
дрению новых материалов и принципов их обработки.
Перечислить все творческие находки боткинских инже-
неров в рамках статьи не представляется возможным:
в 1960-1980-е гг. Комитет по делам изобретений и
открытий СССР выдал заводчанам 560 авторских сви-
детельств. Упомянем только некоторые из прогрессив-
ных технологий, разработанных на Воткинском заводе
в 1980-е гг.
Именно в это время были созданы первые, наибо-
лее сложные пресс-формы с резьбовыми вставками,
знаками для арматуры и т.д. Для изготовления деталей
питающих установок потребовались заготовки из брон-
зы БрОСН 10-2-3 высокой плотности. На механически
обработанных поверхностях деталей, работающих под
высоким давлением, не допускались ни раковины, ни
малейшая пористость. Эти требования были обеспече-
ны технологией плавки бронзы в индукционной печи
(вместо газового горна, применявшегося ранее) и за-
ливки заготовок в графитовый кокиль.
Дальнейшее развитие получило оболочковое литье.
Для ТПК ракет требовались отливки опорных крон-
штейнов и плит из легированной стали 12ДХН1МФЛ.
Получали их с Волгоградского завода «Баррикады»,
где они изготовлялись литьем в песчаные формы.
Причем качество было низким. Назрела необходи-
мость организовать собственное производство. Фор-
мовочная смесь, предназначенная для чугунного ли-
тья, не могла дать качественную поверхность стальных
отливок. Тогда было решено осваивать изготовление
кронштейнов оболочковым литьем. Получение стали с
низким содержанием углерода возможно было только
с использованием чистых шихтовых материалов и при-
менением индукционной печи емкостью 1 т. А изготов-
ление плиты - самой крупногабаритной отливки -
потребовало принципиально нового подхода. Ввиду
больших габаритов ее невозможно было полностью
изготовить на участке оболочкового литья. Поэтому
559
История развития отечественного ракетостроения
Самоходная пусковая установка комплекса «Тополь» после пуска ракеты
было принято решение изготовление форм произво-
дить в основном корпусе чугунолитейного цеха, а за-
ливку - на участке оболочкового литья.
Дальнейшее развитие получил цех спецвидов ли-
тья. Для обеспечения потребности в титановом литье
была установлена новая вакуумная печь модели 833Д,
которая позволила охватить всю номенклатуру титано-
вых отливок для изделий «Пионер» и «Тополь». Под
руководством старшего мастера цеха Б.М.Чернина,
ставшего позже заместителем главного металлурга, в
это же время была освоена значительная номенклату-
ра сложных тонкостенных стальных отливок методом
литья по выплавляемым моделям.
Одной из проблем кузнечного производства в 1980-
е гг. было изготовление деталей с тонкими протяжен-
ными полками типа фитингов, лопаток и др. Получать
их без припусков на механическую обработку, как это
требовалось по КД, на обычном кузнечно-прессовом
оборудовании невозможно. Решение было найдено
в создании изотермических прессов, использовав-
ших т.н. эффект сверхпластичности. В конструкцию
гидравлического пресса встраивали изотермический
блок, осуществляющий нагрев штампа до температуры
деформации металла и поддерживающий ее в течение
всего рабочего цикла. Затем заготовка, нагретая до
температуры деформации, закладывалась в штамп, и
весь период деформации шел при постоянной опти-
мальной температуре. Металл заполнял тончайшие по-
лости, чего невозможно добиться на обычных молотах
и прессах.
Поскольку заводской изотермический пресс был
одним из первых в России, а по процессу изотермиче-
ской штамповки, как и по многоплунжерной штампов-
ке, не было еще никаких руководящих материалов, до
всего приходилось доходить опытным путем. К при-
меру, поставленный изотермический блок обогревался
электроспиралями сопротивления. Они часто горели,
блок выходил из строя. Начальник бюро ВААрафалов
(впоследствии главный металлург) совместно со спе-
циалистами ОГЭ применил индукционный нагрев то-
ками промышленной частоты, использовав в качестве
источника тока сварочный трансформатор. Блок стал
работать стабильно.
Освоение алюминиевых заготовок не обошлось и
без других сложностей. Несмотря на то, что авиацион-
ная промышленность поставляла широкий ассортимент
алюминиевых профилей, имелась довольно большая
номенклатура мелких деталей. Заказывать их было
невыгодно из-за малой потребности (на металлурги-
ческих предприятиях существовала минимальная, т.н.
монтажная норма поставки). Тогда на заводе создали
свой горизонтальный гидравлический пресс на осно-
ве термопластавтомата. Его доработали, и из круглой
алюминиевой заготовки через фильеру выдавливали
560
Глава 7
(экструдировали) разнообразные алюминиевые про-
фили длиной до 1,5 м, которые потом нарезали на де-
тали. Оснастка была довольно простой. Поэтому было
выгодно изготовлять небольшие партии.
Предприятие стало изготавливать на своих площа-
дях и заготовки для кольцевых алюминиевых деталей
сложного профиля. Их в изделиях было большое ко-
личество, и неритмичная поставка покупных заготовок
и раскатных колец порой сдерживала производство.
Руководство завода приняло решение установить две
профилегибочные (ПГ-4 и ПГ-25) и мощную стыкос-
варочную машины, что позволило обеспечить произ-
водство гнуто-сварными алюминиевыми заготовками.
Для внедрения технологии изготовления крупнога-
баритных поковок до 100 кг был закуплен трехтонный
молот и две газомазутные печи. А также создан участок
многополостной штамповки на базе двух многоплун-
жерных прессов. В заготовительном цехе создали уча-
сток резки и предварительной мехобработки заготовок
из высокопрочных сталей. В итоге с завершением до-
оборудования нового пролета кузнечного цеха, а также
выполнения всех мероприятий по литейному производ-
ству, описанных ранее, у завода появились технологиче-
ские возможности для изготовления практически всех
видов наиболее прогрессивных и точных заготовок.
Кроме того, понадобился сопловой вкладыш с на-
ружным диаметром 473 мм и внутренним 371 мм.
Масса заготовки достигала 100 кг. Изготовить ее из
сплава ВНДС-1 было невозможно, т.к. спрессованную
заготовку столь больших размеров и массы не извлечь
вручную из резинового чехла и не переложить на под-
дон для спекания, не разрушив ее.
Тогда Институт проблем материаловедения АН УССР
совместно с ЦНИИМ создал аналог ВНДС-1 - псев-
досплав АВМГ-1 (вольфрам-медь) - и технологию
его изготовления. Отличие состояло в том, что смесь
вольфрамового и медного порошка набивали в разо-
вую форму, выточенную из графита. Заготовку в
пресс-форме одновременно нагревали и прессовали
по определенному совмещенному режиму в гидрав-
лическом прессе, оборудованном индукционным на-
гревателем. После охлаждения графитовую форму
разрушали и извлекали спеченную и пропитанную за-
готовку, которую затем передавали на механическую
обработку и контроль.
Первые заготовки изготовляли на небольшом экс-
периментальном участке института в Киеве. В Воткин-
ске нужно было создать промышленное производство.
Дело в том, что для изготовления обоих псевдосплавов
применялось однотипное оборудование, но совмещать
процессы было нельзя, т.к. для ВНДС-1 недопустимо
попадание меди.
Все нестандартное оборудование для нового участ-
ка было изготовлено на Воткинском заводе. Но нужен
был гидравлический пресс усилием 1000 тс со сто-
лом, имеющим нижний поджим и размеры не менее
1,0 х 1,0 м. Из всех изготовлявшихся в стране прессов
этим требованиям отвечала только уникальная машина
для прессования картона. Было запланировано изго-
товление одного такого пресса, и Госплан уже выделил
его Министерству целлюлозно-бумажной промыш-
ленности. Заводские специалисты через МИТ и Ми-
нистерство обороны добились специального решения
Комиссии Президиума Совета Министров СССР по
военно-промышленным вопросам о передаче пресса
Воткинскому заводу. Участок был создан в течение
полугода. Наиболее сложной оказалась отладка обору-
дования индукционного нагрева. Ее осуществили под
руководством заместителя главного энергетика завода
Б.М.Михайлова.
Участок изготовления вольфрамовых вкладышей
горячим прессованием из псевдосплава АВМГ-1 был
признан образцовым, экспонировался на всесоюзной
выставке. За его создание завод был удостоен дипло-
ма ВДНХ, а активные исполнители награждены меда-
лями ВДНХ, в т.ч. двумя золотыми.
При изготовлении «Тополя» впервые были приме-
нены кольцевые заготовки из стали СП28, диаметр ко-
торых достигал 1500 и более миллиметров. Появились
и новые марки стали - СПЗЗ, ЭИ-712. Кольцепрокат-
ный стан проверенного поставщика - Кулебакского за-
вода - не обеспечивал получение заготовок таких диа-
метров. Поэтому расширилась география поставок. В
кооперацию вошли Нижнетагильский металлургиче-
ский комбинат и Таганрогский металлургический за-
вод, имевшие более мощные кольцепрокатные станы.
Позже удалось наладить связи с заводом в Ленин-
граде, который имел оборудование для производства
кольцевых заготовок из углеродистых сталей и стали
ЭИ-712: плавильные агрегаты, кузнечные прессы и
раскатной стан. Часть номенклатуры перевели туда.
При этом избавились от сложной кооперации с тремя
заводами и перевозок между ними. Но понадобилось
согласовать новую документацию и провести испыта-
ния первых деталей.
Кольцевые заготовки из алюминиевых и титановых
сплавов диаметром от 400 до 2000 мм, необходимые
для изготовления силовых деталей, в основном шпан-
гоутов различных отсеков (приборных, агрегатных,
соединительных и пр.), выпускали металлургические
заводы МАП. Для их получения требовалось пройти
сложную систему согласования. Вначале в 1 Главное
управление МОП с просьбой ходатайствовать перед
Министерством авиационной промышленности о вы-
даче указания заводу на согласование технической до-
кументации. Затем с письмом МОП - в Главное управ-
ление МАП, которое определяло завод-изготовитель и
выдавало ему письменное указание. Только после это-
го можно было отправляться на завод согласовывать
чертеж заготовки и технические условия на поставку.
561
История развития отечественного ракетостроения
Обитаемая установка «Атмосфера-20» для сварки титановык деталей и сборок в среде аргона
География поставщиков была такова: Куйбышевский
(ныне Самарский) металлургический завод, Каменск-
Уральский, Чебаркульский, Кулебакский, Верхне-Сал-
динский, Красноярский заводы, Ступинский завод в
Московской области. Однако имеющаяся у них техноло-
гия кольцевой раскатки не позволяла изготовлять алю-
миниевые кольца диаметром до 500 мм. Их изготовля-
ли только из поковок. Куйбышевский металлургический
завод освоил т.н. маслоты: штамповки в виде стакана
диаметром от 450 до 700 мм, который потом разре-
зали на штучные заготовки. А для диаметров от 200 до
450 мм этот же завод изготовлял прессованные трубы.
Один из уникальных проектов в механической об-
работке - создание на Воткинском заводе цеха по про-
изводству питающих установок (ПУ). В конце 1970-х гг.
производство ракет зачастую сдерживалось из-за за-
держек их поставки заводом-смежником. Для выхода из
создавшегося положения приказом Министерства обо-
ронной промышленности № 194 от 9 апреля 1980 г. было
принято решение передать производство ПУ на Воткин-
ский завод. Перед коллективом была поставлена трудная
задача: освоить производство непрофильной продукции
- сложных высокоточных гидравлических изделий.
Работа началась с командировки группы специ-
алистов завода на Ковровский электромеханический
завод и Сарапульский электрогенераторный для из-
учения опыта по изготовлению питающих установок
и рулевых приводов. На КЭМЗ основная ставка была
сделана на мастерство отдельных высококвалифи-
цированных рабочих - «умельцев». Поэтому про-
изводство ПУ сдерживалось не только техническими
вопросами, но и субъективными факторами. Директор
завода В.Г.Садовников поставил задачу отработать КД,
технологию и оснастить производство таким образом,
чтобы не зависеть от «умельцев».
В итоге был построен специальный цех с повы-
шенными требованиями к чистоте и температурному
режиму рабочих помещений. В корпусе установили
высокоточное оборудование, спроектировали и из-
готовили несколько тысяч наименований оснастки
и инструмента, более 20 ед. специального стендово-
го оборудования. Производство ПУ стало доступно
обычным квалифицированным рабочим. Проблема
комплектации рулевых приводов изделий «Пионер»
и «Тополь» была решена. А Воткинский завод сделал
качественный шаг вперед в росте квалификации техни-
ческих специалистов и рабочих.
Еще один уникальный проект - создание един-
ственной в своем роде обитаемой сварочной камеры
«Атмосфера-20», где в среде инертного газа (аргона)
ведется электродуговая и плазменная сварка. Камера
была спроектирована инженером-конструктором от-
562
Глава 7
Самоходные пусковые установки « Тополь» на Красной площади
дела 132 В.М.Матаковым, изготовлена и собрана на
заводе. Данный комплекс позволяет выполнять свар-
ные соединения высокого качества. За время его экс-
плуатации освоена сварка всех деталей и сборок ракет
из титановых сплавов ВТ6, ВТ20, ОТ4. В настоящее вре-
мя в России аналогичных комплексов не более трех.
В 1981 г., с ростом объемов производства ГЧ,
сварочные участки были оснащены дополнитель-
но. Освоена сварка продольных швов алюминиевых
сплавов сжатой дугой, а также электронно-лучевая
сварка кольцевых швов алюминиевых сплавов. При
этом электронно-лучевая сварка алюминиевых спла-
вов АМг-5 применена впервые. Через год была при-
обретена электронно-лучевая установка ЭЛУ-10. Она
позволяет сваривать изделия диаметром до 800 мм и
длиной до 2000 мм. Имеет три люка и две пушки типа
ЭП-60/10-М. На третий люк было решено установить
пушку от энергетического комплекса У-250. А еще
через год в лаборатории сварки ОГТ был организо-
ван участок электронно-лучевой сварки на установке
СА-451, оснащенной системой ЧПУ «Маяк-500».
В программе задаются ток фокусировки, ток луча, ско-
рость сварки, нарастание тока луча и его спад, количе-
ство оборотов (в градусах). Можно задавать амплитуду
и ширину импульсной модуляции.
Сборочно-снаряжательная база оснащалась самым
прогрессивным оборудованием, в т.ч. стендами для
всестороннего контроля ракет перед отправкой в экс-
плуатацию. Открыты новые рабочие места, что позво-
лило обеспечить плановый выпуск ракеты «Тополь».
В 1982 г. совместно с ИжНИТИ «Прогресс» ор-
ганизован участок штамповки металлов взрывом.
С момента образования участка были разработаны
и освоены технологические процессы изготовления
свыше 200 наименований крупногабаритных деталей
типа днищ, эллипсоидов, диафрагм из плоских загото-
вок диаметром до 2500 мм и толщиной 14 мм, а также
деталей типа обечаек с прямоугольной и криволиней-
ной образующей диаметром до 1000 мм и высотой до
1800 мм. Обработка взрывом позволила отказаться от
применения уникального прессового оборудования,
получить цельноштампованные конструкции, снизить
стоимость технологического оснащения в 2-4 раза.
В ноябре 1984 г., еще до завершения испытаний
«Тополя», после пуска контрольного изделия от се-
рийной партии, началось его серийное производство.
«Тополь» стал основным видом вооружения РВСН.
Техническое перевооружение на заводе продолжа-
лось. В1985 г. совместно с ИжНИТИ построены, отла-
жены и введены в эксплуатацию первые на заводе ме-
ханообрабатывающие автоматизированные комплексы
МАК-12, МАК-20, МАК-76 и МАК-77 для обработки
корпусных и кольцевых деталей с диаметром обработ-
ки до 500 мм. Воткинский завод стал одним из веду-
щих предприятий отрасли по внедрению и использова-
нию промышленных роботов как одного из основных
средств механизации и автоматизации производствен-
ных процессов. В целом на заводе их было более 80 ед.
За внедрение промышленных роботов ряд заводских
специалистов были награждены медалями ВДНХ.
563
История развития отечественного ракетостроения
В гальваническом производстве было внедрено
химфрезерование деталей из алюминиевых сплавов.
Организованы участки травления крупногабаритных
деталей из алюминиевых сплавов под сварку. При вве-
дении химического фрезерования были отработаны и
внедрены техпроцессы нанесения защитных составов
ХП-1 и ХП-2, которые наносятся пульверизатором и
защищают места, не подлежащие травлению, а потом
снимаются пленкой.
В 1985 г. организован специализированный цех
пластмасс. Там отрабатывалась технология прессова-
ния деталей из материалов П5-2М, УВЗ-Ф2, ЭПАН. Ос-
воено прессование резинотканевых деталей из фтор-
силиконовой резины и резиновых смесей на основе
различных каучуков. В цехах ТЗП внедрен прессовый
метод изготовления опор и диафрагм вместо авто-
клавного. Разработанные в это время технологические
процессы стали базовыми при изготовлении всех по-
следующих типов ракет стратегического назначения.
В 1986 г. для обработки малогабаритных деталей
с четырех сторон завод начал выпуск станков типа об-
рабатывающего центр модели ВМ500ПМФ4 с УЧПУ
«Луч-43». Затем - ВМ501ПМФ4 с улучшенными тех-
ническими характеристиками. Они оснащались устрой-
ствами ЧПУ класса CNC. Несколько позднее было на-
чато производство нового обрабатывающего центра
такого класса с вертикальным расположением шпин-
деля. Эти станки эксплуатируются в цехах предприятия
и в настоящее время.
В 1986 г. сборочно-снаряжательную базу возгла-
вил В.Г.Толмачев. Именно в это время первая воинская
часть, оснащенная ракетами «Тополь», заступила на
боевое дежурство. А производственно-технический
потенциал, опыт изготовления изделия легли в основу
создания более совершенного ракетного оружия.
9 сентября 1989 г. вышло Решение Государственной
Комиссии Совета Министров СССР по военно-про-
мышленным вопросам о создании комплекса «Уни-
версал» подвижного и стационарного базирования.
Московский институт теплотехники приказом мини-
стра оборонной промышленности № 433 от 12 октября
1989 г. назначен головным разработчиком подвижно-
го варианта. Головным предприятием по разработке
рабочей КД и изготовлению наземного технологиче-
ского оборудования, комплексных стендов выбран Во-
ткинский завод.
Позже «Универсал» был переименован в
«Тополь-М». В этом ракетном комплексе реализова-
ны существенные конструктивные усовершенствования
по сравнению с «Тополем». Маршевые двигательные
установки снабжены поворотными управляющими со-
плами с эластичными шарнирами, отдельными двига-
телями крена и др. Значительно усложнен ТПК.
Сотрудничество с НПО «Тулачермет» было про-
должено. При создании серийного производства экс-
трузированных полуфабрикатов из вольфрамовых и
молибденовых порошковых сплавов на этом предпри-
ятии была создана гамма сплавов: МВ-2МП, В5-МП и
др. Участвовали в работе ЦНИИМ, ЦНИИчермет, МИТ.
Но сложность заключалась в том, что ни одно пред-
приятие не обладало набором оборудования для всего
цикла изготовления, контроля и испытаний заготовок.
НПО «Тулачермет» имело прекрасные возмож-
ности для подготовки порошков, их смешивания,
спекания заготовки, но не было оборудования для
формообразования профиля путем экструзии, т.е. вы-
давливания его через профилирующую матрицу.
На опытном заводе ЦНИИчермета существовал
мощный горизонтальный пресс для экструзии, но не
было возможности смешивать и спекать порошки в
больших объемах, не было и инструментальной базы
для изготовления матриц. Потребовались значитель-
ные организационные и технические усилия, чтобы
завязать эти предприятия в единый производственный
комплекс, согласовать между ними всю документа-
цию. Организаторами этой работы стали специалисты
Воткинского завода и Московского института тепло-
техники. В итоге сложился творческий коллектив спе-
циалистов всех предприятий.
В1988 г. после подписания Договора между СССР
и США «О ликвидации ракет средней и меньшей даль-
ности» началась утилизация ракет «Пионер». Часть
изделий уничтожалась реальными пусками по учеб-
ным траекториям. Работы проводились с участием
Воткинского завода. Все 72 пуска прошли успешно.
Наблюдатели из США были удивлены высокой надеж-
ностью, боевой готовностью каждой ракеты и точным
поражением цели. Последняя ракета «Пионер» была
уничтожена в 1991 г.
^.C.Kvpom/cv£,
А.ЮЗ'Пим'инлса
ГП «КБЮ»
ГП «ПО «Южмаш»
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС «ВОЕВОДА»
С РАКЕТОЙ Р-36М2 (15А18М)
В июне 1979 г. в КБ «Южное» было разработано
техническое предложение по ракетному комплек-
су «Воевода» с тяжелой МБР четвертого поколе-
ния. Летом 1982 г. был разработан эскизный проект
многоцелевой ракеты Р-36М2. Официально разра-
ботка комплекса задана постановлением правитель-
ства № 769-248 от 9 августа 1983 г. Ракета получила
индекс 15А18М.
564
Глава 7
Разработка комплекса проводилась на основе соз-
данной инфраструктуры предшествовавшего комплек-
са с ракетой 15А18 с использованием в максималь-
ной степени имеющихся инженерных сооружений,
коммуникаций и систем. Ракета 15А18М разработана
в габаритах и стартовой массе ракеты 15А18 по двух-
ступенчатой схеме с последовательным расположе-
нием ступеней и системы разведения
элементов боевого оснащения. На раке-
те сохранены схемы старта, разделения
ступеней, отделения ГЧ, разведения эле-
ментов БО, показавшие высокий уровень
технического совершенства и надежности
в составе ракеты 15А18. При выборе но-
вых проектно-конструкторских решений
определяющим было максимальное по-
вышение эффективности комплекса. Для
повышения стойкости ракеты к поражаю-
щим факторам ядерного воздействия
корпус ракеты выполнен в виде вафель-
но-сварной конструкции из высокопроч-
ного алюминиевого сплава АМГ-6-НПП
с нанесением многофункционального
защитного покрытия.
В состав ДУ первой ступени ракеты
входят четыре автономных однокамер-
ных ЖРД, имеющие турбонасосную
систему подачи топлива, выполненные по замкнутой
схеме и шарнирно закрепленные на раме хвостово-
го отсека первой ступени. Разработчик двигателя -
КБ ЭМ (главный конструктор - В.П.Радовский).
ДУ второй ступени составляют два двигателя:
маршевый РД-0255 и рулевой РД-0257, оба разра-
ботки КБХА (главный конструктор - А.Д.Конопатов).
Визит Президента АН СССР АЛАлександрова в ПО «ЮМЗ». Слева направо:
ЮАСметанин, В.Ф.Угкин, В.М.Кульчев, В.С.Соколов, АЛАлександров. 1981 г.
КБ «Южное». Руководители проектного комплекса. Слева направо: ВАОбуховский, ВЯМихайлов, А.И.Шевцов, ВНАвтономов, В.Г.Гудим,
Н.С.Котелевец, Н.В.Цуркан, ЮАСметанин, В.В.Бендриков, Н.К.Хватов, С.Н.Конюков, И.БЛепескин, ВАШапошников, А.К.Козлов. 1982 г.
565
История развития отечественного ракетостроения
Ракета Р-36М2 (15А18М) в полете
Маршевый двигатель однокамерный, с турбонасосной
подачей компонентов топлива, выполнен по замкнутой
схеме. Впервые в разработках КБ «Южное» маршевый
двигатель размещался в баке горючего, что способ-
ствовало повышению плотности заполнения объема
ракеты топливом, а следовательно, увеличению ее
энергетических возможностей. Рулевой двигатель че-
тырехкамерный, открытого типа, ранее использовался
на ракете 15А18.
Система управления разработана НПО Электро-
приборостроения (главный конструктор - В.Г.Сергеев)
на базе двух высокопроизводительных ЦВК (борто-
вого и наземного) нового поколения и непрерывно
работающего в процессе боевого дежурства высоко-
точного ККП разработки НИИ ПМ (главный конструк-
тор - В.И.Кузнецов) с поплавковыми чувствительными
элементами. Введена схемно-алгоритмическая защита
аппаратуры СУ от гамма-излучения ядерного взрыва,
использована специально разработанная элементная
база аппаратуры повышенной стойкости к ПФЯВ, вдвое
повышено быстродействие исполнительных органов
автомата стабилизации. Для поддержания требуемо-
го температурного режима непрерывно работающих
приборов разработана специальная система термо-
регулирования аппаратуры СУ, не имеющая аналогов в
отечественном ракетостроении. Успешное функциони-
рование системы подтвердило правильность принятых
принципиальных решений при разработке СТР и ее
конструктивном воплощении.
Боевая ступень, в которой размещены основные
приборы системы управления и двигательная уста-
новка, обеспечивающие последовательное прицельное
разведение десяти боевых блоков, в отличие от раке-
ты 15А18, функционально входит в состав ракеты и
стыкуется со второй ступенью разрывными болтами.
Это позволило осуществлять полную сборку ракеты в
условиях завода-изготовителя, упростить технологию
работ на боевых объектах, повысить надежность и
безопасность эксплуатации. Управляющий четырехка-
мерный ЖРД 15Д300 боевой ступени разработки КБ-4
аналогичен по схеме и конструктивному исполнению
его прототипу - двигателю разведения 15Д177 для ра-
кеты 15А18. В процессе отработки двигателя за счет
внедрения ряда мероприятий были несколько улучше-
ны его расходно-тяговые характеристики и повышена
надежность работы.
Для ракеты разработан новый цельный ГО ожи-
вальной формы, обеспечивающий улучшение аэро-
динамических характеристик и надежную защиту ГЧ от
поражающих факторов ядерного воздействия, в т.ч. от
пылевых образований и крупных частиц грунта. ГО от-
делялся после прохождения зоны действия высотных
блокирующих ядерных взрывов.
В составе боевого оснащения созданы высоко-
эффективные системы преодоления ПРО вероятного
противника, которые размещены в специальных кас-
сетах. Для ракеты построены ШПУ со сверхвысокой
защищенностью от ПФЯВ путем переоборудования
ШПУ ракетных комплексов 15А14 и 15А18. Значи-
тельно расширена гибкость и оперативность боевого
применения комплекса за счет возможности пуска из
режима постоянной повышенной боеготовности по од-
ному из плановых целеуказаний, а также оперативного
переприцеливания и пуска по любому неплановому
целеуказанию.
В результате разработанный РК с ракетой 15А18М
получил следующие новые качества:
-	резкое повышение стойкости к ПФЯВ при нанесе-
нии удара по позиционному району и в полете:
-	по рентгеновскому излучению - в 10 раз;
-	по нейтронному излучению - в 100 раз;
-	уменьшение вдвое времени боеготовности за
счет непрерывно работающего в течение всего боевого
дежурства ККП;
-	увеличение втрое длительности автономии;
-	улучшение точности стрельбы, практически до-
веденной до уровня ракет США;
-	увеличение в 2,3 раза площади разведения ББ по
сравнению с ракетой 15А18.
Летные испытания РК с ракетой 15А18М начались
в четвертом квартале 1985 г. на НИИП-5 поэтапно по
видам боевого оснащения:
-	с разделяющейся головной частью, оснащенной
неуправляемыми ББ;
-	с неуправляемой моноблочной головной частью
(легкий ББ);
-	с разделяющейся головной частью смешанной
комплектации (управляемые и неуправляемые ЮЮ) и
с неуправляемой моноблочной ГЧ (тяжелый ББ).
Председателем Государственной комиссии по
проведению летных испытаний являлся заместитель
Главкома РВСН генерал-полковник Ю.А.Яшин, за-
местителем председателя, техническим руководите-
лем испытаний - В.Ф.Угкин, а его заместителями -
В.В.Грачев и С.И.Ус.
566
Глава 1
По программе совместных летных испытаний на
НИИП-5 проведено двадцать шесть пусков, двадцать
из них были успешными, в т.ч. одиннадцать послед-
них. Всего было проведено тридцать три пуска ракеты.
Фактическая полетная надежность ракеты по совокуп-
ности проведенных пусков составляет 0,974.
В ходе летных испытаний было принято решение
исключить из обязательного состава боевого оснаще-
ния тяжелый боевой моноблок и РГЧ смешанной ком-
плектации.
Ракетный комплекс «Воевода» стал надежным
компонентом СЯС при решении задач поддержания
военно-стратегического паритета. За создание ком-
плекса «Воевода» звание Героя Социалистического
Труда в 1990 г. было присвоено С.И.Усу и ВАЗинченко.
В ПОГОНЕ ЗА MX.
РАКЕТНЫЕ КОМПЛЕКСЫ РТ-23 И РТ-23 УТТХ
Разработка стратегических ракет на твердом то-
пливе в начале 1970-х гг. в США уже занимала при-
оритетное направление, в котором были достигнуты
большие успехи. В этот период было принято решение
о разработке МБР, значительно превосходящей по
боевой эффективности все предыдущие за счет уве-
личения числа и мощности ББ и точности стрельбы.
Ракета получила претенциозное название Реасекеерег
(«Хранительница мира»), но обычно рекламировалась
в печати под индексом MX. Ее разработка велась весь-
ма тщательно, все принимаемые технические решения
внимательно анализировались и оптимизировались с
учетом реализованных ранее в серийных стратегиче-
ских ракетах, а также новейших мировых разработок,
что в конечном счете позволило создать МБР очень
высокого класса, безусловно, лучшую из всех амери-
канских твердотопливных ракет.
Естественно, разработка такой ракеты у потенци-
ального противника, ее высокие ТТХ привлекли к себе
пристальное внимание советского руководства. Не-
обходимо было создать в качестве контрмеры ракету
аналогичного класса, с близкими характеристиками.
Учитывая отставание советской твердотопливной тех-
нологии от американской, которая начала интенсивно
развиваться гораздо раньше, это было чрезвычайно
трудной проблемой.
В марте 1973 г. Заказчиком были выданы требо-
вания на разработку технического предложения по
комплексу. С этого момента начинается разработка
комплекса РТ-23, превратившегося к концу 1980-х гг.
в известный «Скальпель». Разработка ракеты РТ-23
началась с выпуска технического предложения на ста-
ционарный комплекс с твердотопливной ракетой, ос-
нащаемой моноблочной и разделяющейся ГЧ (ракета
получила индекс 15Ж44). Поскольку в соответствии с
решением ВПК предполагалось использование двига-
теля первой ступени этой ракеты также в качестве ДУ-1
ракеты морского базирования ЗМ65, разрабатыва-
емой в КБ В.П.Макеева, требовалось проведение со-
вместных проработок с разработчиками ракеты ЗМ65
для определения взаимоприемлемых параметров раз-
рабатываемого маршевого двигателя. Проведенное в
мае 1973 г. совещание с представителями КБ маши-
ностроения определило направление работ - компро-
миссный выбор параметров - которое и было принято
для создания двигателей ЗД65 и 15Д206.
В конце 1973 г. было разработано техническое
предложение по ракете 15Ж44. Совет Главных кон-
структоров с участием представителей Минобороны
(ЮАЯшин, В.Д.Русанов, А.С.Калашников, Е.Б.Волков),
состоявшийся 7 февраля 1974 г., одобрил основные
положения технического предложения, но вместе с тем
высказал ряд замечаний по повышению уровня харак-
теристик комплекса. В июле 1974 г. на совещании ру-
ководства КБ «Южное», ЛНПО «Союз», НПО «Алтай»,
КБ ПО «Искра», ЦНИИмаш, ГУРВО, НТК РВ и НИИ-4
МО руководством Ракетных войск были предъявлены
новые, повышенные требования к комплексу РТ-23.
По результатам совещания было принято решение о
разработке дополнения к техническому предложению.
В материалах дополнения, разработанных в декабре
1974 г, для того, чтобы определиться с необходимым
уровнем характеристик комплекса, были рассмотре-
ны ракеты различной размерности и стартовой мас-
сы: 96 т (d = 2400 мм), 130 т (d = 2800 мм) и 155 т
(d = 3000 мм). Повышение уровня энергетических ха-
рактеристик обеспечивалось также за счет применения
ряда новых решений по маршевым ДУ: использования
смесевого топлива типа ОПАЛ и высокопрочного ор-
ганопластика для изготовления корпусов двигателей,
применения конструкции корпусов маршевых двига-
телей типа «кокон», «утопленных» в камеры сгора-
ния сопловых блоков двигателей и др. Совет Главных
конструкторов 31 января 1975 г. рекомендовал для
опытно-конструкторской разработки комплекс с раке-
той массой -100 т и массой полезного груза -3 т как
наиболее оптимальной.
НТС Минобщемаша, проведенный в июне 1975 г.,
одобрив материалы технического предложения и до-
полнения к нему, в свою очередь высказал ряд реко-
мендаций: эскизное проектирование ракеты вести с
обеспечением стойкости конструкции ракеты к ПФЯВ
на активном участке траектории, проработать вариант
ракеты с модульной боевой ступенью (индивидуальные
СУ и ДУ для каждого ББ), рассмотреть с Заказчиком
вопрос о создании ракеты многоцелевого назначения
для использования в различных типах старта - стаци-
онарном шахтном и подвижных (грунтовом и желез-
нодорожном).
567
История развития отечественного ракетостроения
Таким образом, со стороны руководящих органов и
Заказчика шло постоянное наращивание требований к
разрабатываемой твердотопливной ракете и комплек-
сам на ее основе, что требовало от всех разработчи-
ков, в первую очередь головного, напряженной работы
по поиску путей их реализации.
Постановлением правительства № 484-166 от
23 июня 1976 г. КБ «Южное» поручалось начать пол-
номасштабную разработку стационарного РК РТ-23
шахтного базирования с МБР легкого класса 15Ж44,
оснащаемой моноблочной ГЧ, а также начать работы
по БЖРК с МБР 15Ж52, разрабатываемой на базе ра-
кеты 15Ж44.
Созданию комплексов РТ-23 руководством страны
придавалось очень большое значение, т.к. это позволя-
ло обеспечить ввод в эксплуатацию запланированного
количества новых современных комплексов с ракета-
ми, оснащенными моноблочными ГЧ, в связи с при-
нятыми ограничениями на развертывание ракет с РГЧ,
сокращением большой номенклатуры находящихся на
вооружении в составе РВСН устаревших жидкостных
комплексов за счет перехода на единый современный
комплекс, который не должен был уступать по боевой
эффективности перспективным комплексам США, а
также создание подвижного железнодорожного ком-
плекса, обеспечивающего требуемую живучесть груп-
пировки РВСН после 1983-1985 гг.
Хотя разработчики понимали, что принятые харак-
теристики ракеты были достаточно напряженными для
выполнения, результаты первых проработок оказались
неожиданными - от подразделений КБ «Южное» и от
смежных организаций стали поступать весьма неуте-
шительные результаты проработок. Реализуемая стар-
товая масса ракеты существенно превышала задан-
ную, т.к. маршевые двигатели с принятыми органами
управления не обеспечивали необходимые массовые
характеристики. При этом для экспериментальной от-
работки маршевых двигателей принятой схемы раз-
работчики потребовали проведения по 70 ОСИ для
двигателей первой и второй ступеней и 100 ОСИ для
двигателя третьей ступени, что приводило к большим
затратам и длительным срокам разработки, отодвигая
создание комплексов на конец 1980-х гг.
Кроме того, ко многим сложностям добавилась
еще одна, ставшая едва ли не основной. Дело было
в том, что на переходных участках активного полета
ракеты при разделении ступеней не обеспечивалась
управляемость ракеты. Необходимо было искать но-
вый способ управления, и он был найден в виде прин-
ципиально нового способа управления ракетой путем
поворота головного отсека в двухстепенном кардан-
ном шарнире.
В конструкцию ракеты 15Ж44 было внедрено мно-
го других оригинальных технических решений. К ним
относится минометное разделение ступеней, альтерна-
тивное ранее применяемому «горячему» разделению,
при реализации которого для твердотопливной ракеты
встретились определенные трудности. Минометное
разделение ступеней обеспечивалось за счет наддува
газом от порохового аккумулятора давления межсту-
пенного объема и поперечного деления переходного
отсека удлиненным кумулятивным зарядом. Такая
конструкция гарантировала безударное разделение
ступеней и обеспечивала максимальную плотность
компоновки межступенной части ракеты. В качестве
обтекателя ракеты 15Ж44 впервые был применен на-
дувной наконечник, позволивший заметно улучшить
энергетические характеристики ракеты.
Руководство КБ «Южное» постоянно уделяло во-
просу сравнения с ракетой MX должное внимание. Ра-
боты по анализу достигнутого уровня основных харак-
теристик ракет РТ-23 в сопоставлении с американской
ракетой MX велись в течение всей разработки практи-
чески до сдачи ракет на вооружение. Надо отметить, что
на этапе разработки ракеты РТ-23 результаты сравнения
складывались явно не в нашу пользу. Однако усилиями
государственных органов, Заказчика, научных и про-
мышленных организаций практически за 10 лет это от-
ставание было преодолено. Более того, по ряду позиций
мы даже превзошли показатели американцев.
К концу 1978 г. выпускается конструкторская доку-
ментация на телеметрический вариант ракеты 15Ж44,
ПО «Южный машиностроительный завод» завершает
изготовление и поставку первого комплекта технологи-
ческой оснастки для изготовления и снаряжения кор-
пусов маршевых двигателей ракеты (15Д206,15Д207
и 15Д208), изготовлены и поставлены два комплекта
стенда для отработки рулевых приводов системы от-
клонения головного отсека (один - для КБ «Южное»,
другой - для НИИ АП), начались бросковые испытания
на ПМЗ. Разработка входила в этап наземной экспери-
ментальной отработки.
Особенность этой разработки состояла в том, что
в силу ее важности для страны в руководящих органах
возобладала тенденция по обеспечению постоянного
внедрения в разработку ракет РТ-23 всех наработан-
ных новых технических решений и предъявлению все
новых более высоких требований к характеристикам
разрабатываемых ракет. А изменение требований в
процессе разработки неизбежно ведет к приостанов-
ке работ, возвращению к уже пройденным этапам и,
как следствие, переносу конечных сроков выполне-
ния работ.
Так случилось и в этот раз. Постановлением пра-
вительства от 1 июня 1979 г. с целью повышения бо-
евой эффективности комплекса РТ-23 моноблочная
ГЧ заменялась разделяющейся ГЧ в составе 8-10 ББ
и средств преодоления ПРО, устанавливаемых вместо
части ББ. Назначался новый срок начала летных ис-
пытаний - первый квартал 1982 г. В этом же постанов-
568
Глава 7
пении кооперации разработчиков поручалось проведе-
ние полномасштабной ОКР по БЖРК с ракетой 15Ж52.
Изготовление ракет РТ-23, а затем и РТ-23 УТТХ
осуществлял Павлоградский механический завод. Во
многом благодаря усилиям В.М.Шкуренко ПМЗ стал
базовым предприятием отрасли по изготовлению
твердотопливных ракет. В дальнейшем комплектация
БЖРК и сдача его заказчику также проводилась на
ПМЗ. Под руководством В.М.Шкуренко на ПМЗ вы-
росла плеяда крупных специалистов по производству
твердотопливных ракет: А.А. Романов, О.С.Шкуропат,
В.И.Парицкий, Л.В.Деркач, А.К. Лобов, И.С.Метелица,
В.В.Субботин, В.Г.Курочка, В.С.Дудко, А.С.Груздок,
А.И.Приймак и др. Их заслуги в освоении производ-
ства твердотопливных ракет отмечены правитель-
ственными наградами.
В процессе дальнейшей разработки на ракете
15Ж44 был принят ряд принципиальных изменений.
Одним из основных было применение жидкостной
двигательной установки для разведения ББ. К такому
решению проектанты пришли через длительный ана-
лиз и противоборство технических и не совсем техни-
ческих мнений - ведь все предыдущие ракеты легкого
класса (как жидкие, так и твердые) рассматривались
с твердотопливной ДУ разведения. Но для трехсту-
пенчатой твердотопливной ракеты 15Ж44, постоянно
испытывающей дефицит энергетики, от ступени разве-
дения требовалось не только обеспечение построения
боевых порядков из ББ и средств преодоления ПРО,
но и использование для достижения заданной макси-
мальной дальности стрельбы режима эффективного
доразгона - обеспечение работы ступени разведения
на активном участке траектории в качестве четвертой
ступени ракеты, что обеспечивало существенный вы-
игрыш в массе полезного груза (до 15 %).
Двигательная установка разведения включала
высокоэнергетичный многофункциональный ЖРД
большой тяги с комбинированной системой подачи
топлива (турбонасосной и вытеснительной) и много-
кратным включением в полете, а также шестнадцатью
жидкостными импульсными двигателями малой тяги.
Удельный среднеинтегральный пустотный импульс
тяги такой двигательной установки на участке дораз-
гона и перенацеливания ББ составлял более 300 с, что
позволило обеспечить высокую экономичность рабо-
ты ступени разведения.
Разработка этой уникальной двигательной уста-
новки, удовлетворяющей всем предъявленным требо-
ваниям со стороны ракеты, была проведена коллек-
тивом КБ-4 под руководством главного конструктора
А.В.Климова. Импульсные двигатели малой тяги, обе-
спечившие высокие маневренные возможности ступе-
ни при разведении ББ, были разработаны в НИИмаш
(г. Нижняя Салда) под руководством главного кон-
структора Е.Г.Ларина.
Результаты эскизного проектирования комплексов
с ракетами 15Ж44 и 15Ж52 показали, что, несмотря
на внедрение большого числа прогрессивных техни-
ческих решений, все же не удается выполнить требо-
вания Заказчика в части обеспечения максимальной
дальности стрельбы при установке на ракете десяти
ББ заданной мощности. Эти требования не могли
быть реализованы на том уровне развития. И только
на этапе создания следующей модификации этих ра-
кет - РТ-23 УТТХ - удалось их выполнить, обеспечив
максимальную дальность стрельбы не менее 10000 км
при оснащении ракеты десятью боевыми блоками за-
данной мощности.
Учитывая результаты работ, постановлением пра-
вительства от 19 декабря 1981 г. создается Государ-
ственная комиссия по проведению Государственных
совместных летных испытаний комплексов с ракетами
15Ж44 и 15Ж52 (председатель - заместитель глав-
кома РВСН генерал-полковник Г.Н.Малиновский, за-
меститель председателя, технический руководитель
испытаний - генеральный конструктор В.Ф.Уткин). В
дальнейшем под руководством этой же Госкомиссии
проводились летные испытания ракет 15Ж60 и 15Ж61.
Первый пуск ракеты 15Ж44 состоялся 26 октября
1982 г. на полигоне Плесецк. Его можно охарактери-
зовать как частично успешный - три ступени ракеты
отработали нормально и подтвердили работоспо-
собность системы отклонения головного отсека, от-
каз произошел из-за выхода из строя питателя «О»
двигательной установки ступени разведения в начале
участка разведения. Но задачи пуска были выполне-
ны - были подтверждены работоспособность систем
ПУ, решения по минометному старту, отделению под-
дона и минометному разделению всех ступеней раке-
ты. На «отлично» сработали все маршевые двигатели
ракеты. Но самое главное - была не на бумаге и не на
стенде, а в условиях реаль-
ного пуска подтверждена
работоспособность приня-
того способа управления
полетом второй и третьей
ступеней за счет отклоне-
ния головного отсека. Это
была победа!
Несмотря на положи-
тельные в целом резуль-
таты испытаний ракеты
15Ж44 и 15Ж52, по уров-
ню энергетики отставали от
MX. Поэтому КБ «Южное»
и организации-соиспол-
нители получают задание
(постановление правитель-
ства № 514-175 от 1 июня
1979 г.) начать разработку
Vk
В.М.Шкуренко
(1929-1999 гг.). С1965
по 1995 г. - заместитель
директора ПО «ЮМЗ» -
директор Павлоградского
механического завода
Лауреат Гтсударственной
премии СССР.
569
История развития отечественного ракетостроения
Пуск ракеты 15Ж44. Плесецк
ракеты РТ-23 с улучшенными ТТХ (РТ-23 УТТХ) и
комплексов на ее основе. Этим же постановлением
определяются головные разработчики комплексов:
КБ «Южное» - по шахтному и железнодорожному
комплексам, МИТ - по грунтовому комплексу.
В апреле 1980 г. Минобороны выдало ТТТ на раз-
работку ракеты для базирования в трех видах старта:
шахтном, железнодорожном и грунтовом. Обеспече-
ние готовности к выходу на летные испытания в чет-
вертом квартале 1985 г. представлялось возможным
только путем последовательного наращивания уровня
требуемых характеристик (в первую очередь по стойко-
сти) при сохранении уже разработанных принципиаль-
ной и конструктивно-компоновочной схем ракеты РТ-
23 и с использованием в двигателях второй и третьей
ступеней новых, более эффективных топлив СТАРТ
и АП-65 разработки ЛНПО «Союз» (бывш. НИХТИ),
а также при улучшении массовых характеристик ББ,
СУ, корпусов двигателей и ракеты в целом.
Эскизный проект по ракете РТ-23 УПХ был выпу-
щен в ноябре 1982 г. В его разработке принимал ак-
тивное участие МИТ как головная организация по под-
вижному грунтовому комплексу с ракетой РТ-23 УТТХ.
Разработка ракеты для стационарного комплекса
15Ж60 проводилась вслед за ракетой для железнодо-
рожного комплекса 15Ж61 и началась она выпуском в
третьем квартале 1984 г. КБ «Южное» и смежными ор-
ганизациями дополнительных проектных материалов,
ПО «ЮМЗ». Слева направо: В.В.Балан, Ю.С.Алексеев, ПС.Кравченко, ВААндреев, АММакаров, ВАМашковский. 1985 г.
570

Пуск ракеты 15Ж52. Плесецк

История развития отечественного ракетостроения
Руководители и ведущие специалисты отдела Главного технолога ПО «ЮМЗ». Сидят (слева направо): А.И.Величко,
В.А. Туров, В.М.Кульчев, Л.Г.Чепур, А.Т.Аксютин. Стоят (слева направо): В.МЛапшин, В.К.Смирнов, Е.Н.Кукушкин,
В.И.Москаленко, Л.В.Бердов, А.В.Мельниченко, Г.Н.Новиков, ЕДМартынюк, А.И.Богуш, АДДорохович. 1985 г.
Пуск ракеты 15Ж60 из ШПУ. Плесецк
представляющих собой эскизный проект по ста-
ционарному шахтному комплексу с ракетой, раз-
рабатываемой применительно к требованиям,
сформулированным Заказчиком для комплекса
стационарного базирования высокой живучести.
В конце 1984 г. проектные материалы были
рассмотрены и одобрены Минобщемашем и За-
казчиком. С 1985 г. кооперацией, возглавляемой
КБ «Южное», началось развертывание полно-
масштабной ОКР по созданию комплекса 15П060.
В процессе ПКР был сформирован и пошел в даль-
нейшую разработку технический облик ракеты для
шахтного базирования - твердотопливная МБР лег-
кого класса со стартовой массой -104,3 т, доставля-
ющая десять боевых блоков второго уровня стойко-
сти к назначенным целям, имеющая повышенный
уровень стойкости к ПФЯВ; и БРК, обеспечиваю-
щий пуск ракеты без задержки на нормализацию
внешней обстановки при многократном ядерном
воздействии по соседним объектам БРК и при вы-
сотной ядерной блокировке позиционного района,
а также с минимальной задержкой при непоражаю-
щем ядерном воздействии непосредственно по ПУ.
Высокие характеристики ракеты 15Ж60 по обе-
спечению повышенного уровня стойкости к ПФЯВ
были достигнуты за счет:
-	использования защитного покрытия новой
разработки, наносимого на наружную поверхность
корпуса ракеты и обеспечивающего комплексную
защиту от ПФ ЯВ;
572
Глава 7
-	применения СУ, разработанной на элементной
базе с повышенной стойкостью и надежностью;
-	нанесения на корпус герметичного приборного
отсека, в котором размещалась аппаратура СУ, специ-
ального покрытия с высоким содержанием редкозе-
мельных элементов;
-	применения экранировки и специальных спосо-
бов укладки бортовой кабельной сети ракеты;
-	введения специального программного маневра
ракеты при прохождении облака наземного ЯВ.
Летные испытания ракеты 15Ж60 проводились на
полигоне Плесецк. Всего в ходе ГСЛИ было запущено
16 ракет. Последний пуск - это была ракета 8Л, про-
шедшая транспортировочные испытания, - был про-
веден 1 ноября 1989 г. в район «Акватория» с поло-
жительным результатом. В статистику по ЛТХ он вошел
как зачетный и пуск партионной ракеты, проведенный
с ПУ «Светлая-2».
По результатам ГСЛИ был выпущен отчет Госу-
дарственной комиссии с рекомендацией о принятии
комплекса на вооружение. Впервые в отечественной
практике был разработан высокоэффективный ста-
ционарный ракетный комплекс с твердотопливной
ракетой, оснащенной десятиблочной РГЧ ИН, обеспе-
чивающий гарантированный ответно-встречный удар в
условиях непосредственного ядерного воздействия по
позиционному району.
Серийное производство ракет 15Ж60 велось с
1988 г. и на боевое дежурство было поставлено 56 ра-
кет: 46 - в Украине (г. Первомайск) и 10 - в Россий-
ской Федерации (г. Татищево). Комплекс 15П060 с ра-
кетой 15Ж60 находился на боевом дежурстве с 1989
по 1999 г.
РАКЕТНЫЙ ПОЕЗД.
КОМПЛЕКС РТ-23УТТХ
Постановлением правительства от 1 июня 1979 г. на
базе ракеты 15Ж44 шахтного базирования была зада-
на разработка боевого железнодорожного стартового
комплекса с ракетой 15Ж52 стартовой массой -105 т.
Этому предшествовал большой объем новаторских
работ в КБ «Южное» и смежных организациях по обе-
спечению возможности транспортировки ракеты такой
массы, размещению ее в вагоне стандартных габари-
тов, проведению пусков без нарушения железнодо-
рожного полотна.
Были решены задачи особенно критические для
железнодорожного базирования, в т.ч.:
-	сверхкомпактная компоновка ракеты (утоплен-
ные в двигатели сопла, раздвижные в полете сопловые
блоки второй и третьей ступеней, надувной в полете
наконечник обтекателя и т.д.);
-	снижение до приемлемых величин нагрузок на
оси стартового вагона путем передачи части нагрузок
на соседние (передний и задний) вагоны с помощью
специальных разгружающих устройств (авторы пред-
ложения - С.Я.Козин, Н.И.Зарубин и др.);
-	исключение воздействия струи маршевого дви-
гателя ракеты на вагон и транспортно-пусковой кон-
тейнер за счет «заклона» ракеты после выхода из ТПК
перед запуском маршевого двигателя;
-	обеспечение прицеливания ракеты, в т.ч. в мо-
мент движения встречных поездов.
С учетом этих решений в июне 1980 г. под руковод-
ством главных конструкторов В.Ф.Угкина, А.Ф.Уткина,
Л.Д.Новикова, Б.Р.Аксютина и других был разработан
эскизный проект комплекса с ракетой 15Ж52. В июле
1982 г. на НИИП-53 была создана специальная воин-
ская часть для проведения испытаний БЖРК. Были
развернуты работы по подготовке полигона. Кроме
обустройства стартовых позиций, потребовалось про-
ложить 56 км железнодорожных путей, построить два
моста. Для работ по подготовке железнодорожного
полотна, учитывая местные условия (тайга, болото),
были привлечены бригады строителей с БАМа и мо-
стостроители г. Архангельска.
Первый пуск ракеты 15Ж52 был проведен 18 ян-
варя 1984 г. с положительными результатами. С це-
лью исключения возможного опрокидывания ПУ от
воздействия струи при запуске маршевого двигателя
(были сомнения в эффективности «заклона») старто-
вый вагон был прочно «пришвартован» к бетонному
покрытию площадки. Всего проведено десять пусков.
10 февраля 1983 г. Совет обороны СССР решил при-
нять БЖРК 15П952 в опытную эксплуатацию для нако-
пления опыта использования в войсках, но дальнейшие
работы по этому комплексу приостановить.
Постановлением от 9 августа 1983 г. была задана
разработка ракетного комплекса с ракетой РТ-23 УПХ
(15Ж61). Ставились задачи укомплектования комплек-
са недостающими системами и оборудованием (каналы
радиоуправления и космической связи, система нави-
гации, средства закорачивания и отведения контактной
сети для обеспечения пусков на электрифицированных
участках дорог и др.), а также обеспечения пуска в лю-
бой разрешенной точке маршрута, расчета полетного
задания для произвольной точки пуска, приема и пере-
дачи боевой и служебной информации по различным
системам связи и управления в разных диапазонах и
возможности расформирования БЖРК на отдельные
боевые единицы.
В техническом отчете, выпущенном в 1983 г, рас-
сматривались варианты боевого применения БЖРК
с одним и несколькими пусковыми модулями. Оп-
тимальным, по результатам отчета, является вариант
с тремя пусковыми модулями. Именно этот вариант
и был положен в основу дальнейших работ.
573
История развития отечественного ракетостроения
Открытие крыши и начало подъема контейнера с ракетой
боевого железнодорожного ракетного комплекса
Ракета 15Ж61
Подъем контейнера с ракетой во время подготовки к пуску из пускового модуля поезда БЖРК
574
Глава 7
Одновременно начались работы по повышению
скрытности поезда, оценке электромагнитной со-
вместимости систем комплекса, проведению метро-
логической экспертизы, оценке эргономических ха-
рактеристик, разработке средств охраны и пожарной
безопасности, оценке возможности сокращения вре-
мени проведения технологических операций, по ис-
следованию прочности железнодорожного полотна и
рельсов и безопасности движения.
Летные испытания ракеты 15Ж61 в составе ком-
плекса начались 27 февраля 1985 г. и продолжались
по 22 декабря 1987 г. Председателем Госкомиссии был
заместитель командующего РВСН генерал-полков-
ник Г.Н.Малиновский, техническим руководителем -
ЛАГрибачев. Всего было проведено восемнадцать
пусков, в т.ч. два партионных. 28 ноября 1989 г. постанов-
лением правительства БЖРК был принят на вооружение.
Краткие технические характеристики
ракетного комплекса 15П018М
с ракетой Р-36М2 (15А18М) «Воевода»
Ракетный комплекс - стационарный, с высокой
защищенностью от ядерного взрыва
Способ старта - минометный, из ТПК с помощью ПАД
Ракета - МБР, жидкостная, полностью
ампулизированная, стойкая к ПФЯВ в полете
Боевое оснащение:
-РГЧ с десятью боевыми блоками мощностью
0,8 Мт и высокоэффективным КСП ПРО
-	моноблочная ГЧ с ББ легкого класса с
зарядом мощностью 8 Мт и КСП ПРО
Максимальная дальность стрельбы:
-сРГЧ-НОООкм
-	с моноблочной ГЧ -16000 км
Точность стрельбы - ±0,5 км
Обобщенный показатель надежности -0,935
Стойкость ракеты к ПФЯВ в полете - второй уровень
(обеспечивается ответно-встречный пуск)
Гарантийный срок нахождения на боевом дежурстве
(по безрегламентной схеме для ПУ) -15 лет
Условия боевого дежурства ракеты - нахождение
в полной боевой готовности в ШПУ
Боевое применение - в любых метеоусловиях при температуре
воздуха от -50 до +50 °C и скорости ветра у поверхности земли
до 25 м/с, доив условиях ядерного воздействия по БРК
ТРЯСШИ*	ЙЖеШ 1ЦА1Ш
Стартовый вес ракеты:
-	с РГЧ-211,4 т
-	сГЧ легкого класса -211,1т
Вес головной части:
-	с десятиблочной РГЧ -8,73 т
-	сББ легкого класса -8,47 т
Топливо - жидкое, с самовоспламеняющимися
высококипящими компонентами
-окислитель-АТ	.
-	горючее - НДМГ	к
Вес топлива:	/ХЖ
-	первой ступени -150,2 т
- второй ступени - 37,6 т
- ступени разведения -2,1т
Характеристики ДУ первой ступени:
- тяга (на земле / в вакууме)
-468,6/504,9 тс
-удельный импульс (на земле/в
вакууме)-295,8/318,7с
Характеристики ДУ второй ступени:
- тяга (в вакууме) - 85,3 тс
-	удельный импульс (в вакууме) -326,5 с
Характеристики ДУ ступени разведения:
- тяга (в вакууме) -1,9 тс
-	удельный импульс (в вакууме) - 293,1 с
Система управления - автономная, на
базе высокопроизводительных ЦВК и
непрерывно работающего в процессе
боевого дежурства высокоточного ККП.
Реализует прямые методы наведения
Полетная надежность - 0,974
Коэффициент энерговесового
совершенства Gnr/Go - 42,1 кгс/тс
Органы управления первой ступени -
качающиеся четыре (основных) двигателя
Органы управления второй ступени -
четырехкамерный рулевой двигатель
Органы управления ступени
разведения - четырехкамерный
двигатель с качающимися камерами
Длина-34,3 м
Диаметр-3,0м	Ракета Р-36М2
Одщ ЩЗЬ&ДКП d	^jKsTHjj, (15А18М)
комшша. (^пгдвм^оакёшй 1ЛА1Щ
Начало разработки -1982 г.
Принятие на вооружение -1988 г.
Серийное производство ракет 15А18М осуществлялось
на ПО «ЮМЗ», г. Днепропетровск.
Краткие технические характеристики
РК 15П044 с ракетой 15Ж44
Ракетный комплекс - стационарный, с
защищенными от ПФЯВ шахтными ПУ и КП
Пусковая установка - шахтная, автоматизированная, с высокой
защищенностью от ПФЯВ, переоборудованная из ШПУ
предшествующих ракет с сохранением железобетонного ствола
Способ старта - минометный из ТПК с помощью ПАД
Ракета-МБР, твердотопливная, трехступенчатая
Боевое оснащение - РГЧ с десятью боевыми
блоками мощностью 0,4 Мт
Защита ББ от средств ПРО - предусмотрена
Максимальная дальность стрельбы -10000 км
575
История развития отечественного ракетостроения
Точность стрельбы -±0,5 км
Гарантийный срок эксплуатации -10 лет
Технические характеристики ракеты 15Ж44
ракетного комплекса 15П044
Стартовый вес -104,8 т
Вес головной части - 4,05 т
Число ступеней - три маршевых ступени и
многофункциональная боевая ступень
Габаритные размеры:
-длина в ТПК-21,9 м
- длина в полете -23,0 м
-диаметр-2,4м
Вид топлива маршевых ступеней:
-	первой ступени - Т9-БК-8Э
-	второй ступени - «Опал»
- третьей ступени - «Опал»
Вид топлива боевой ступени:
-окислитель-АТ
- горючее - НДМГ
Система управления - автономная, инерциальная
Сроки разработки ракетного комплекса 15П044 с ракетой 15Ж44
Начало разработки -1976 г.
Начало ПКИ-1982г.
Краткие технические характеристики БЖРК 15П952
Состав БЖРК - три трехвагонных пусковых модуля с ракетами,
командный модуль в составе семи вагонов, вагон-цистерна с
запасами горюче-смазочных материалов, два тепловоза ДМ-62
Железнодорожный габарит - стандартный
Длина вагона ПУ -23,6 м
Скорость движения - 80 км/ч
Условия боевого применения - в любое время
года и суток, в любых условиях, с разрешенных
участков маршрута боевого патрулирования
Способ старта - минометный из ТПК с помощью ПАД
Ракета-МБР, твердотопливная, трехступенчатая
Прицельная дальность стрельбы -10000 км
Боевое оснащение - РГЧ, с десятью боевыми блоками
Точность стрельбы - ±0,7 км
Технические характеристики ракеты 15Ж52 комплекса 15П952
Стартовый вес -104,8 т
Вес головной части - 4,05 т
Число ступеней - три маршевых ступени и
многофункциональная боевая ступень
Габаритные размеры:
-длина в ТПК-21,9 м
- длина в полете -23,0 м
-диаметр-2,4м
Вид топлива маршевых ступеней:
-	первой ступени - Т9-БК-8Э
-	второй ступени - «Опал»
- третьей ступени - «Опал»
Вид топлива боевой ступени:
-окислитель-АТ
-	горючее-НДМГ
Система управления - автономная, инерциальная
Сроки разработки и эксплуатации ракетного
комплекса 15П952 с ракетой 15Ж52
Начало разработки -1976 г.
Начало ПКИ-1984 г.
Краткие технические характеристики
РК 15П060 с ракетой 15Ж60
Ракетный комплекс - стационарный,
с защищенными от ПФЯВ шахтными ПУ и КП
Пусковая установка-шахтная, автоматизированная, с высокой
защищенностью от ПФЯВ, переоборудованная из ШПУ
предшествующих ракет с сохранением железобетонного ствола
Способ старта - минометный из ТПК с помощью ПАД
Ракета-МБР, твердотопливная, трехступенчатая,
стойкая к ПФЯВ в полете
Боевое оснащение - РГЧ с десятью боевыми
блоками мощностью 0,4 Мт
Защита ББ от средств ПРО - предусмотрена
Максимальная дальность стрельбы -10000 км
Точность стрельбы - ±0,5 км
Гарантийный срок эксплуатации -10 лет
]ДХНИЧ££КИ£ Х£[Р2К1ЁРИ£[ИУИ РДЦДЩ. 1_§Ж§0,
Стартовый вес-104,8т
Вес головной части -4,05 т
Число ступеней - три маршевых ступени
и многофункциональная боевая ступень
-длина в ТПК-21,9м
-длина в полете-23,0 м
-диаметр-2,4м
Вид топлива маршевых ступеней:
- первой ступени - «Опал»
- второй ступени - «Старт»
- третьей ступени - АП-65
Вид топлива боевой ступени:
- окислитель - АТ
- горючее - НДМГ
Система управления -
автономная, инерциальная
ОПОКИ, одзра&ш! и жммшш smiths
комплекс ISnOQQ, С ошой 1ЛЖ60
Начало разработки -1983 г.
Принятие на вооружение -1989 г.
Снятие с вооружения -1999 г.
Серийное производство ракет 15Ж60
осуществлялось на Павлоградском
механическом заводе.
Краткие технические характеристики
БЖРК 15П961 с ракетой 15Ж61
Состав БЖРК - три трехвагонных
пусковых модуля с ракетами, командный Ракета 15Ж61
576
Глава 7
модуль в составе семи вагонов, вагон-цистерна с запасами
горюче-смазочных материалов, два тепловоза ДМ-62
Железнодорожный габарит - стандартный
Длина вагона ПУ -23,6 м
Скорость движения - до 80 км/ч
Условия боевого применения - в любое время
года и суток, в любых условиях с разрешенных
участков маршрута боевого патрулирования
Способ старта - минометный из ТПК с помощью ПАД
Ракета-МБР, твердотопливная, трехступенчатая
Прицельная дальность стрельбы -10000 км
Боевое оснащение - РГЧ с десятью боевыми блоками
Точность стрельбы - ±0,7 км
Т.хнич,,.кц,	ТйЖП к. Mfvwg 151Ш
Стартовый вес -104,8т
Вес головной части - 4,05 т
Число ступеней - три маршевых ступени и
многофункциональная боевая ступень
Габаритные размеры:
-длина в ТПК-21,9 м
- длина в полете -23,0 м
-диаметр-2,4м
Вид топлива маршевых ступеней:
-	первой ступени - Т9-БК-8Э
-	второй ступени - «Старт»
- третьей ступени -АП-65
Вид топлива боевой ступени:
-окислитель-АТ
- горючее-НДМГ
Система управления - автономная, инерциальная
Сроки разработки, и экопдуашш. ракетного
комплекса 16П961 у ракетой 16Ж61
Начало разработки -1983 г.
Принятие на вооружение -1989 г.
Снятие с вооружения -1999 г.
Серийное производство ракет 15Ж61 осуществлялось
на Павлоградском механическом заводе.
А.Н.Всре^ии., Ъ.КЯлотин,
К).4.Ус1пюжаш1но£, К.&Челумша
ОАО «Пермский завод «Машиностроитель»
ПРОИЗВОДСТВО РДТТ И СРДУ
НАПЗХО В 1980-е гг.
773/0 в 1980-е гг.
В начале 1980 г. Пермский завод химического обо-
рудования приступил к производству специальных им-
пульсных твердотопливных двигателей 17Д75, 17Д76,
17Д78,17Д79,17Д713,17Д714, разработанных КБМаш
(г. Пермь, главный конструктор - Л.Н.Лавров), для уни-
версальной ракетно-транспортной системы «Энергия» -
«Буран». Изготовление продолжалось до 1992 г.
Завод с честью справился с нелегким заданием и
за короткий срок освоил изготовление двигателей раз-
деления и мягкой посадки основных блоков системы.
Сложная геометрия деталей, структура применяемых
материалов (некоторые металлы содержали до 70 %
никеля) требовали внедрения новых методов разра-
ботки управляемых программ на станки с ЧПУ и новых
твердых сплавов для инструмента. Особую сложность
представлял контроль сферических уплотнительных
поверхностей. На заводе не было разработок методики
контроля и соответствующего оборудования. Задачу
удалось решить и реализовать специалистам завода
под руководством заместителя главного метролога
Е.Ш.Кальницкого. Им была предложена оригинальная
конструкция мерительного инструмента. Правильность
выбранного решения была подтверждена контролем
измерений деталей на измерительной машине фирмы
«Маузер». Изделия были изготовлены к намеченному
сроку с высоким уровнем качества, о чем свидетель-
ствует успешный полет корабля «Буран».
С 1980 по 1991 г. завод серийно выпускает стар-
товую разгонную ступень ЗЛ-71 с твердотопливны-
ми двигателями ЗЛ-70, ЗЛ-72 разработки КБМаш
(г. Пермь, главный конструктор - Л.Н.Лавров) для из-
делия ЗМ-70 разработки ЦКБМ (г. Реутов, генераль-
ный конструктор - В.Н.Челомей).
На основании приказа министра общего машино-
строения № 41с от 6 февраля 1981 г. в целях улучше-
ния организации конструкторско-экспериментальной
отработки твердотопливных двигателей и лучшего ис-
пользования мощностей, созданных под эту тематику,
производственное объединение «Искра» передано из 2
Главного управления в 1 Главное управление. Рост объ-
емов производства ежегодно составлял 10-12 %, при
этом до 60-70 % в общем объеме составляли опытные
работы. Это показывает напряженность, с которой рабо-
тал завод, высокую работоспособность коллектива.
В1982 г. за успешное освоение серийного производ-
ства ряда новых изделий, выполнение государственного
плана и плана социального развития коллектив произ-
водственного объединения«Искра» указом Президиума
Верховного Совета СССР награжден орденом Трудово-
го Красного Знамени, который вручил ПЗХО министр
общего машиностроения СААфанасьев.
С1983 г. приступили к освоению твердотопливного
двигателя 15Д291 разработки КБМаш (г. Пермь, главный
конструктор - Л.Н.Лавров) для третьей ступени МБР
15Ж60,15Ж61 разработки КБ «Южное». Серийное из-
готовление продолжалось до 1991 г. В 1997 г. изделия
РС-22 были сняты с боевого дежурства и предприятию
была поручена организация и проведение утилизации
изделий и его составных частей, которая была успешно
выполнена в соответствии с договором ОСВ-2.
577
История развития отечественного ракетостроения
С 1984 г. произведена подготовка и приступили
к освоению изготовления твердотопливных двигате-
лей первой, второй, третьей ступеней (ЗД-04, ЗД-05,
ЗД-06), а также двигателей систем управления
ЗД-04-10, ЗД-04-20, ЗД-05-10, ЗД-05-20, разрабо-
танных пермским КБМаш (ОАО НПО «Искра») под
руководством главных конструкторов Л.Н.Лаврова
и М.И.Соколовского (с 1994 г.) для ракеты ЗМ-91
(РСМ-52) разработки ГРЦ им. Макеева.
В эти же годы началась подготовка к серийному
изготовлению твердотопливного двигателя ЗЛ-56,
вспомогательных твердотопливных двигателей ЗД-91,
ЗД-92, ЗД-93, ЗД-95, разработанных пермским
КБМаш, а также порохового аккумулятора давления
ЗД-98, газодинамического азотного генератора ЗД-96
для изделия ЗМ-55 разработки реутовского НПО ма-
шиностроения.
Научно-производственное объединение
«Искра». 1987-1991 гг.
В связи с возросшими задачами по разработке
твердотопливных двигателей для различных изделий
специальной техники и в целях концентрации усиле-
ний научно-технических и производственных кадров
по созданию высокоэнергетических РДТТ с учетом
письма СМ РСФСР № 194 от 6 марта 1987 г. приказом
министра общего машиностроения № 139 от 8 апре-
ля 1987 г. производственное объединение «Искра»
(ПО «Искра») преобразовано в научно-производ-
ственное объединение «Искра» (НПО «Искра») в со-
ставе: КБ машиностроения - головная структурная
М.В.Иванов (1942-2000 гг.).
С1987 по 1999 г. - первый заме-
ститель генерального директора
НПО «Искра» - директор Перм-
ского завода химического обо-
рудования (ныне ОАО «Пермский
завод «Машиностроитель»),
В.В.Балдин (род. в 1947 г.) .
С 1994 по 2001 г. - директор
комплекса «Развитие» - глав-
ный технолог Пермского завода
«Машиностроитель».
единица, Пермский завод химического оборудования
НПО «Искра» - структурная единица. Генеральным
директором и генеральным конструктором НПО «Ис-
кра» назначается Л.Н.Лавров, директором завода на-
значен М.В.Иванов.
В 1988 г. выходит Приказ министра общего маши-
ностроения «О переименовании предприятий» в свя-
зи с постановлением СМ СССР от 21 декабря 1987 г.
и от 30 декабря 1987 г. об открытии расположения
ПЗХО «НПО «Искра» для свободного въезда ино-
странцев, в целях обеспечения устойчивости легенды
прикрытия, проводимых работ переименовать ПЗХО
в пермский завод «Машиностроитель» НПО «Искра».
Преобразовать ПО «Искра» в НПО «Искра» в составе:
КБМаш - головная структурная единица, завод «Ма-
шиностроитель» -структурная единица. С1988 г. глав-
ным технологом - заместителем главного инженера
пермского завода «Машиностроитель» назначается
В.В.Балдин. С 1989 по 1998 г. освоена модернизация
стартовой разгонной ступени ЗЛ-45 в варианте стар-
товой разгонной ступени ЗЛ-15 с твердотопливным
двигателем ЗЛ-47 для крылатой ракеты ЗМ-45.
Начиная с 1990 г. в стране происходит резкое со-
кращение затрат на вооружение, сворачиваются мно-
гие программы освоения космического пространства.
Этот процесс очень болезненно затронул и Пермский
завод «Машиностроитель». Происходит снятие с про-
изводства ряда изделий, занимавших значительный
объем в общем выпуске продукции, заказы на поставку
выпускаемых изделий резко сокращены и наблюдается
постоянная тенденция к их уменьшению. В этих усло-
виях завод переживает весьма трудные времена. Сни-
жение объемов производства привело к сокращению
численности работающих, падению жизненного уров-
ня трудящихся, резкому сокращению затрат на соци-
ально-бытовое развитие завода. Ощущается нехватка
средств на техническое развитие производства.
Начавшаяся в начале 1970-х гг. работа по наращи-
ванию выпуска ТИП и продукции производственно-
технического направления позволила в какой-то мере
подготовить завод к конверсии производства, однако,
в полном объеме восполнить потери, понесенные за-
водом, конечно, было невозможно ввиду разницы
в стоимости военной и гражданской продукции.
Создавшаяся ситуация ставит перед коллективом
завода совершенно новые весьма трудные задачи -
в кратчайшие сроки загрузить освободившиеся мощ-
ности завода за счет изготовления высококачествен-
ных ТИП и продукции производственно-технического
назначения, при этом вести освоение производства и
выпуск изделий специальной тематики. Разработана
и утверждена в Министерстве промышленности про-
грамма конверсии производства нашего завода, вклю-
чающая в себя несколько направлений освоения выпу-
ска новой продукции и наращивания выпуска идущей.
578
Глава 7
'&.'&.3це&, А.С.Корайиса^,
Ъ.А. Пальк^-С£ири^е£асий,
АЮЖим-Ъенко
ГП «КБЮ»
ГП «ПО «Южмаш»
ПОСЛЕДНЯЯ ДНЕПРОПЕТРОВСКАЯ
СТРАТЕГИЧЕСКАЯ РАКЕТА. ТЕМА «УНИВЕРСАЛ»
В ответ на развертывание в США в конце 1980-х
гг. работ по созданию многоэшелонированной систе-
мы ПРО в соответствии со стратегической оборонной
инициативой президента Р.Рейгана, постановлением
правительства № 173-45 от 9 февраля 1987 г. зада-
валась разработка ракетного комплекса «Альбатрос»,
способного преодолевать такую систему ПРО США.
Разработка РК «Альбатрос» поручалась НПО маши-
ностроения (генеральный конструктор - Г.АЕфремов)
с обеспечением выхода на ЛКИ в 1991 г. В постанов-
лении отмечалась особая государственная важность
выполнения этой разработки, даже устанавливался
повышенный оклад генеральному конструктору - раз-
работчику. В этом не было ничего удивительного, т.к.
правительственные и военные круги страны были се-
рьезно озабочены проблемой преодоления американ-
ской ПРО и искали пути ее гарантированного решения
(т.н. асимметричный ответ США).
Трехступенчатая твердотопливная ракета «Альба-
трос» должна была оснащаться планирующим крыла-
тым блоком с ядерным зарядом, способным подлетать
к целям надостаточно низкой высоте и маневрировать
у цели. Все элементы ракеты, а также пусковой уста-
новки должны были обладать повышенной защищен-
ностью от ПФЯВ и лазерного оружия, чтобы обеспе-
чить нанесение гарантированного ответного удара при
любом противодействии вероятного противника.
Разработанный в конце 1987 г. эскизный проект
РК «Альбатрос» вызвал неудовлетворение Заказчика,
поскольку выполнение ряда заложенных в ЭП техни-
ческих решений представлялось достаточно проблема-
тичным. Тем не менее, работы по реализации проекта
продолжались весь следующий год. Однако в начале
1989 г. стало совершенно ясно, что создание этого РК
как по техническим показателям, так и по срокам его
выполнения находится под угрозой срыва. К тому же
вступили в действие мощные политические факторы.
Начиная со второй половины 1980-х гг. между
СССР и США велись интенсивные переговоры об
ограничении и сокращении стратегических вооруже-
ний, завершившиеся 31 июля 1991 г. подписанием пре-
зидентами СССР М.С.Горбачевым и США Дж.Бушем
Договора между СССР и США о сокращении и огра-
ничении стратегических наступательных вооружений
(СНВ). Американская сторона настояла не только на
количественном сокращении советских тяжелых МБР,
но и на запрете их модернизации и создания новых
типов таких ракет для любого вида базирования. В от-
ношении новых стратегических разработок Договором
СНВ-1 разрешалась только модернизация и только од-
ного типа твердотопливной ракеты легкого класса, при
условии ее оснащения лишь одним боевым блоком.
В связи с этим возникла необходимость в кор-
ректировке общего направления разработки и, как
следствие, замене головного разработчика РК, т.к.
создание такого сложного стратегического ракетного
комплекса как РК «Альбатрос» было поручено орга-
низации, практически не имеющей опыта разработки
межконтинентальных твердотопливных ракет и под-
вижных ракетных комплексов. К тому же разработка
планирующего крылатого блока, совершающего меж-
континентальный полет в атмосфере с большой ско-
ростью, по сути был качественно новой задачей, не
соответствующей имеющемуся у НПО машиностроения
опыту создания тактических КР. Руководством Мини-
стерства общего машиностроения было предложено
КБ «Южное» дать свои соображения по данному во-
просу. В формировании идеологии дальнейшей разра-
ботки РК легкого класса принимали участие замести-
тель министра общего машиностроения А.С.Матренин,
генеральный конструктор В.Ф.Угкин, первый замести-
тель генерального конструктора ЮАСметанин, на-
чальник проектного комплекса Н.В.Цуркан, начальник
проектного отдела Ю.П.Брилев; подготовка рабочих
материалов проводилась специалистами проектно-
го сектора отдела 103. Разработанные предложения
были представлены руководству МИТ (Б.Н.Лагугин,
Ю.С.Соломонов) и приняты ими.
Учитывая опыт ведущих разработчиков стратеги-
ческих ракетных комплексов было решено привлечь к
этой разработке две головные ракетные организации -
Московский институт теплотехники и Конструкторское
бюро «Южное». 9 сентября 1989 г. в развитие поста-
новления правительства от 9 февраля 1987 г. вышло
решение ВПК № 323, которым предписывалось созда-
ние вместо РК «Альбатрос» двух новых РК: подвижно-
го грунтового и стационарного шахтного с универсаль-
ной ракетой для обоих комплексов, разрабатываемой
на базе трехступенчатой твердотопливной ракеты
РТ-2ПМ (8К98П), ранее созданной МИТ для подвиж-
ного грунтового комплекса «Тополь-2».
Тема получила название «Универсал», а новая
универсальная ракета - индекс РТ-2ПМ2 (8Ж65).
Разработка подвижного грунтового РК с ракетой
РТ-2ПМ2 поручалась МИТ, а стационарного шахтного -
КБ «Южное». На МИТ была возложена разработка
ракетных блоков и соединительных отсеков второй и
третьей ступеней, неуправляемого ББ и СП ПРО, меж-
ступенных коммуникаций. КБ «Южное» должно было
579
История развития отечественного ракетостроения
разработать ракетный блок первой ступени, СП ПРО,
головной аэродинамический обтекатель для неуправ-
ляемого ББ. Разработка СУ ракеты возлагалась на
НПО АП. Разработка комплексов должна была вестись
с учетом его оснащения планирующим крылатым бло-
ком ракеты «Альбатрос».
В связи с неопределенностью построения системы
ПРО в целях повышения эффективности средств ее
преодоления было решено разработать два комплекса
СП ПРО, построенных на разных физических, про-
ектно-конструкторских и технологических принципах.
Поскольку эти комплексы имели разные массово-га-
баритные характеристики и отличались условиями
разведения их элементов, потребовалась разработка
двух вариантов платформ для ББ и двух различных
боевых ступеней с ДУ, отличающихся мощностью.
Вариант СП ПРО, разрабатываемый КБ «Южное»,
требовал несколько больших энергетических затрат
для построения боевых порядков, поэтому было реше-
но разработать высокоэнергетическую ЖДУ с приме-
нением монотоплива. Вариант МИТ обходился менее
мощной твердотопливной ДУ.
По аналогии с ракетой РТ-2ПМ было принято, что
эксплуатация ракеты РТ-2ПМ2 и в подвижном, и в
стационарном вариантах будет осуществляться с при-
менением ТПК, старт обоих вариантов - миномет-
ный. В силу различных условий эксплуатации ракет
подвижного и стационарного вариантов, а также раз-
личных требований защищенности от ПФЯВ, полной
унификации ракет и ТПК реализовать не удалось. По-
требовалась разработка конструктивно различных ТПК
и даже средств выброса ракеты из ТПК при старте. Так,
например, для шахтного варианта ракеты при старте
применялся поддон, защищавший ДУ первой ступени
от повышенного давления газов ПАД, для подвижного
грунтового комплекса, вследствие более низкого дав-
ления поддон оказался не нужен. ТПК для шахтного
варианта был выполнен металлическим, для подвиж-
ного грунтового - пластиковым.
При разработке шахтного варианта ракеты в кон-
струкцию корпусных узлов и ДУ были заложены тех-
нические решения (топлива и конструкционные ма-
териалы), примененные на ракетах 15Ж60 и 15Ж61,
обеспечивающие ракете высокие энергетические ха-
рактеристики и требуемую стойкость от ПФЯВ, а также
перспективного оружия, основанного на новых физи-
ческих принципах. Были приняты меры к сокращению
продолжительности и уменьшению высоты конечной
точки активного участка траектории. Эксплуатация РК
предполагала безрегламентную схему с профилакти-
ческим техобслуживанием боевого оснащения, совме-
щенным с техобслуживанием ПУ.
Памятник М.К.Янгелю
Памятник А.М.Макарову
580
Глава 7
Для системы преодоления ПРО вероятного против-
ника ракета РТ-2ПМ2 снабжалась комплексом ложных
целей новой разработки. Эти ЛЦ были неотличимы от
боевых блоков во всех диапазонах электромагнитных
излучений: видимом, лазерном, инфракрасном, ради-
олокационном, интенсивно работали до самой цели,
были стойкими к ПФЯВ и излучению сверхмощного
лазера с ядерной накачкой и др. Впервые были спро-
ектированы ложные цели, способные противостоять
РЛС со сверхразрешением.
Говоря об истории разработки комплекса «Универ-
сал» с ракетой РТ-2ПМ2, необходимо отметить прин-
ципиально отличавшиеся от всех предшествующих раз-
работок предприятия особенности этого комплекса,
описанные ниже.
Заказчик директивно (через ТТТ) потребовал рас-
ширить объект разработки - вместо традиционного
ранее БРК (полк) в разработку был задан РК (дивизия),
причем разработка РК должна была учитывать задава-
емую Заказчиком новую систему командных пунктов
РК; к РК (включая и его элементы) предъявлялся ряд
совершенно новых требований, а именно:
-	обеспечение стойкости всех объектов РК (защи-
щенность, автономность и др.) за счет фортификаци-
онных, пассивных и активных средств в условиях во-
енных действий с применением обычных боеприпасов
(неядерный период войны) до 30 суток;
-	обеспечение высокой стойкости РК в условиях
ядерной войны с учетом использования пассивных
(фортификационных) и активных (КАЗ) средств защиты.
-	обеспечение увязки РК со средствами информа-
ционной системы РВСН «Ярус», комплексом «Оре-
шек», средствами управления ПВО и ПРО позиционно-
го района ракетной дивизии;
-	оптимизация распределения функций между
составными частями системы командных пунктов РК
(ракетной дивизии) и др.
В разработке РК шахтного базирования кроме
традиционных смежников (КБСМ, ЦПИ-31, ЦПИ-20,
КБ «Вымпел», ЦКБТМ МОМ, НПО «Импульс», ГОКБ за-
вода «Прожектор») принимали участие совершенно но-
вые организации: 2 ЦНИИ МО - головной институт МО по
проблемам ПВО и ПРО, разработчики средств ПВО ЦНПО
«Алмаз» МРП (генеральный конструктор - Б.В.Бункин)
и КБП МОП (главный конструктор -А.Г.Шипунов), КБМ
МОП (генеральный конструктор - С.П.Непобедимый),
Казанский филиал Московского вертолетного завода
МАП (генеральный конструктор - М.Н.Тищенко) - всего
более 50 предприятий и организаций.
Большой вклад в решение вопросов по разработ-
ке РК внесли проектанты-комплексники: В.Н. Авто-
номов, Н.И. Зарубин, В.П.Болгарин, И.П. Фоменко,
А.А.Пуртов, А.Перцевой, А.Ю.Тимченко, С.С.Красота,
Н.НЛевченко, А.В. Дегтярев, В.П.Коггев, С.Я.Козин,
А.РКрасильников, А.А. Блюденов, С.П.Беляев.
Это был первый стратегический ракетный комплекс
КБ «Южное» нового, пятого, поколения, впитавший в
себя весь многолетний опыт предприятия по созданию
комплексов с твердотопливными ракетами. Ракетный
комплекс должен был обеспечить высокую защиту от
различных воздействующих поражающих факторов, а
ракета могла стартовать в условиях встречного, ответ-
но-встречного и ответного ядерного удара, в условиях
наличия у противника эшелонированной системы ПРО,
в т.ч. с элементами космического базирования.
К сожалению, из-за распада СССР все работы по
ракете РТ-2ПМ2 были прекращены, хотя в 1991 г. уже
была изготовлена первая ракета, предназначавшаяся
для летных испытаний на полигоне Плесецк. Однако,
по решению Главкома РВСН, ее отправка не полигон
была задержана до «прояснения ситуации», которое
затянулось на 3 года.
С.Н.Конюхов, ставший в 1991 г. генеральным
конструктором КБ «Южное», обратился к Президен-
ту России. Было проведено совещание, на котором
С.Н.Конюхов выступил с предложением, санкциони-
рованным правительством Украины, о дальнейшем
участии КБ «Южное» в создании ракеты РТ-2ПМ2. Од-
нако положительное решение достигнуто не было, хотя
совместная с Россией разработка могла бы привести к
сокращению сроков и значительной экономии средств
на создание комплекса. С принятием Украиной статуса
безъядерного государства с разрешения правительства
первая летная ракета 14 января 1995 г. была передана
Российской Федерации. Это был последний стратеги-
ческий ракетный комплекс, разработанный коллекти-
вом Конструкторского бюро «Южное».
fV.C.CaMuioHo£.
ОАО «Корпорация «МИТ»
СТАЦИОНАРНЫЙ ШАХТНЫЙ
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС
СТРАТЕГИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ «ТОПОЛЬ-М»
К середине 1980-х гг. международная обстановка
вновь накалилась. Быстро наращивались стратегиче-
ские ядерные силы США - на вооружение поступили
МБР «Пискипер», БРПЛ «Трайдент-2», морские и
авиационные крылатые ракеты. Впервые за два деся-
тилетия в Европе развертывались американские раке-
ты средней дальности - «Першинг-2» и «Томагавк».
Но в наибольшей мере грозила нарушением уже давно
сложившегося стратегического паритета объявленная
президентом США Р.Рейганом программа развития
систем ПРО, известная как «Стратегическая оборонная
инициатива», или (в просторечии) «Звездные войны».
581
История развития отечественного ракетостроения
Для сохранения сдерживающего потенциала РВСН
было принято решение о разработке комплексов с но-
вой универсальной МБР РТ-2ПМ2 «Универсал», вско-
ре получившей название «Тополь-М». Первоначально
разработка ракеты осуществлялась МИТ совместно с
днепропетровским КБ «Южное», которое, в частно-
сти, было головным разработчиком стационарного
шахтного комплекса, было ответственно за первую
ступень ракеты и начало ее изготовление на «Южном
машиностроительном заводе». МИТ разрабатывал
твердотопливные двигательные установки второй, тре-
тьей и боевой ступеней ракеты и вариант подвижного
грунтового комплекса. В конце 1989 г. был выпущен
совместный эскизный проект по ракете и шахтному
комплексу, а полгода спустя - по подвижному грунто-
вому комплексу.
Но сложившаяся в конце 1991 г. в результате рас-
пада СССР ситуация привела МИТ, возглавляемый
Б.Н.Лагутиным, к необходимости приступить к фор-
мированию скорректированной, исключительно рос-
сийской кооперации разработчиков и изготовителей
комплекса. В частности, к разработке первой ступени
подключилось НПО «Искра», а МИТ стал головным
как по подвижному грунтовому, так и по стационар-
Пуск ракеты комплекса «Тополь-М»
из шахтной пусковой установки
ному шахтному комплексам. С учетом проработок
вновь привлеченных организаций в 1992 г. МИТ вы-
пустил дополнение к эскизному проекту, отразившее
существенно изменившийся облик ракеты и комплекса
в целом, которые стали называться «Тополь-М».
При проектировании ракеты «Тополь-М» необхо-
димо было создать конструкцию, которая впервые в от-
ечественной и мировой практике позволила бы решить
ряд сложнейших задач. Требовалось разработать уни-
версальную по отношению к видам базирования ракету,
которая имела бы одинаково высокие боевые качества
как в составе стационарного шахтного комплекса, так
и в составе подвижного грунтового комплекса на базе
самоходной пусковой установки; высочайшую точность
стрельбы и возможность длительного боевого дежур-
ства в различных боевых готовностях; уровень стой-
кости к воздействию поражающих факторов в полете
выше, чем у любой из ранее созданных МБР; адаптив-
ность к развертыванию возможным противником си-
стем противоракетной обороны различного состава.
Несмотря на ограниченное финансирование,
низкую заработную плату, потерю доли квалифици-
рованных кадров, перешедших на заработки из госу-
дарственного в частный сектор, износ оборудования и
станочного парка, трудовые коллективы Московского
института теплотехники и смежников, сохранившие
главные качества - чувство высокого гражданского
долга и профессионализм, - сделали, казалось бы,
невозможное: создали уникальный комплекс, на мно-
го лет вперед утвердивший свой приоритет.
Удалось значительно улучшить один из основных
показателей боевого оружия - точность стрельбы,
снизить степень уязвимости ракеты при воздействии
на нее ПРО, повысить стойкость двигателей системы
управления и других частей ракеты в полете к воздей-
ствию поражающих факторов различных видов ору-
жия, включая ядерное, обеспечить повышенную ядер-
ную взрывобезопасность. Гарантийный срок хранения
новой ракеты больше, чем у созданных ранее.
Была решена еще одна важная задача: комплекс -
от разработки и изготовления до поставки в войска;
создан российской кооперацией. На всех этапах коо-
перация работала слаженно и выполняла намеченные
планы и требования Заказчика.
20 декабря 1994 г. с полигона «Плесецк» стар-
товала и успешно достигла цели первая российская
МБР «Тополь-М» шахтного базирования. Второй за-
пуск произведен в сентябре 1995 г., третий - 25 июля
1996 г. Четвертый пуск модернизированной МБР
«Тополь-М» был успешно выполнен 8 июля 1997 г. с
полигона «Плесецк», а 24 декабря 1997 г. на боевое
дежурство уже были поставлены первые МБР шахтно-
го базирования РК «Тополь-М».
В середине 1990-х гг. в результате оценок по-
литической и военной ситуации, которая могла бы
582
Глава 1
сложиться в мире в течение ближайших десятилетий,
руководством Российской Федерации было принято
принципиальное решение о продолжении финанси-
рования разработки и постановки на вооружение но-
вых ракетных комплексов стратегического назначе-
ния - подвижного грунтового «Тополь-М», а также
проработки комплекса, предназначенного для осна-
щения ПЛ. В этот сложнейший для страны и ее Воору-
женных Сил переходный период приказом министра
оборонной промышленности от 1 марта 1997 г. дирек-
тором и генеральным конструктором государственно-
го предприятия «Московский институт теплотехники»
был назначен Ю.С.Соломонов.
Успешные старты позволили Государственной
комиссии по проведению летных испытаний ракеты
«Тополь-М» рекомендовать 25 апреля 2000 г. при-
нятие на вооружение нового ракетного комплекса
стационарного базирования, а 13 июля 2000 г. указом
Президента РФ комплекс «Тополь-М» был принят на
вооружение РВСН.
Вся модернизация ракетной инфраструктуры под
новый комплекс проводилась по ресурсосберегающей
технологии, предложенной МИТ. Это обошлось на-
много дешевле по сравнению со строительством но-
вых ракетных шахт, командных пунктов и технической
ракетной базы, как это практиковалось ранее. На пу-
сковых установках обошлись минимумом строитель-
но-монтажных работ, так как ни глубина, ни диаметр
шахт не изменялись.
'ВЛ.'Ъсиилрь, 'Р.П.Канин,
С.Ф .Молчанов
ОАО «ГРЦ Макеева»
МОРСКИЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ
ТРЕТЬЕГО ПОКОЛЕНИЯ
К третьему поколению отечественных морских
баллистических ракет, разработка которых началась
в 1980-е гг., относятся следующие образцы:
-	ракета Р-29РК (генеральный конструктор -
В.П.Макеев, ведущий конструктор - А.Л.Зайцев); соз-
давалась с декабря 1980 по сентябрь 1982 г.
-	ракета Р-29РКУ (генеральный конструктор -
И.И. Величко, ведущий конструктор - А.Л.Зайцев); соз-
давалась с февраля 1985 по октябрь 1987 г.
-	ракета Р-29РКУ-01 (генеральный конструктор -
И.И. Величко, ведущий конструктор-А.Л.Зайцев); соз-
давалась с октября 1986 по март 1990 г.
-	ракета Р-39У (генеральный конструктор -
И.И. Величко, главный конструктор - А.П.Гребнев);
создавалась с мая 1985 по январь 1988 г.
-	ракета Р-29РМУ (генеральный конструктор -
И.И. Величко, ведущий конструктор - Ю.А.Каверин);
создавалась с февраля 1986 по март 1988 г.
-	ракета Р-39УТТХ, «Барк» (генеральный конструк-
тор - И.И.Величко, главный конструктор - В.Д. Кала-
бухов); разработка начата в марте 1986 г. и прекращена
в 1998 г.
Опытно-конструкторские разработки морских ра-
кет третьего поколения в 1980-е гг. были направлены
на применение новых боевых нагрузок с одновремен-
ным обеспечением возможности боевого применения
различных ракет с подводных лодок, а также улучше-
нием основных боевых характеристик (дальность и
точность стрельбы, форма и величина зоны разведе-
ния боевых блоков).
Особое место в перечисленных разработках занима-
ет ракета Р-39УГГХ «Барк», которая условно отнесена
к третьему поколению. По замыслу эта разработка от-
носилась к новому поколению. В этой связи сведения
о ней будут приведены в самом конце раздела.
Ракета Р-29РК
Ракета оснащена высокоскоростным боевым бло-
ком малого класса с зарядом увеличенной мощности,
разработанным для ракеты Р-39 (летная отработка на
специальных носителях К65М-Р в 1978-1979 гг). Макси-
мальная дальность стрельбы возросла на 5-6 %, на 43 %
увеличен диаметр зоны разведения боевых блоков для
трехблочной и семиблочной головных частей, на 40 %
улучшена точность стрельбы. В корабельных системах
управления выполнены доработки, обеспечивающие экс-
плуатацию и боевое применение новых и предшествую-
щих ракет типа Р-29Р. В1981 г. в ходе совместных летных
испытаний произведено двенадцать пусков ракет с ПЛ.
Ракета Р-29РКУ
В процессе опытно-конструкторской разработки в
ракете и комплексе проведены следующие работы:
-	применен новый боевой блок малого клас-
са мощности, созданный в опытно-конструкторской
разработке ракеты Р-29РМ; летно-конструкторская
отработка была проведена пусками девятнадцати спе-
циальных ракет-носителей К65М-Р по внутреннему
полигону; технический уровень блока соответствует
боеголовке Мк-76 (США);
-	обеспечена возможность пуска ракет в высоких ши-
ротах Арктики; отработано взаимодействие систем ракет-
ного и навигационного комплексов в высоких широтах, от-
личающееся от взаимодействия в традиционных районах.
Кроме того, при разработке в полной мере ре-
ализован адаптивно-модульный потенциал ракет
583
История развития отечественного ракетостроения
типа Р-29Р и соответствующих ракетных комплексов.
В частности, корабельная цифровая вычислительная
система, системы ракетного комплекса, аппаратура
ракеты и береговых служб обеспечили эксплуатацию
и применение с ПЛ различных ракет типа Р-29Р в лю-
бом сочетании в согласованном количестве, при этом
исключались ракеты, выведенные из эксплуатации.
Совместные летные испытания проведены пусками
восьми ракет Р-29РКУ с подводной лодки.
Ракета Р-29РКУ-01
В опытно-конструкторской разработке комплекса
Д-9РКУ-01 реализованы основные требования поста-
новлений правительства, принятых в феврале 1985 г.
(обеспечение боевого применения ракет в высоких
широтах) и в октябре 1986 г. (применение нового бое-
вого блока среднего класса мощности взамен штатно-
го ракет Р-29Р, Р-29РЛ, Р-29РК). Новый блок создан
для ракеты Р-29РМ и прошел летно-конструкторскую
отработку в пусках на различные условия входа в ат-
мосферу. На блоке впервые использован усовершен-
ствованный материал углерод-углеродной компози-
ции. Доработкой систем ракеты и ракетного комплекса
удалось расширить перечень ракет, применяемых на
подводной лодке в любом их сочетании.
Шестью пусками ракет Р-29РКУ-01 с подводной
лодки успешно завершены совместные (государствен-
ные) летные испытания. В процессе летных испытаний
пусками всех вариантов ракет типа Р-29Р подтвержде-
ны заданные показатели надежности.
Ракета Р-39У
Разработка проведена по постановлениям прави-
тельства, принятым в апреле 1984 г. и в мае 1985 г. На
ракете установлен новый малогабаритный боевой блок
малого класса мощности. Блок был разработан для
ракеты Р-29РМУ и по своим показателям (техническо-
му уровню) не уступал зарубежным аналогам. Специ-
альными пусками подтверждена возможность боевого
применения ракет и комплекса Д-19У в высоких ши-
ротах Арктики. Внедрен алгоритм разведения боевых
блоков на индивидуальные точки прицеливания в т.н.
произвольной (или свободной) зоне, увеличены воз-
можности разведения на дальностях стрельбы меньше
максимальной, сняты ограничения, связанные с фик-
сированной конфигурацией зоны разведения. При со-
вместных летных испытаниях было проведено десять
пусков.
Ракета Р-29РМУ
Модернизация ракеты Р-29РМ была задана поста-
новлением правительства о принятии ее на вооруже-
ние. В процессе разработки реализованы: повышенная
стойкость ракет к ПФЯВ; возможность применения из
высоких широт Арктики; стрельба по настильным тра-
екториям с малым подлетным временем; применение
РГЧ с четырьмя боевыми блоками среднего класса
мощности наряду с сохранением возможности пере-
оснащения десятью блоками малого класса мощности.
Возможность применения десятиблочной РГЧ была
Ракета Р-29РМУ
584
Глава 7
АПЛ пр. 667БДРМ
обеспечена конструкцией ракеты, бортовой и кора-
бельной системами управления, корабельной цифро-
вой вычислительной системой «Арбат».
Летная отработка включала в себя:
-	пуски 17 специализированных ракет-носителей
с 58 экспериментальными блоками среднего класса,
с параметрами входа в атмосферу, соответствующими
максимальной, промежуточной, минимальной даль-
ностям и настильным траекториям (1984-1987 гг.);
-	совместные летные испытания пусками 13 ракет
(август - сентябрь 1987 гг.) для отработки стрельбы по
настильным траекториям с повышенным забрасыва-
емым весом и сокращенным подлетным временем, а
также для подтверждения увеличенных зон разведения
боевых блоков на индивидуальные точки прицеливания,
стрельбы из высоких широт Арктики, возможности при-
менения ракет Р-29РМ и Р-29РМУ в одном залпе.
Итоги работ по морским ракетам
третьего поколения
В 1980-х гг. завершилось развертывание страте-
гических ядерных сил СССР. Морская составляющая
содержала четыре межконтинентальные ракеты: три -
жидкостные (две - с разделяющейся головной частью,
одна - моноблочная) и одну твердотопливную с РГЧ. В
США к этому времени на вооружении находились две
твердотопливные ракеты с РГЧ.
Во второй половине 1980-х гг. стало однозначным
решение о переходе на твердотопливное стратегиче-
ское ракетостроение. Такое решение соответствовало
затратным принципам развития командной экономики
и устраивало большинство руководителей военно-про-
мышленного комплекса, а также ряд исполнителей-
разработчиков.
В области морского ракетостроения разрабатыва-
ли многочисленные аванпроекты по твердотопливным
ракетам различной размерности: 30-тонная моно-
блочная (шифр «Вест»); 50-60-тонная с РГЧ (шифр
«Шторм»), 90-тонная с РГЧ (шифр «Барк»). При этом
каждый вариант соответствовал своему проекту ПЛ.
В опытно-конструкторскую разработку в 1986 г. был
переведен «Барк» (ракета Р-39УГГХ). В конечном ито-
ге разработка «Барка» объединилась со «Штормом»
в смысле размещения и на новых (проект 955), и на пе-
реоборудуемых (проект 941 У) ПЛ, а опытно-конструк-
торская разработка ракеты «Вест» не была начата.
Следует отметить, что наиболее совершенные
и эффективные ракеты третьего поколения Р-29РМ и
Р-29РМУ, в отличие от твердотопливных, создавались
для эксплуатации на существующей береговой инфра-
структуре ВМФ. Ракеты по настоящее время имеют
энерговесовое совершенство (технический уровень),
лучшее среди отечественных и зарубежных, жидкост-
ных и твердотопливных, сухопутных и морских бое-
вых стратегических ракет. Ракеты могут оснащаться
десятью или четырьмя боевыми блоками малого или
среднего класса. Дальность стрельбы позволяет про-
изводить пуски из районов боевого патрулирования в
Мировом океане и мест базирования. Точность стрель-
бы не уступает точности стрельбы межконтиненталь-
ными сухопутными ракетами. Трехступенчатая схема
ракеты не имеет аналогов среди жидкостных боевых
ракет как у нас, так и за рубежом. В иностранной прес-
се ракеты Р-29РМ и Р-29РМУ, имеющие общий До-
585
История развития отечественного ракетостроения
говорной индекс РСМ-54 (SS-N-23), определены как
«шедевр морского ракетостроения». Ракеты обладают
модернизационным потенциалом, реализация кото-
рого благоприятно скажется на поддержании боевых
свойств морских стратегических ядерных сил, напри-
мер, за счет установки более эффективных боевых на-
грузок, в т.ч. средств противодействия ПРО.
За разработку морских ракет третьего поколения
лауреатами Ленинской премии стали И.И.Величко,
П.С.Колесников (1978 г.), АЛ.Гребнев (1984 г.),
Н.Ф.Тамбулов (1989 г.), лауреатами Государствен-
ной премии СССР - А.Л.Зайцев, В.П.Макеев,
Н.Ф.Тамбулов (1978 г.), Е.М.Борисов, Е.В.Бушмин,
НАДунаев, В.Л.Клейман (1980 г.), Н.С.Данилов,
Н.Н.Тихонов (1981 г.), Л.И.Ахрамович, В.Т.Лизин,
Ю.М.Кутаев, Л.Н.Ролин, В.И.Феофилактов (1983 г.),
Ю.Н.Бочагов, В.Д.Калабухов, В.П.Макеев (1984 г.),
Н.П.Ершов, Ю.Д.Крайнов, К.М.Парамонов, В.Н.Рудин,
И.Н.Сивков, Р.И.Штин (1985 г.), И.И.Вахромеев
(1987 г.), М.М.Радашкевич (1988 г.), Ю.В.Ершов,
ЮАКаверин, Ф.Г.Курбанов, В.М.Попсуй (1989 г.).
Почетное звание Героя Социалистического Труда по-
лучил П.С.Колесников (1984 г.). Орденами Ленина на-
граждены И.И.Величко (1984 г.), Б.Н.Гришай (1987 г.),
Р.Н.Канин (1990 г.), В.П.Макеев (1984 г.), ААПрохоров
(1987 г.), В.В.Сударев (1984 г.), И.М.Ушаков (1984 г.).
Табл. 1
Сравнительные характеристики ракет третьего поколения СССР и США
Ракета (комплекс)	Р-9Р(Д-9Р)	Трайдент-1	Р-39 (Д-19)	Р-29РМ (Д-9РМ)	Трайдент-2
Год принятия на вооружение	1977	1979	1983	1986	1990
Дальность стрельбы, км	7000	7400	9000	9000	7800
Стартовая масса, т	35,4	32,0	90(84)	40,3	59,0
Диаметр, м	1,8	1,88	2,4	1.9	2,13
Длина, м	14,6	10,36	16,0	14,8	13,75
Забрасываемая масса, кг	1500	1500	2550	2000(2800)*	2800
Условный технический уровень, км	297	344	273	447	370
Примечания:
1. За условный технический уровень принято отношение (деление) забрасываемых и стартовых масс (без сбрасываемых элементов
пусковой установки у Р-39), умноженное на дальность стрельбы
2. * (2800) - записана в Договоре СНВ-1.
П.С.Колесников
(1924-2007 гг). Герой
Социалистического Труда.
С1959 по 1989 гг. работал
в КБ машиностроения:
с 1973 г.- заместитель
главного конструктора.
Лауреат Ленинской премии.
Н.Ф.Тамбулов
(1938-2007гг). В1960-2003гг.
работал в СКБ-385: в
1980-1999 гг. - заместитель
генерального конструктора
по проектированию. Лауреат
Ленинской и Государственной
премий СССР.
АЛЗайцев
(род. в 1939 г).
С1960г.-в СКБ-385:
с 1996г.-главный
конструктор направления
по космической технике.
Лауреат Государственной
премии СССР.
Е.М.Борисов
(1940-2009 гг). С1963
по 1992 г. работал в
СКБ-385: с 1976 г.-
начальник лаборатории
в отделе прочности.
Лауреат Государственной
премии СССР.
586
Глава 7
ЮДКрайнов
(1937-2002 гг.).
С1960 по 2002 г. работал в
СКБ-385: в 1976-1996 гг-
ведущий конструктор
темы. Лауреат
Государственной
премии СССР.
Н.С.Данилов
(1926-1988 гг.). С1949 по
1988работал в СКБ-385: в
1963-1986 гг. - заместитель
главного конструктора по
двигательным установкам.
Лауреат Государственной
премии СССР.
К.М.Парамонов
(1931-1990 гг.). С1950 по
1990 г. работал в СКБ-
385: с 1988 г.- начальник
конструкторского
отдела боевых блоков.
Лауреат Государственной
премии СССР.
В.Н.Рудин
(род. в 1936 г.). С1961 по
2004 г. работал в СКБ-
385: в 1981-2002 гг.-
начальник проектного
отдела боевых блоков. Д.т.н.
Лауреат Государственной
премии СССР.
& & di
В.И.Феофилактов
(род. в 1937г.). С1959 по
1998 г. работал в СКБ-385.
с 1986 г. - заместитель
главного конструктора
по двигательным
установкам. Д.т.н.
Лауреат Государственной
премии СССР.
Ю.В.Ершов (род. в 1936 г.).
С1959 г.-в СКБ-385:
с 1992 по 2002 г.-
заместитель начальника
отделения и начальник
отдела по системам
управления. Лауреат
Государственной
премии СССР.
Л.И.Ахрамович
(1931-2008 гг.).
Председатель Центральных
межведомственных
комиссий по постановке
ракет и комплексов на
серийное производство.
Лауреат Государственной
премии СССР.
ЮАКаверин
(род. в 1939 г.). С1963 г. -
в СКБ-385: с Не-
главный конструктор
направления по боевой
ракетной технике. Д.т.н.
Лауреат Государственной
премии СССР. Заслуженный
конструктор РФ.
Ю.Н.Бочагов
(1938-2012 гг.). С 1981г.-
начальник технологического
отдела СКБ-385.
Лауреат Государственной
премии СССР.
НАДунаев
(род. в 1932 г.). С1956 по
2002 г. работал в СКВ-385:
с 1986- ведущий инженер.
Лауреат Государственной
премии СССР.
ААПрохоров
(род. в 1937 г.). С 1960 г.-
в СКБ-385: с 2000 г,-
И.Н.Сивков
(род. в 1939 г). С 1962 г.
работал в СКБ-385: в 1990-
1997гг. - начальник отдела.
Лауреат Государственной
премии СССР.
главный специалист.
Лауреат премии Совета
Министров СССР.
587
История развития отечественного ракетостроения
Ю.М.Кутаев
(род. в 1935 г.).
В1958-2006 гг. работал
в СКБ-385: с 1970 г.-
начальник отдела.
Лауреат Государственной
премии СССР.
ВДКалабухов
(1936-2010 гг.).
С1960 г. работал в
СКБ-385: с 1994 г.-
ведущий конструктор.
Лауреат Государственной
премии СССР.
И.И.Вахрамеев
(род. в 1942г.). С1971
по 1990г. работал в
КБ машиностроения; с 1976г. -
начальник группы в отделе
систем наведения. Лауреат
Государственной премии СССР.
Р.И.Штин
(род. в 1930 г.).
С1955по 1996г. работал
в СКБ-385: с 1985г.-
начальник отдела
твердотопливных ракетных
двигателей. Лауреат
Государственной
премии СССР.
В.М.Попсуй (1935-2010 гг.).
С1989 по 1993 г,-
заместитель начальника
КБ машиностроения,
с 1998 по 2003 г. -
консультант директора
Миасского машзавода.
Лауреат Государственной
премии СССР.
М.М.Радашкевич
(1936-2011 гг.).
С1959 по 1992 г.
работал в СКБ-385:
с 1981 г.-заместитель
начальника отдела
аэродинамики. Лауреат
Государственной
премии СССР.
РНКанин
(род. в 1939 г.).
С1959 г.-
вСКБ-385:
ведущий
научный сотрудник.
В.В.Сударев
(род. в 1933 г.).
С1958 по 1996 г. -
в СКБ-385: с 1973 г. -
начальник отдела
систем управления.
Б.Н.Гришай
(род. 1936 г.).
С1961 г. работал
вСКБ-385:
в 1980-1992 гг-
начальник отдела динамики.
588
Глава 7
О ЖИДКОСТНЫХ
И ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ РАКЕТАХ
Во второй половине 1940-х гг. и в СССР, и в США
ракетные разработки базировались на трофейных ма-
териалах и включали, в числе прочего, проработки по
размещению жидкостных баллистических и крылатых
ракет на НК и ПЛ. Морское направление не было ре-
ализовано, а первые сухопутные ракеты на низкоки-
пящем топливе и в СССР, и в США были приняты на
вооружение.
В начале 1950-х гг. в СССР были получены опере-
жающие результаты в создании крупных однокамерных
двигателей на высококипящем топливе (А.М.Исаев,
1950 г.). Это позволило С.П.Королеву создать первые
малогабаритные сухопутные и морские ракеты: Р-11,
Р-11М, Р-11ФМ (первый в мире пуск с ПЛ - сентябрь
1955 г.). В США в середине 1950-х гг. появились первые
результаты в создании смесевых твердых топлив. Такие
результаты переориентировали морское ракетостро-
ение на твердотопливное направление, которое было
реализовано с применением чрезвычайно легких (по
тем временам) систем управления и боеголовок («По-
ларис А1», 1960 г.). Это позволило также перейти на
твердотопливные моноблочные межконтинентальные
ракеты («Минитмен-1», 1962 г.). В Советском Союзе
аналогичный результат был получен С.П.Королевым,
В.П.Мишиным и И.Н.Садовским (РТ-2,1968 г.).
В 1950-1960-х гг. имели место сравнительно не-
благоприятные условия развития отечественного раке-
тостроения: отставание от США во внедрении цифро-
вой вычислительной техники, в элементной базе для
приборов системы управления, в разработке малога-
баритных ядерных зарядов и систем их автоматики в
сочетании с различными подходами к мощности бо-
езарядов. По мере развития ядерных, радиоэлектрон-
ных и ракетных технологий влияние упомянутых об-
стоятельств сокращалось.
В 1970-е гг. в стратегическом ракетостроении реа-
лизовался переход от моноблочных к разделяющимся
(многоблочным) головным частям. Инициатива -
США: «Посейдон СЗ», 1971 г., «Минитмен-3», 1970 г.;
цель - достижение стратегического превосходства.
Потребовалось утяжеление боевой нагрузки (забра-
сываемого веса), что вело в отечественных условиях
к увеличению стартовых весов сухопутных ракет до
100-тонного уровня, морских ракет - до 35-40-тон-
ного уровня. В результате превосходство жидкото-
пливных стратегических ракет стало неоспоримым
(эксплуатационный вес до 20-30 тонн в контейнере),
а за твердотопливными ракетами сохранились моно-
блочность и средняя (не межконтинентальная) даль-
ность стрельбы для сухопутных и для морских ракет
(«Пионер», 1976 г.; Р-31,1980 г.; «Тополь», 1988 г.).
Возможность эксплуатации и сухопутных, и мор-
ских твердотопливных ракет 100-тонного класса была
достигнута в 1980-е гг, что потребовало соответству-
ющих затрат для создания новой инфраструктуры
базирования (ограниченной емкости) и наземного
оборудования, а также подводных лодок рекордного
водоизмещения. Реализовалось развертывание таких
ракет типа РТ-23 («Молодец») стационарного и желез-
нодорожного базирования, а также Р-39 («Тайфун»)
комплекса Д-19.
Ретроспективный анализ «соревнования» двух ти-
пов отечественных морских ракет ведет к многократно
подтвержденному выводу: все решения о твердото-
пливных разработках принимались в условиях опти-
мистических ожиданий как по срокам реализации, так
и по их характеристикам. Такому положению способ-
ствовали высокие достижения Соединенных Штатов.
При этом жидкотопливные аналоги сопоставлялись,
как правило, по уже достигнутому уровню. Кроме того,
Табл. 2
Результаты эксплуатации межконтинентальных морских ракет
Ракета (комплекс)	Количество аварийных ситуаций		Количество аварий с повреждением конструкций или задействованием аварийных систем подводной лодки		
	абсолютное знамени0	относительное значение1	абсолютное знамена	относительное значение2	
Р-29(Д9)ЖРД Р-29Р(Д9Р) Р-29РМ (Д9РМ)	72 25 7	0,26 0,11 0,07	2 (1976 г.) 1 (1982 г.) нет	0,091 0,071 0	0,07 суммарно
Р-39 (Д19)РДТТ	16	0,13	1 (1991 г.)	0,167	
Примечание:
1. К количеству развернутых ракетных шахт (ракет).
2. К количеству развернутых подводных лодок.
История развития отечественного ракетостроения
постоянно использовалось утверждение об эксплуата-
ционных преимуществах твердотопливных ракет, об их
более высокой безопасности. Это утверждение соот-
ветствовало первому периоду развития ракетной тех-
ники, когда делались первые шаги, когда возникали не
только случайности, но и оплошности, приводившие к
трагическим ситуациям. Это утверждение живет до сих
пор, несмотря на серьезные успехи в улучшении экс-
плуатационных свойств жидкостных ракет (заводская
заправка морских ракет, ампулизация и сокращенный
эксплуатационный вес сухопутных ракет).
Некоторые результаты эксплуатации морских ракет
приведены в табл. 2.
Во второй половине 1980-х гг. в отечественном ра-
кетостроении произошли как положительные, так и не
совсем логичные события, смысл которых можно из-
ложить следующими положениями. Во-первых, отече-
ственные атомная промышленность и ракетостроение
(прежде всего жидкотопливное) обеспечили стратегиче-
ское сдерживание, зафиксированное в международных
договорах о сокращении и ограничении стратегических
оборонительных и наступательных вооружений. Во-
вторых, отечественное твердотопливное ракетостроение
приблизилось к зарубежному (американскому) по тех-
ническому уровню; на вооружении появились первые
образцы с приемлемыми характеристиками. В-третьих,
к началу 1990-х гг. были созданы заделы по высокоэнер-
гетическим (и затратным) твердым топливам, которые
позволяли превзойти характеристики существующих за-
рубежных аналогов и исчезли после распада Советского
Союза. В-четвертых, перспективы жидкостного ракето-
строения как в плане увеличения энергетических воз-
можностей, так и в части улучшения эксплуатационных
свойств не нашли поддержки и практической реализа-
ции вследствие срочного и «страховочного» характера
жидкостных разработок. Итогом изложенного процесса
стала разработка ракеты Р-39УПХ.
Ракета Р-39 УТТХ («Барк»)
Постановлением правительства в августе 1986 г.
была начата опытно-конструкторская разработка ком-
плекса Д-19УПХ с ракетой Р-39УПХ (шифр «Барк»)
для размещения на АПЛ проекта 941, модернизируе-
мых в процессе заводского ремонта по проекту 941 У.
Почти через девять лет Указом Президента РФ в июне
1995 г. срок разработки был откорректирован и приня-
то предложение о размещении ракет Р-39УТТХ допол-
нительно на первых ракетоносцах нового (четвертого)
поколения проекта 955 («Борей»),
Разработкой по теме «Барк» ставилась задача пре-
взойти ракету США «Трайдент-2» по боевым свойствам.
Были заданы исключительно высокие требования к ха-
рактеристикам ракеты в сравнении с ракетой Р-39. Для
реализации аналогичного результата в США при пере-
ходе от «Трайдента-1» к «Трайденту-2» потребовалось
увеличение габаритов и почти двукратное утяжеление
ракеты, нам же надо было сохранить габариты ракеты и
ракетной шахты. Многократный рост боевой эффектив-
ности обеспечивался за счет не только перехода на бое-
вые блоки среднего класса мощности, но и повышения
точности стрельбы в 4 раза, увеличения стойкости блока
к поражающим факторам в 3-4 раза, а также оснаще-
ния средствами противодействия ПРО и реализации
стрельбы по непрогнозируемым, т.е. маневрирующим
(настильным, навесным, со случайными уводами в про-
извольной плоскости и т.д.) траекториям с разведением
ББ в произвольной и увеличенной зоне.
Реализация повышенной эффективности дости-
галась в основном за счет роста технического уровня
(энерговесового совершенства) ракеты. К основным
решениям, повысившим энергетические возможности
ракеты, следует отнести изменение компоновочной
схемы передней части - принята тандемная схема
расположения двигателя третьей и боевой ступеней,
рациональная для тяжелых ракет со значительными
габаритами; применение смесевых твердых топлив с
улучшенными энергетическими параметрами, превы-
шающими зарубежные аналоги; использование жид-
костной ДУ разведения ББ с повышенным запасом
топлива и логики разведения, обеспечивающей раци-
ональное перераспределение энергетических ресурсов
между дальностью стрельбы и зоной разведения. По
конструктивно-компоновочной схеме ракета представ-
ляет собой трехступенчатый носитель с последователь-
ным соединением ступеней и РГЧ (боевую ступень).
Не останавливаясь на конструктивно-компоно-
вочных особенностях ракеты Р-39 УТТХ, перейдем к
ходу ее разработки. До 1989 г. финансирование ве-
лось через Министерство общего машиностроения;
с 1989 г. - по государственному контракту с Мини-
стерством обороны. В 1992 г. завершен полный цикл
отработки маршевых и вспомогательных двигателей
ракеты (по 14-17 огневых стендовых испытаний).
В запланированном объеме выполнена наземная экс-
периментальная отработка системы управления.
До начала ЛИ с наземного стенда проведены ЛКИ
бросковых ракет с плавстенда - семь пусков; отработ-
ка системы отделения амортизационной ракетной си-
стемы в четырех пусках на полномасштабных макетах;
отработка процессов разделения ступеней; отработка
ББ среднего класса мощности 19 пусками носителя
К65М-Р. Планируемые ЛКИ бросковых ракет с экспе-
риментальной ПЛ были отменены.
На ход разработки влияло неустойчивое финанси-
рование, которое осуществлялось на уровне 40 % от
требуемого с задержками до полугода. Возникла необ-
ходимость замены топлива на верхних ступенях ракеты,
поскольку после распада Советского Союза комбинат
590
Глава 7
Гаэоеенеротор моддубо
мосодко
Гоэоеенеротор моддубо
поюсти под еовобиам
обтекотевем___________
Краажо АРС (снимается
СоединитеммЫ) отсек
Поборотмое упробвмхцее сопво
Пяоскость раэдевения пербоа
и блюдо ступеней
^ogyteoo иосодок
Гаэоеенеротор дм обрсообоицк кобедо
toeoteoo обтекотевь
Дбиеотевь отделения и убодо АРС
Амортиэоииониоо ракетное
системе (АРС). Отделяется но
пербах еекумдох повето
Гоборотное дробившее
раэдбижное оопяо
ХбостобоО отсек
Го: -нерот упрооммия по >
пербсо ступени
Зонд роэмешеиий поромобоео
оюдму^^^Р0 фобимцв
дм робот с ГрО)	Q
Резиио-метохвумесхое коермР/
(лускобоо стов). Лэобрсжен
уевзбно
Лриборндр отсек о
отсек tv попрей 7^
Зоне размещения 6
коб и средстб протобадеОс-
тбие лротоборокетноо
обороне
Дбиеотево ровбедеии*_____
Дбоеотевь третьей ступени
Дбиотея» бтороо ступени
Пояс резиио- метоввических
омортиоотороб
Отдемкикя ио neptex
секундах помто_____________

Пояоо ревина-метоявинеских
Омортиэотороб и обяиорото-
робОтдемото! но neptex
сектах <» □________________
Пвосхост» отдевемия
говобноео обтекотевя
Пвоскост» раэдевеиуя третьей
и боебой ступеней
Плоскость роэдеееиие Опорой
и третьей ступеней
Пеосхость отдехжи АРС
^оборотное упробееюшее
роэ^ лсмое солю
Компоновочная схема ракеты Р-39УТТХ
Ракета Р-39УТТХ перед отправкой на полигон
591
История развития отечественного ракетостроения
АПЛ проекта 941
в ближнем зарубежье был перепрофилирован на про-
изводство бытовой химии. В июне 1992 г. Совет глав-
ных конструкторов принял решение о разработке до-
полнения к эскизному проекту, по которому двигатели
верхних ступеней снаряжались октогеновым топливом
типа ОПАЛ, аналогичным топливу первой ступени. За-
мена топлива снизила энергетику ракеты, количество
ББ на ракете сократилось с десяти до восьми. В дека-
бре 1993 - августе 1996 г. было проведено по четыре
успешных огневых стендовых испытания двигателей
второй и третьей ступеней на новом топливе и выпуще-
ны заключения о допуске их к летным испытаниям.
Совместные ЛИ пусками ракет с наземного стенда
были начаты в 1993 г. В ноябре 1993 г., декабре 1994 г.
и в ноябре 1997 г. проведены три неуспешных пуска.
К концу 1997 г. на Златоустовском машинострои-
тельным заводе находилась полностью скомплектован-
ная ракета Р-39УПХ № 4, которая с учетом устранения
замечаний по третьему пуску могла быть отправлена на
полигон в июне 1998 г. Для следующих пяти ракет на
заводах имелся задел узлов и сборок в размере от 70
до 90 %. С учетом такого задела можно было провести
пуски двух ракет в 1998 г. Существовала возможность
завершения испытаний с наземного стенда в 1999 г. пу-
сками еще двух ракет. После этого в 2000 г. следовало
провести пуски пяти ракет с переоборудованной лодки
проекта 941 У. Техническая готовность комплекса на ко-
нец 1997 г. составляла 73 %, готовность переоборудо-
вания ракетоносца по проекту 941У - 83,7 %. Затраты,
необходимые для завершения разработки, по оцен-
кам Государственного ракетного центра, составляли
2,2 млрд руб. при сокращенном объеме совместных ЛИ.
Не останавливаясь на ходе и результатах комис-
сионного рассмотрения возможных вариантов раз-
вития и проблем, отметим, что в сентябре 1998 г. на
государственном уровне было принято предложение
Министерства экономики и Министерства обороны
о прекращении разработки комплекса Д-19УТТХ.
Также было принято предложение о форсированной
разработке (завершение в 2005 г.) малогабаритной
ракеты«Булава», унифицированной для наземного
и морского базирования. Кроме того, было принято
предложение Роскосмоса, поддержанное аппаратом
Совета безопасности, о возобновлении производства
(модернизации) ракет Р-29РМУ и проведении завод-
ских ремонтов ПЛ проекта 667БДРМ. Последнее ока-
залось весьма важным решением, благодаря которо-
му в России сохранились морские СЯС в условиях,
когда форсированная разработка «Булавы» так же,
как и разрекламированная унификация, оказалась
несостоятельной.
Относительно комплекса Д-19УТТХ ретроспектив-
ный анализ позволяет предположить, что прекращение
его разработки лишило Россию возможности исполь-
зовать морскую ракету Р-39УТТХ для шахтных и под-
вижных (железнодорожного базирования) сухопутных
стартов. Необходимость в такой ракете стала бы на по-
вестку дня после подписания в мае 2002 г. Договора
СНП (Московского договора), который исключил запрет
на ракеты наземного базирования с РГЧ, содержащей-
ся в Договоре СНВ-2. На сухопутном варианте ракеты
Р-39УПХ могло быть размещено от шести до двенад-
цати боевых блоков различного класса мощности с тра-
диционной для сухопутных ракет дальностью стрельбы.
592
Глава 7
'ВЛ.Самитшс
ОСВОЕНИЕ ПРОИЗВОДСТВА
НА КРАСНОЯРСКОМ МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОМ
ЗАВОДЕ БРПЛ Р-29РМУ
В 1986 г. было принято постановление правитель-
ства о создании на базе комплекса Д-9РМ комплек-
са Д-9РМУ с ракетой Р-29РМУ с целью реализации
повышенной стойкости ракет к ПФЯВ, возможности
применения их из высоких широт Арктики, стрельбы с
малым подлетным временем и сохранением возмож-
ности переоснащения на десятиблочную ГЧ.
Летная отработка ракеты Р-29РМУ включала в себя:
-	пуски 17 ракет с 58 блоками среднего класса с
различными параметрами входа блоков в атмосферу,
в т.ч. настильной траектории;
-	совместные летные испытания пусками 13 ракет
(август - сентябрь 1987 г.) для отработки стрельбы
по настильной траектории с повышенным забрасы-
ваемым весом и сокращенным подлетным временем,
подтверждения увеличенных зон разведения боевых
блоков, стрельбы из высоких широт Арктики.
В этой ракете нашли дальнейшее развитие кон-
структивные технологические и материаловедческие
решения, принятые в предыдущих ракетах морского
базирования. Фрезерование вафельных оболочек
производилось на более совершенных станках с про-
граммным управлением, степень нагартовки материа-
ла оболочек повышена, исходная толщина листов уве-
личена, введена сварка продольных и кольцевых швов
электронным лучом в вакууме, усовершенствованы
методы контроля. Все эти решения улучшили харак-
теристики ракеты и позволили обеспечить ее длитель-
ную гарантийную сохранность и надежность. Введение
сварки электронным лучом в вакууме потребовало
создания специального сварочного и контрольного
оборудования. Был создан специальный раскатной
стан для раскатки конических обечаек с повышенной
степенью нагартовки для двигательного днища первой
ступени. Внедрены более совершенные методы мойки,
вакуумной сушки и вакуумных испытаний.
Взаимодействие завода с разработчиками и техно-
логическими институтами осуществлялось по практи-
чески отработанным схемам. Это позволило в крат-
чайшие сроки произвести подготовку производства,
освоение технологических процессов и отработку
конструкции изделий. О темпах освоения новой ракеты
говорит тот факт, что завод начал получать конструк-
торскую документацию в 1979 г., а первое огневое ис-
пытание двигателя второй ступени на Химзаводе было
проведено уже в феврале 1980 г.
Освоение ракеты Р-29РМ, повышенные требования
к ее гарантийному сроку хранения потребовали введе-
ния новых технологий, таких как внедрение электрон-
но-лучевой сварки упрочненных алюминиевых спла-
вов, медных сплавов и специализированных сталей с
созданием уникальных вакуумных сварочных устано-
вок; повышения точности параметров механического
фрезерования обечаек и днищ; повышения качества и
точности литых деталей; внедрения плазменно-дуго-
вого нанесения теплозащитных покрытий; ротационная
вытяжка оболочек на стане холодной раскатки, которая
одновременно с формообразованием обеспечивала
повышение механических свойств материала; механи-
ческая обработка нагартованных алюминиевых сплавов
путем разработки специальных режущих инструментов
и режимов резания, что исключало нагрев выше 50 °C
и снижение механических свойств; освоение изготовле-
ния литых герметичных высоконагруженных корпусных
деталей турбонасосного агрегата из коррозионно-стой-
ких жаропрочных сталей; безоблойная изотермическая
штамповка деталей с заданным направлением волокна
с использованием эффекта сверхпластичности.
Отработка ракеты Р-29РМ и государственные ис-
пытания ракетного комплекса Д-9РМ были завершены
в 1984 г. Серийное производство ракет велось «Крас-
машем» 10 лет, начиная с 1983 г. В1993 г. производ-
ство было остановлено. За это время было изготовле-
но 228 ракет Р-29РМ, Р-29РМУ.
За успешное выполнение планов десятой пятилет-
ки, заданий по темпам роста объемов производства
и производительности труда за 4 года (рост объемов
производства составил 174,9 %; весь прирост выпуска
продукции обеспечен за счет роста производительно-
сти труда -176,5 %) в 1982 г. завод был награжден пя-
той правительственной наградой - орденом Трудового
Красного Знамени. Большая группа работников завода
была награждена орденами и медалями, а генераль-
ному директору В.К.Гупалову присвоено звание Героя
Социалистического Труда.
А.Ю.
ГП «КБ «Южное»
ГП «КБ «Южмаш
«ЗЕНИТ»-НОСИТЕЛЬXXI ВЕКА
16 марта 1976 г. было принято постановление
ЦК КПСС и СМ СССР № 183-70 о создании универ-
сального космического ракетного комплекса 11К77.
Головным разработчиком было определено КБ «Юж-
ное». Ведущим конструктором по комплексу «Зенит»
был назначен В.Г.Команов, помощником - Г.ГБедняк.
593
История развития отечественного ракетостроения
Ранее, в октябре 1973 г. ГУКОС выдало исходные
данные на разработку технических предложений по
универсальному космическому ракетному комплек-
су 11К77, в которых изложило требования по приме-
нению нетоксичных компонентов топлива - кислорода
и керосина.
Переход на низкокипящие компоненты топли-
ва явился для КБ «Южное» большим испытанием и
был воспринят многими, мягко говоря, без энтузиаз-
ма. Однако требование Заказчика, а также участие в
программе по созданию многоразовой космической
системы «Энергия» - «Буран» привели к необходи-
мости освоения низкокипящих экологически чистых
компонентов топлива.
Для обеспечения высоких энергетических возмож-
ностей ракеты-носителя «Энергия» при использовании
блока первой ступени PH 11К77 в качестве блоков пер-
вой ступени PH «Энергия» потребовалось обеспечить
максимально возможный запас топлива, поэтому при
выбранном диаметре блока 3,9 м его длина была приня-
та максимальной (31,4 м) из условия транспортировки
железнодорожным транспортом без остановки встреч-
ного движения. Пришлось даже согласовывать с МПС
мероприятия по устранению препятствий по маршруту
транспортировки. Применение жидкого кислорода по-
требовало значительных изменений в технологии про-
изводства, применяемых материалах, дооснащения экс-
периментальной базы КБЮ и ПО «ЮМЗ».
Совместно с заводом был проведен комплекс ра-
бот, который показал, что в качестве конструкционного
материала лучше применять нагартованный сплав по-
вышенной прочности -АМг-6-НПП, который позволял
при использовании освоенной технологии автоматиче-
ской аргонодуговой сварки обеспечить коэффициент
прочности сварного шва не ниже 0,9 от прочности ос-
новного металла.
Переход на диаметр
3,9 м потребовал доосна-
щения завода необходи-
мым оборудованием, в т.ч.
стапелями сборки-сварки
обечаек топливных баков,
специальными станками
для фрезерования вафель-
ных обечаек, штамповоч-
ной оснасткой для формо-
образования днищ и др.
Существенных изме-
нений в технологии по-
требовал также переход от
панелированных корпусов
топливных баков к вафель-
ным. Большую роль в этом
сыграл Институт электро-
сварки им. Е.О.Патона (ди-
f
А.С.Коротков
(род. в 1940 г.).
С2010г. -консультант
генерального директора
ГП ПО «ЮМЗ». Лауреат
Государственной премии
СССР, Государственной
премии Украины,
Государственной премии РФ.
ректор - Б.Е.Патон), разработавший и внедривший на
ПО «ЮМЗ» мощные электросварочные машины кон-
тактно-стыковой сварки продольных швов вафельных
обечаек и шпангоутов сложного сечения, а также сухих
отсеков, что практически полностью заменило клепку.
Определяющую роль в решении задачи оснащения за-
вода таким оборудованием сыграли А.С.Коротков и
коллектив возглавляемого им производства.
В экспериментальной базе потребовалось доосна-
щение и создание новых стендов и оборудования для
отработки узлов автоматики и ряда систем PH на крио-
генном топливе. Кроме того, была разработана большая
номенклатура оборудования для оснащения стендовой
базы НИИхиммаш для проведения проливочных и ог-
невых стендовых испытаний ступеней PH. Создателем
наземного комплекса стало конструкторское бюро
транспортного машиностроения (главный конструк-
тор - В.Н.Соловьев) - разработчик стартовых комплек-
сов ракет-носителей «Циклон-2» и «Циклон-3».
При проектировании КРК «Зенит» впервые в
практике ракетостроения был реализован принцип
комплексного подхода к решению проблем системы
«PH - наземное технологическое оборудование»,
учитывающий на основе компромиссных решений вза-
имные требования друг к другу каждой из двух состав-
ляющих. При этом в каждом конкретном случае при-
нимались решения, насколько можно «пожертвовать»
энергетическими характеристиками PH для реализации
полной автоматизации предстартовой подготовки или,
наоборот, как при конкретной схеме функционирования
комплекса выбрать тип и месторасположение узлов свя-
зи PH с наземными системами с тем, чтобы ущерб для
энергетических возможностей PH был минимальным.
КРК «Зенит» изначально проектировался как пол-
ностью автоматизированный комплекс, не требующий
присутствия обслуживающего персонала при нахож-
дении PH на пусковом столе в процессе предстарто-
вой подготовки, что позволяет управлять пусковыми
процессами дистанционно, в т.ч. по радиоканалу. При
этом всего за две с половиной минуты обеспечивается
стыковка в автоматическом режиме трех с половиной
тысяч электрических цепей и двадцати пяти топливных
и газовых магистралей стартовых систем с ракетой-
носителем. Менее чем за час производится заправка
в ракету-носитель более 400 т компонентов топлива.
Наиболее сложным вопросом, учитывая новизну
технических решений, явились разработка и согласо-
вание исходных данных на создание КРК. Представите-
ли КБ «Южное», КБТМ, а затем и Ново-Краматорского
машиностроительного завода работали в постоянном
контакте. Особенно сложными оказались вопросы
увязки PH с транспортно-установочным агрегатом
(организация опорных узлов PH на ТУА) и проведения
огневых технологических испытаний первой ступени
PH на старте.
594
Глава 7
Первая группа вопросов была решена путем введе-
ния на первой ступени PH специальных силовых опор-
ных узлов и перекомпоновкой приборного отсека вто-
рой ступени, а вторая - созданием средств удержания
PH на пусковом столе. Хотя проведение огневых тех-
нологических испытаний первой ступени PH на старте
не было принято, применение системы удержания PH
на старте до контакта подъема осталось актуальным.
Дело в том, что при рассмотрении условий стар-
та и его параметров была выявлена аварийная ситу-
ация, возникающая при действии суммы возмуща-
ющих моментов на ракету-носитель. На этом этапе
работ уже были приняты основные решения по PH,
пусковому устройству и их взаимной увязке, поэто-
му поиск рабочей схемы удержания оказался непро-
стым «орешком» для конструкторов КБТМ и КБЮ.
На это ушло больше года. Оригинальное решение
было предложено К.Г.Левиным (заместитель главного
конструктора КБТМ) совместно с работниками КБЮ
ГАОвчинниковым, Е.С.Шрамовым и др.
Был создан имитатор PH и специальный вертикаль-
ный стенд, с использованием которых на Юргинском
машиностроительном заводе проведены комплексные
функциональные испытания средств удержания PH. Как
показали дальнейшие события, наличие системы удер-
жания явилось сущей находкой для проекта «Морской
старт», т.к. обеспечивало возможность пусков при качке
пусковой платформы в условиях волнения океана.
Разработка оригинальной конструкции узлов свя-
зи PH с наземным оборудованием, разнесение их по
двум уровням (межступенная зона и хвостовой отсек
первой ступени) и объединение их по функциональ-
ным признакам позволили упростить и полностью ав-
томатизировать проведение стыковочных работ на ПУ.
Такая схема в сочетании с расстыковкой электропнев-
мокоммуникаций ходом стартующей PH впервые в ра-
кетной технике создала предпосылки к полному отказу
от узлов разового действия на стартовом комплексе.
Разработчиком двигателя первой ступени был
определен традиционный смежник - КБ «Энергомаш»
(генеральный конструктор - В.П.Глушко, а затем -
В.П.Радовский), которое разрабатывало ЖРД практи-
чески для всех ракет КБЮ. Разработчиком двигателя
второй ступени вначале предполагалось КБХА (глав-
ный конструктор - А.Д.Конопатов), но после того как
оно было определено разработчиком кислородно-во-
дородного двигателя для PH «Энергия», разработчи-
ком двигателя второй ступени стало также КБ «Энер-
гомаш».
КБ-4 была поручена разработка четырехкамерного
рулевого ЖРД второй ступени РД-8 с тягой в пусто-
те 8 тс (главный конструктор - И.И.Иванов, затем -
А.В.Климов). Для двигателистов новизна заключалась
в компонентах топлива: керосине РГ-1 и жидком
кислороде. Хотя ветераны КБ и завода еще помнили
особенности работы с жидким кислородом по ракетам
Р-1, Р-2, Р-5М, все же большинство конструкторов
такого опыта не имело. Другой особенностью было
решение впервые в практике ракетного двигателестро-
ения разработать рулевой ЖРД на жидком кислороде
по схеме с дожиганием генераторного газа, что позво-
лило достигнуть высокого уровня удельного импульса
(342 с) при гарантированном тройном ресурсе работы
(более 3500 с). Заказчик долгое время настаивал на
доработке второй ступени ракеты-носителя под двух-
кратный запуск, однако все проработки показали не-
рациональность такого мероприятия из-за усложнения
системы питания и ухудшения надежности. Высокие
характеристики рулевого двигателя позволили вместо
этого применить режим его длительной автономной
работы (до 900 с) в конце активного участка полета,
что существенно увеличило энергетические возмож-
ности PH при выведении КА на круговые орбиты вы-
сотой до 1700 км.
Разработчиком системы управления для КРК «Зе-
нит» стал также традиционный смежник - НИИ АП
(генеральный конструктор - Н.А.Пилюгин, затем -
В.Л.Лапыгин). Система управления PH «Зенит» вы-
полнена на базе высокоточного комплекса командных
приборов и быстродействующего цифрового вычисли-
тельного комплекса. Наряду с традиционными задача-
ми СУ PH «Зенит» решает ряд новых задач:
-	обеспечение безударного выхода PH из пусковой
установки путем управления поперечным смещением
ее хвостовой части на стартовом участке полета;
-	ограничение поперечных нагрузок на кон-
струкцию PH при движении в плотных слоях атмос-
феры путем регулирования пространственного угла
атаки;
-	обеспечение стабильности энергетических харак-
теристик двигателя РД170 путем реализации алгорит-
мов связанного регулирования по режиму тяги ДУ и
системы управления расходованием топлива с учетом
индивидуальных характеристик каждого экземпляра
двигателя РД170;
-	обеспечение возможности проведения бокового
маневра второй ступени по рысканию, что обеспечи-
вает практически любое наклонение орбит выведения
КА, а также позволяет сократить количество районов
падения отделяющихся частей PH.
На КРК «Зенит» впервые внедрена автоматизиро-
ванная система управления подготовкой носителя, вы-
полняющая функции централизованного управления
предстартовой подготовкой и пуском PH с проведени-
ем глубокой диагностики состояния узлов и систем и
обеспечением своевременного прекращения пусковых
операций в случае выхода контролируемых параме-
тров за допустимые пределы. АСУ ПН полностью обе-
спечивает подготовку и пуск дистанционно при отсут-
ствии личного состава в районе ПУ.
595
История развития отечественного ракетостроения
Ракета-носитель «Зенит» на старте
Реализованные принципы и технические решения по
увязке PH с КА, включающие разработку единого круп-
ногабаритного ГО, создание унифицированного поса-
дочного места для установки КА и специальной системы
их отделения от PH, обеспечение комфортных условий
по параметрам среды в зоне размещения КА, необходи-
мый объем и параметры электрических команд для КА
в системе управления, обеспечивают высокую универ-
сальность применения PH с различными КА.
Система телеметрических измерений КРК раз-
рабатывалась НПО ИТ (генеральный директор -
ОАСулимов), система внешнетраекторных измерений
ракеты-носителя - НИИ РИ (главный конструктор -
ГА.Барановский). В состав бортового измерительного
комплекса PH была включена базовая радиотелеме-
трическая система «Сириус», которая была разрабо-
тана при активной поддержке КБЮ
с использованием самой передовой
технологии в микроэлектронном ис-
полнении. Для внешнетраекторных
измерений использовались системы
«Вега» и «Меркурий-М».
Жесткие требования по необхо-
димым временным критериям под-
готовки PH к пуску потребовали авто-
матизации всех процессов подготовки
и испытаний системы измерений. Эта
задача была успешно решена специ-
алистами КБ «Южное» при участии
ОКБ «Спектр» Рязанского радиотехни-
ческого института (директор - главный
конструктор - В.И.Везенов) и ОКБ
МЭИ (директор - К.А. Победоносцев).
Технический и стартовый комплек-
сы PH «Зенит» создавались на по-
лигоне Байконур, причем в качестве
технического комплекса был исполь-
зован дооборудованный монтажно-
испытательный корпус боевой ракеты
Р-36, а стартовый комплекс создавал-
ся вновь. Строительство началось в
1978 г., однако большой объем строи-
тельно-монтажных работ и реальный
ход ввода в эксплуатацию объектов
военными строителями ставили под
угрозу срыва даже сдвинутые вправо
(из-за неготовности двигателя первой
ступени) сроки начала ЛИ. С целью
координации работ строительных под-
разделений Министерства обороны,
организаций Минмонтажспецстроя
и Минобщемаша на Байконуре была
создана межведомственная рабочая
группа под руководством ведущего
конструктора КБТМ И.М.Перельмана,
в работе которой участвовали специалисты КБЮ и дру-
гих смежных предприятий. Это во многом определило
успешный ход строительства, монтажа и испытаний на-
земного технологического оборудования.
С целью более надежного обеспечения сроков
готовности к ЛИ было принято решение о поэтапном
вводе в эксплуатацию объектов КРК «Зенит» и опреде-
лен пусковой минимум - одно рабочее место по под-
готовке PH в МИК и хранилище ракет-носителей на ТП
и одна пусковая установка с комплексом систем дис-
танционного управления операциями на этой ПУ.
Автономные испытания наземного технологического
оборудования технической позиции были проведены с
июня 1982 г. до июля 1983 г. с использованием заправоч-
ного и электрического макетов PH, параллельно прохо-
дили автономные испытания и на стартовом комплексе.
596
Глава 7
Большое внимание при испытаниях было уделено
чистоте заправочных коммуникаций систем заправ-
ки PH керосином и особенно кислородом, памятуя о
влиянии этой чистоты на работу двигателя. В процессе
отладки, автономных и комплексных испытаний стар-
тового оборудования было выполнено три установки
на ПУ электрического и шестнадцать установок запра-
вочного макетов PH.
Первая очередь технического и стартового ком-
плекса в феврале 1984 г. прошла полный объем назем-
ной отработки в целом с положительными результата-
ми. Однако для более тщательной проверки готовности
комплекса к началу ЛИ совместным решением За-
казчика и МОМ в программу летных испытаний был
введен дополнительный предполетный этап ЛКИ, на
котором была проведена комплексная проверка готов-
ности наземного технологического оборудования ТП
и СК, программно-методической и эксплуатационной
документации, а также готовность испытательных
подразделений и всех обеспечивающих служб по-
лигона.
Государственные совместные летные испы-
тания КРК «Зенит» проводились под руковод-
ством Государственной комиссии, назначенной
решением ВПК. Председателем Госкомиссии был
назначен первый заместитель Начальника косми-
ческих средств МО СССР Г.С.Титов, заместителем
председателя, техническим руководителем испы-
таний - генеральный конструктор КБ «Южное»
В.Ф.Угкин.
Испытания проводились боевыми расчетами
5 Испытательного управления полигона (началь-
ник - полковник В.А.Недобежкин) совместно с
представителями промышленности. В процессе
ЛКИ вместо штатного КА устанавливался ЭПН
минимальной массы, который представлял со-
бой упрощенный макет КА «Целина-2» с не-
обходимыми весовыми и центровочными ха-
рактеристиками (индекс 03.0694). Кроме того,
несколько PH «Зенит» были запущены с ЭПН
максимальной массы. Конструктивно он со-
стоял из грузового отсека и пристыкованного к
нему ЭПН 03.0694. Всего в процессе ЛКИ было
запущено семь ракет-носителей с эквивалента-
ми полезной нагрузки.
13 апреля 1985 г. в 13.00 ч был проведен
первый пуск PH «Зенит» 1Л. Задачи проверки
динамики старта, режимов работы всех систем и
агрегатов первой ступени, разделения ступеней,
запуска и выхода на режим двигателей второй
ступени были выполнены, и результаты пуска
PH 1Л Государственной комиссией были оценены
положительно. Это была победа после десятилет-
ней напряженной работы коллективов всей коо-
перации разработчиков. Был митинг, звучали по-
А
Ракета-носитель
11К77 «Зенит»
здравления от Заказчика, а В.П.Глушко поздравил всех
с началом летной отработки комплекса «Энергия» -
«Буран». Второй пуск ракеты-носителя был проведен
21 июня 1985 г. и также прошел успешно.
В течение 1985-1987 гг. в рамках ЛИ было прове-
дено еще 9 пусков. Все они прошли успешно, при этом
были выведены на орбиты как динамические макеты
КА и эквиваленты полезных нагрузок, так и два кос-
мических аппарата - «Тайфун-1 Б» и «Целина-2».
Постановлением правительства от 1 декабря 1988 г.
КРК «Зенит» с космическим аппаратом «Целина-2»
был принят на вооружение.
Создание КРК К11К77 отмечено Ленинской преми-
ей, лауреатами которой стали Н.В. Цуркан, М.И.Галась
и ВНДрозденко (ЮМЗ). Государственной премией
отмечены следующие сотрудники ЮМЗ: Г.Г.Бедняк,
Е.А. Ерофеев, В.Н.Шнякин, В.Н.Федоров, И.М.Игдалов
и ВАТуров.
Краткие технические
характеристики КРК 11К77
Компоненты топлива:
-	горючее - керосин РГ-1
- окислитель - жидкий кислород
Вес полезного груза, выводимого
на круговую орбиту высотой 200 км
и наклонением 90° -12300 т
Точность выведения КА (на орбиту
Нкр = 200км, / = 90°):
-по высоте-3,5 км
-	по наклонению - 2,0 угл. мин
- по периоду обращения - ±2,5 с
Время вывоза и пуска PH из готовности № 1 —1,5 ч
Периодичность пуска -5 ч
Точность пуска по времени - не более 0,2 с
Технические характеристики ракеты-носителя 11К77
Длина-57 м
Диаметр корпуса - 3,9 м
Стартовый вес (без веса КА) - 445 т
Диапазон масс полезных нагрузок - 3,0-15,7 т
Тяга двигателей:
-	первой ступени (на земле/в
вакууме) - 740/806,4 тс
-	второй ступени (основного/рулевого) -85/8 тс
Удельный импульс двигателей (в пустоте):
- первой ступени - 337 с
второй ступени (основного / рулевого) -
350/342 с
Сроки разработки и эксплуатации КРК 11К77:
Начало разработки -1976 г
Начало ЛКИ-1985 г
Принятие на эксплуатацию -1988 г.
Серийное производство ракет 11К77
осуществлялось на ПО «ЮМЗ»,
г. Днепропетровск.
597
История развития отечественного ракетостроения
А.Н.Кмрнлии, Т'.Н.Ахмета^,
С.ЪМкме&ш, СММкамнка
ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ 11А511У-ФГ «СОЮЗ-ФГ»
Наряду с созданием модернизированных ракет-но-
сителей «Союз-2», о которых речь пойдет ниже, с це-
лью обеспечения запусков пилотируемых КК «Союз-
ТМА» и транспортных грузовых кораблей «Прогресс
М1» в рамках темы МКС была проведена работа по
малой модернизации PH «Союз». Суть малой мо-
дернизации заключалась в применении на базовой
ракете-носителе «Союз» модернизированных путем
совершенствования форсуночных головок двигате-
лей первой и второй ступеней с минимальными до-
работками системы управления, систем опорожнения
баков и синхронизации и регулирования кажущейся
скорости. Такая PH получила условное наименование
«Союз-ФГ ».
Приволжский филиал НПО «Энергомаш» (г. Сама-
ра) усовершенствовал форсуночные головки двигателей
с целью улучшения смесеобразования, уменьшения
непродуктивного расхода горючего на завесное ох-
лаждение огневой стенки камеры, а также повышения
устойчивости камеры сгорания к высокочастотным
Ракета-носитель «Союз-ФГ»
1 - космический аппарат
2 - головной обтекатель
3-переходной отсек
4-бак горючего
5 - отсек системы управления
и системы измерения
6-бак окислителя
7 - маршевый двигатель
8-ферма переходная
9-приборный отсек
10,13-баки окислителя
11,14- межбаковые отсеки
12,15 - баки горючего
16,19-баки перекиси водорода
17,18-баки азота
20.23 - маршевые двигатели
21 - воздушный руль
22 - рулевые агрегаты
24 - разгонный блок «Фрегат»
598
Глава 7
Подготовка к старту PH «Союз-ФГ»
колебаниям. Таким образом, весьма «малой кровью»
были созданы двигатели РД-107А/108А (14Д22/14Д21).
Благодаря повышению полноты сгорания и некото-
рому изменению соотношения компонентов, подава-
емых в рулевые камеры, удалось повысить удельный
импульс более чем на 6 ед. по сравнению с исходным
вариантом; соответственно подросла и тяга двигателей.
При этом все основные элементы двигателей, кроме
камеры сгорания, были сохранены, что позволило су-
щественно сократить сроки и стоимость наземной отра-
ботки новых модернизированных двигателей.
Основная суть доработки форсуночной головки
состояла в замене двухкомпонентных форсунок на
однокомпонентные с введением специальных, высту-
пающих за плоскость днища форсунок, образующих
т.н. антипульсационные перегородки.
Летные испытания ракеты «Союз-ФГ»с модерни-
зированными двигателями первой и второй ступеней
прошли успешно, и в настоящее время эта ракета обе-
спечивает запуски пилотируемых КК «Союз-ТМА» и
«Союз-ТМА-М». Повышенные энергетические харак-
теристики двигателей первой и второй ступеней с но-
вой форсуночной головкой обеспечивают увеличение
массы полезного груза примерно на 200 кг.
PH «Союз-ФГ» исключила необходимость ис-
пользования PH «Союз» с «циклином» на бло-
ке второй ступени, однако область ее применения
ограничена возможностями аналоговой системы
управления. В составе «Союза-ФГ» используются
ГО диаметров 3,0; 3,3; 3,715 м. Ракета эксплуати-
руется с 2001 г. За это время стартовала 44 раза и
все пуски были успешными. Подтвержденный пока-
затель эксплуатационной надежности «Союза-ФГ»
составляет не ниже 0,984.
Краткие технические характеристики
PH «Союз-ФГ»
Стартовая масса (без космической ГЧ) - 306—310 т
Масса полезного груза, выводимого на околоземную
орбиту с космодрома Байконур (i = 51,8°; 64,8° (64,9°);
h = 190-250 км; Н=250-1000 км) - 5700-7200 т
Компоненты топлива:
-	окислитель - жидкий кислород
-	горючее - керосин Т-1
Диаметр ГО, используемого в составе с PH-3,0; 3,3; 3,7м
Тяга двигательных установок:
-	первой ступени у Земли - 3353,88 кН
-	первой ступени в пустоте - 4085,08 кН
-	второй ступени у Земли - 792,48 кН
-	второй ступени в пустоте - 990,18 кН
-	третьей ступени в пустоте - 297,93 кН
599
Старт PH «Союз-ФГ>
Глава 7
U.M.MaKMuutn, Ъ.4.3емм1нс1аи1,
АС.ОсаЬеяка,
ВКЛАД ЦНИИмаш
в РАЗВИТИЕ СТРАТЕГИЧЕСКИХ ВООРУЖЕНИЙ
и СОЗДАНИЕ КОСМИЧЕСКИХ
РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ в 1981-1991 гг.
Наиболее весомый вклад в этот период ЦНИИмаш
внес в определение технического облика твердото-
пливной ракеты РС-22 для стационарного и желез-
нодорожного (БЖРК) комплексов и выработку тре-
бований к ней, а также оценку рациональных условий
боевого функционирования БЖРК. Рассмотрев вари-
анты этой ракеты со стартовой массой от 100 до 150 т,
представленные КБ «Южное», институт признал необ-
ходимым вести разработку МБР со стартовой массой
не больше 100 т. Это позволяло относить ее к ракетам
«легкого» типа (в соответствии с положениями под-
писанного в 1972 г. СССР и США «Временного со-
глашения о некоторых мерах в области ограничения
стратегических наступательных вооружений» (ОСВ-1),
делало возможными ее развертывание в переоборуду-
емых пусковых установках МБР «легкого» типа и раз-
мещение в большегрузных железнодорожных вагонах
стандартных размеров (Г.С.Летучих, Ю.К.Егошин).
Другой крупной работой института были исследо-
вания по морским ракетам. На всех стадиях совершен-
ствования морской группировки ЦНИИмаш занимал
самую активную позицию в обосновании направлений
ее модернизации, в определении облика перспектив-
ных комплексов с БРПЛ. В этом плане в 1980-е гг. наи-
более значимую роль институт во главе с директором
ЮАМозжориным сыграл в выборе облика морского
ракетного комплекса с БРПЛ нового типа РСМ-52 на
твердом топливе и выработке технических требований
к такому РК (П.П.Бузаев, П.Ф.Браславский, НАОрлов).
Согласно первоначальному техническому за-
данию ВМФ на создание ракетного комплекса пред-
усматривалось, что конструкция ракеты РСМ-52
должна допускать установку взаимозаменяемых ГЧ
различного типа. Предварительные проектные про-
работки такой ракеты показали, что несмотря на ис-
пользование «нетрадиционной» конструктивно-ком-
поновочной схемы ракеты, ориентацию на внедрение
высокоэффективных твердых топлив, перспективных
конструкционных и теплозащитных материалов, вы-
полнение предъявляемых ВМФ требований к отдель-
ным ТТХ комплекса при заданных жестких ограниче-
ниях его габаритов проблематично. В связи с этим,
исходя из необходимости скорейшего развертывания
в рамках ВМФ группировки ПЛ, вооруженных БРПЛ
с разделяющимися головными частями, специалисты
КБ машиностроения, ЦНИИмаш и 28 НИИ МО обо-
сновали целесообразность оснащения ракет этого
комплекса полезной нагрузкой одного типа - много-
элементной РГЧ с высокоскоростными малогабарит-
ными ББ при наведении их на индивидуальные цели и
предложили компоновку такой ракеты. Данное пред-
ложение было реализовано в ходе создания комплекса
с ракетой РСМ-52.
Одновременно институт выступил с предло-
жением реализовать при функционировании РК с
ракетой РСМ-52 «сухой» способ старта ракеты из
шахты ПЛ, использовав для этого разрушаемую с по-
мощью детонирующих удлиненных зарядов мембрану
и пороховой аккумулятор давления (И.Т.Скрипниченко,
А.С.Даровский). КБМ для реализации старта ракеты
РСМ-52 были предложены амортизационная ракетно-
стартовая система и стартовый двигатель. В результате
обсуждения с участием руководителей предприятий
ЮАМозжорина и В.П.Макеева было принято со-
вместное решение по схеме старта, которое привело к
упрощению конструкции стартовой системы при обе-
спечении выполнения требований ТЗ.
С появлением разделяющихся головных частей
остро встал вопрос о зоне разведения боевых блоков
ракет и зависимости ее размеров от количества ББ.
Проведенные в ЦНИИмаш, КБМ (ныне ГРЦ им. ака-
демика В.П.Макеева) и институтах Министерства обо-
роны исследования целевой обстановки позволили
обосновать возможность существенного увеличения
зоны разведения ББ ракет с РГЧ при их модерниза-
ции. В дальнейшем была обоснована и возможность
обеспечения произвольной и переменной по энерге-
Г.С.Летучих
Ю.К.Егошин
П.П.Бузаев	П.Ф.Браславский
601
История развития отечественного ракетостроения
тике зоны разведения ББ ракет морского базирования,
что позволило добиться высокой эффективности их
использования. Основную роль в разработке и вне-
дрении новых схем разведения боевых блоков и соот-
ветствующих алгоритмов сыграло КБМ. Одна из таких
схем была использована на ракете РСМ-54.
Следует отметить важную роль директора институ-
та ЮАМозжорина в обосновании технического облика
ракеты РСМ-52, разработке рекомендаций и предло-
жений, отстаивании их на различных уровнях, экспер-
тизе институтом проектных материалов разработчиков
РК, анализе причин возникновения аварийных ситуа-
ций в ходе летных испытаний ракеты. Роль и участие
ЮАМозжорина в создании первой отечественной
МБР на твердом топливе, оснащенной многоэлемент-
ной РГЧ ИН с высокоскоростными малогабаритными
ББ, были по достоинству оценены, о чем говорит при-
суждение ему Государственной премии СССР в обла-
сти науки и техники.
Для обоснования основных направлений совершен-
ствования боевого оснащения (боевых блоков и средств
преодоления ПРО) стратегических ракет наземного
и морского базирования как наиважнейшей составляю-
щей части ракетного вооружения в 1970-е гг. институ-
том с участием широкой кооперации научных, исследо-
вательских и проектных организаций промышленности
(КБ «Южное», КБМ, НПОмаш, МИТ, ВНИИЭФ и др.)
и ведущих институтов Министерства обороны была раз-
работана долгосрочная комплексная программа «Осна-
щение», определившая основные направления развития
боевого оснащения отечественных ракет стратегическо-
го назначения. Согласно этой программе, утвержденной
на правительственном уровне, предусматривался ком-
плекс взаимосвязанных фундаментальных, поисковых,
проектных и экспериментальных работ в обеспечение
создания ББ нового поколения и средств преодоления
перспективной системы ПРО США.
Особое внимание в программе уделялось ка-
чественному уменьшению массовых и габаритных
параметров неуправляемых ББ, повышению удель-
ной мощности их зарядов, обеспечению высокой
стойкости ББ к ПФЯВ противоракет, дальнейшему
снижению рассеивания блоков на конечном (атмос-
ферном) участке полета, уменьшению их заметности
для средств раннего обнаружения и сопровождения
СПРН и ПРО США. Значительное место в програм-
ме отводилось также работам по созданию необхо-
димого научно-технического и экспериментального
задела по управляемым (маневрирующим и само-
наводящимся) ББ и перспективным средствам про-
тиводействия системе ПРО, обоснованию идеологии
адаптивного комплектования ракет боевыми блока-
ми и средствами преодоления ПРО.
Институтом совместно с КБМ (В.П.Макеев) впер-
вые в стране предложена и реализована новая ме-
тодология опережающей автономной отработки не-
управляемых и управляемых ББ с использованием
специального носителя (М.Б.Двинин, Ю.В.Чудецкий,
Г.Н.Черей). Результаты выполнения комплексной про-
граммы «Оснащение» и методология автономной
отработки в полной мере были использованы в ходе
создания первых отечественных малогабаритных вы-
сокоскоростных боевых блоков для РГЧ ИН морских
МБР РСМ-50, РСМ-52 и РСМ-54.
В сравнительно короткие сроки был организован
и проведен значительный комплекс поисковых, тео-
ретических, проектных и экспериментальных работ
по определению динамики уноса теплозащитных ма-
териалов наконечника и боковой поверхности ББ на
атмосферном участке полета, выработаны требования
к их теплофизическим и прочностным характеристи-
кам, обоснованы допуски изготовления корпусов и
отклонения центров тяжести блоков относительно их
главных осей. Работы велись под руководством перво-
го заместителя директора ЦНИИмаш В.С.Авдуевского.
Предложения и рекомендации института были
успешно реализованы промышленностью: созданы
материалы с требуемыми свойствами, разработана
технология их изготовления, проведена летная отра-
ботка боевых блоков и налажено их серийное произ-
водство. Следует отметить большой вклад института
в идеологию создания и отработки управляемых ББ,
в т.ч. в части реализации газоструйного способа управ-
ления ими в атмосфере.
Руководство США в начале 1980-хгг., взяв курс на
достижение военного превосходства над СССР, при-
602
Глава 1
ступило к наращиванию наступательного и оборони-
тельного потенциала своих Вооруженных Сил на базе
внедрения новейших научно-технических достижений.
США начали осуществление ряда крупных программ
модернизации стратегической триады. В марте 1983 г.
США выступили с обширной военной программой
разработки и развертывания в космосе ударного ору-
жия, получившей название «стратегическая оборонная
инициатива». В связи с появившимися новыми обсто-
ятельствами, угрожающими стратегической стабиль-
ности государства, в 1988 г. вышло постановление
ЦК КПСС и Совмина СССР о разработке долгосроч-
ной программы развития стратегического ракетного
вооружения в условиях предполагаемого развития
США эшелонированной системы ПРО с элементами
космического базирования. Работы выполнялись при
головной роли ЦНИИмаш с привлечением широкой
кооперации научно-исследовательских и проектно-
конструкторских организаций промышленности и Ми-
нистерства обороны.
Назначение института головной организацией по
разработке программы «Противодействие» было вы-
звано его высоким научным авторитетом у руководства
страны и отрасли по вопросам системных исследова-
ний перспектив развития стратегических вооружений
и сложившимся успешным многолетним взаимодей-
ствием института с организациями и предприятиями
различных министерств и ведомств. Координацию
работ института со стороны АН СССР осуществлял
академик Е.П.Велихов. В ЦНИИмаш исследования
осуществлялись под научным руководством директо-
ра ЮАМозжорина специалистами отделений № 11
(Ю.Г.Ренжин, Г.С.Летучих, В.М.Макушин) и № 13
(В.М.Суриков, А.Ф.Евич), а затем Центром системных
исследований (Г.С.Летучих) с участием отделения № 9
(отделение систем управления) (Э.А.Колозезный) и
других подразделений института.
Институтом совместно со смежными организация-
ми был разработан проект долгосрочной комплексной
программы нового этапа совершенствования стратеги-
ческих ракетных вооружений. Проект данной програм-
мы, рассмотренный высшим политическим и военным
руководством страны и получивший высокую оценку,
был положен в основу мо-
дернизации стратегических
вооружений на предстоя-
щий период.
Было принято решение
о проведении работы по
программе «Противодей-
ствие» поэтапно. На пер-
। вом этапе были проведены
прикладные, эксперимен-
тальные, проектно-поис-
ЭАКолозезный ковые работы по изыска-
нию мер противодействия и завершены проектные
разработки ракетных комплексов нового поколения.
В это же время были проведены проектные проработ-
ки в обеспечение мер противодействия комплексов,
развернутых ранее.
На втором этапе планировалось проведение ОКР
по комплексам нового поколения с эксперимен-
тальной (натурной) отработкой мер противодей-
ствия и проведением демонстрационных испытаний.
При этом был предложен новый принцип организа-
ции ОКР. Разрабатывается основной (базовый) вари-
ант комплекса, технический облик которого опреде-
ляется действующими договорными ограничениями,
и одновременно разрабатываются и отрабатываются
меры противодействия, которые могут быть внедре-
ны на базовом варианте комплекса в случае необхо-
димости парирования «стратегической оборонной
инициативы».
Такое построение программы позволяло гибко
реагировать на усилия США в области развертывания
средств ПРО и, в зависимости от темпов и сроков их
наращивания, проводить летные испытания варианта
ракетного комплекса с требуемым набором мер про-
тиводействия и его последующее развертывание.
На институт (Центр системных исследований) было
возложено организационное обеспечение проводи-
мых по программе работ, их научное и методическое
«сопровождение», обобщение и представление пред-
ложений в планы НИР и ОКР по стратегическим во-
оружениям в процессе их реализации.
В 1980-х гг. по поручению Военно-промышлен-
ной комиссии Совмина СССР в институте был соз-
дан специальный комплекс средств моделирования с
выводом информации на экран коллективного поль-
зования. Институт провел всесторонний анализ науч-
но-технических аспектов будущей системы ПРО США
и ее отдельных эшелонов, что позволило создать
математическую модель функционирования ПРО.
Был определен также состав возможных техниче-
ских решений, реализация которых на существующих
и перспективных ракетных комплексах могла бы ми-
нимизировать потери отечественных стратегических
средств от ПРО. Этот комплекс позволил в наглядной
форме демонстрировать предложения института по
развитию стратегических сил. С целью дальнейшей
конкретизации рекомендаций по мерам противо-
действия институт развивал и совершенствовал ма-
тематическое обеспечение «Комплекса имитацион-
ного моделирования» в направлении учета новых
технических средств американской ПРО (химический
и рентгеновский лазеры, кинетическое оружие и т.п.),
а также учета всего спектра мер противодействия.
Доработанная модель двусторонней операции страте-
гических сил успешно использовалась для всеобъем-
лющей оценки эффективности различных вариантов
603
История развития отечественного ракетостроения
развития отечественной системы вооружения с уче-
том реализации на ракетных комплексах тех или иных
мер противодействия (Э.А.Ашратов, В.В.Тимичев).
Полученные в ходе работ по программе «Противо-
действие» рекомендации и предложения сохраняют
актуальность и в настоящее время, в условиях, когда
США вышли из договора по ПРО 1972 г. и приняли
решение о создании эшелонированной системы ПРО.
Весьма своевременной и актуальной явились ор-
ганизация и проведение в 1985 г. при головной роли
института межотраслевой выставки, посвященной во-
просам обеспечения живучести и стойкости к ПФЯВ и
ОНФП группировок ракетных комплексов, отдельных
РК, их элементов, вспомогательных и обеспечиваю-
щих систем. Это позволило окончательно определить
приоритетные направления проводимых по програм-
ме работ, выявить наиболее многообещающие техни-
ческие решения, приступить к их экспериментальной
проверке и внедрению. В качестве примера следует
отметить серию проведенных на Семипалатинском
полигоне крупномасштабных физических опытов, ме-
тодическое и научное руководство которыми осущест-
влялось специалистами института (И.Ф.Дмитраков).
В 1980-е гг. заметно активизировались исследова-
ния института в области систем боевого управления,
чему в значительной мере способствовали передача
указанных работ в МОМ и определение института их го-
ловным исполнителем. Институт внес весомый вклад в
обоснование принципов построения единой СБУ СЯС
на основе научно-технического задела промышленно-
сти, полученного в ходе создания автоматизированной
СБУ РВСН, а также резервных и дублирующих систем
боевого управления. Это позволило уточнить ПТ
к единой СБУ СЯС - интегрированной космической
системе информационного обеспечения и управления
действиями СЯС в чрезвычайных условиях.
В 1980-е гг. в ЦНИИмаш были развернуты ис-
следования возможности использования принципов
гиперзвукового планирования для повышения ЛТХ
ракет и ракет-носителей. Определены основные кон-
структивные параметры гиперзвукового управляемого
аппарата, наиболее удовлетворяющие различным кон-
структивным ограничениям.
На основе методических разработок ЦНИИмаш
были сформулированы технические предложения
по созданию гиперзвукового летательного аппарата
(Ц.В.Соловьев, В.В.Кубышкин).
Важным этапом в сокращении ядерных арсеналов
СССР и США явилось заключение в июле 1991 г. До-
говора о сокращении и ограничении стратегических
наступательных вооружений (Договор СНВ-1). В раз-
работке положений этого договора и формировании
на межведомственном уровне позиции СССР на пере-
говорах с США активное участие принимали сотрудни-
ки института В.М.Суриков, Э.А.Ашратов, Г.И.Чумакин.
Совершенствование боевой ракетной техники всег-
да было тесно связано с развитием систем управлени-
ем боевых ракет. Активную позицию по обоснованию
направлений развитие СУ занимал ЦНИИмаш.
В 1981 г. в ЦНИИмаш была разработана многопа-
раметрическая динамическая модель, позволяющая
оценить дополнительные ошибки наземной системы
прицеливания при сейсмических воздействиях любой
интенсивности и пространственно-временного рас-
пределения. Полученные с помощью данной модели
результаты позволяли уточнить требования к системам
прицеливания. В частности, эти результаты были ис-
пользованы НПО машиностроения и КБ «Салют» в ряде
НИОКР по построению перспективных систем прицели-
вания. Основной вклад в решение данной задачи внесли
В.М.Лымарь, В.М.Рублев, А.И.Сытин, Л.С.Корникова.
С начала 1980-х гг. были начаты исследования по
созданию спутниковой системы навигации и аппара-
туры потребителей этой системы. При этом впервые
в отрасли была разработана точностная и функцио-
нальная модель зарубежной спутниковой системы на-
вигации «Навстар», предложено оригинальное реше-
ние по использованию аппаратуры потребителей этой
системы для решения дополнительной задачи - задачи
ориентации КА.
В 1980-е гг. продолжали укрепляться творческие
связи с предприятиями отрасли. Все научно-техниче-
ские отчеты по определению перспектив развития ко-
мандных приборов и конкретные рекомендации по их
совершенствованию в обязательном порядке направ-
лялись головным разработчикам изделий и систем
управлений, а также непосредственным разработчи-
кам командных приборов.
В результате в период с 1980 по 1988 г. по этому на-
правлению к внедрению на девяти предприятиях было
принято 31 техническое предложение ЦНИИмаш, о чем
свидетельствуют полученные акты внедрения. Оригиналь-
ность предложенных технических решений подтверждена
более 30 авторскими свидетельствами на изобретения,
авторами которых являлись ВМАчильдиев, А.В.Акимов,
ААВязиков, В.Н. Дрофа, В.М.Лымарь, Л.Я.Мещерякова,
Н.И.Моченов, Д.Н. Олейников, А.Н.Пестунов, Д.И.Попков,
В.М. Рублев, С.Н.Сидоров, В.П.Сидоров и др.
604
Глава 1
Усилилось также влияние ЦНИИмаш по вопросам
создания опережающего научно-технического задела в
области гироскопических командных приборов. Целый
ряд предложений по развертыванию исследований по
перспективным приборам был одобрен секцией № 4
НТС Минобщемаша и включен в план НИОКР отрасли.
В1988 г. была разработана, согласована с предпри-
ятиями отрасли и одобрена Советом главных конструк-
торов по гироскопии «Программа работ в области бес-
платформенных инерциальных блоков на XI пятилетку
и на период до 1995 года». Решением секции № 4 НТС
Минобщемаша данная программа была утверждена.
Большая работа была выполнена в 1988-1989 гг.
по разработке комплексной программы «Точность»
совершенствования гироскопических приборов для
всех типов изделий боевой и ракетно-космической
техники, разрабатываемых на предприятиях Миноб-
щемаша. В конечном счете программа «Точность»
предусматривала проведение работ по 26 техническим
направлениям, включая как работы по чувствительным
элементам различных типов, так и работы по команд-
ным приборам на их основе.
Программа «Точность» была рассмотрена и одо-
брена на двух заседаниях Совета главных конструк-
торов по гироскопии, на двух заседаниях секции № 4
НТС Минобщемаша, одобрена Решением коллегии
Минобщемаша и утверждена Решением № 244 от
27 июня 1989 г. Госкомиссии по военно-промышлен-
ным вопросам при СМ СССР.
Головным исполнителем работ по программе «Точ-
ность» был определен ЦНИИ машиностроения в лице от-
дела командных приборов СУ, а соисполнителями - все
гироскопические предприятия Минобщемаша. Работы по
программе были рассчитаны на шесть лет (1990-1995 гг.).
К сожалению, в связи с ликвидацией Минобщемаша реа-
лизовать программу «Точность» не удалось, что привело
на многие годы к отставанию отечественных разработок
гироприборов от их зарубежных аналогов.
В 1980-е гг. в ЦНИИмаш активно продолжались
аэрогазодинамические исследования отечественной
МКС «Энергия» - «Буран» и ее составных элементов
для обеспечения ЛКИ.
В 1987 г. была введена в строй крупномасштабная
аэродинамическая труба трансзвуковых скоростей У-21
периодического и непрерывного действия с подводом
различных подогретых газов в модель. Размер рабочей
части 1,4 х 1,4 м, диапазоны чисел Маха Моо = 0,2-2,0
и чисел Рейнольдса Re = 10М-108. Она используется в
первую очередь для отработки аэрогазодинамики тяже-
лых ракет-носителей (в т.ч. многоразовых) и космиче-
ских аппаратов различного назначения.
К наиболее сложным и важным проблемам, ко-
торые были решены ЦНИИмаш в процессе всей на-
земной отработки аэрогазодинамической компоновки
МКС, относятся следующие:
- разработка новых методик моделирования га-
зодинамики процесса старта PH, определение газо-
динамических, ударно-волновых, пульсационных и
тепловых нагрузок на МКС и стартовое сооружение
при старте изделия, проведение выбора устройств
уменьшения указанных нагрузок за счет впрыска воды;
созданная система наземной экспериментальной от-
работки газодинамики старта позволила обеспечить
опережающие исследования и выдачу рекомендаций
об оптимизации стартового комплекса ракеты-носите-
ля «Энергия»;
-	определение пульсационных нагрузок на стар-
товую конфигурацию (полную компоновку) МКС на
активном участке полета; были выявлены локальные
зоны с повышенными пульсациями давления, полу-
чены спектральные и корреляционные характеристики
пульсаций в межблочных каналах, выявлены и изучены
причины возникновения повышенных пульсационных
нагрузок (резонансных колебаний давления), предло-
жены конкретные пути и устройства их уменьшения,
устанавливаемые между блоками «А» и «Ц» МКС;
-установление возможности перестроения течения
на крыльях ОК в составе полной компоновки МКС при
определенных значениях параметров течения (Moo, Re)
на активном участке трансзвукового полета системы, в
т.ч. возможности реализации различных картин тече-
ния на левом и правом крыльях ОК, что необходимо
учитывать при задании допусков на аэродинамические
характеристики ОК в технической документации;
-	выполнение обширных экспериментальных работ
по струйному воздействию
МКС «Энергия» - «Бу-
ран»; определены аэрогазо-
динамические шарнирные
моменты маршевых дви-
гателей, выбраны схемы и
местоположения порохо-
вых ракетных двигателей
разделения на параблоке,
определены газодинами-
ческие нагрузки на ОК и
блоки при отделении ПБ;
разработаны методики мо-
на различные элементы
и.В.Соловьев
В.КДрофа
В.М.Рублев
605
История развития отечественного ракетостроения
делирования при проведении испытаний и пересчета
результатов модельных данных на условия натурных
струй газодинамических нагрузок при разделении сту-
пеней МКТС «Энергия» - «Буран» и влияния струй
на аэрогазодинамические характеристики ОК на мар-
шевом участке полета МКТС; в барокамере У-22М
изучено газодинамическое и эрозионное воздействие
к-фазы струй ПРД на теплозащитное покрытие ОК при
отделении ПБ; на струйной модели МКС масштаба 1:50
в трансзвуковой импульсной трубе У-11 исследованы
газодинамические и акустические нагрузки на изделие
при работе маршевых двигателей;
-	проведение совместных дополнительных ис-
следований РКК «Энергия», НПО «Молния», ЦАГИ и
ЦНИИмаш перед ЛКИ системы «Энергия» - «Буран»
по решению возникшей проблемы повышенных на-
грузок на узлы связи орбитального корабля «Буран»
с блоком «Ц» носителя «Энергия» при определенных
условиях обтекания на активном участке полета; в ре-
зультате проблема была решена путем модернизации
вертикального киля ОК и установочного угла атаки ОК
на блоке «Ц»;
-	выбор по предложению ЦНИИмаш стратегии спа-
сения разгонных блоков «А» МКС путем установки спе-
циального раскрываемого, скошенного под определен-
ным углом защитного устройства ДУ в кормовой части;
-	предложение путей уменьшения дополнительных
аэродинамических нагрузок, действующих на блок «А»
при до- и трансзвуковых скоростях полета, выбраны
варианты защитного устройства ДУ, специальных рулей
и аэродинамических стабилизаторов, технологических
обтекателей на корпусе блока, обеспечивающих аэроди-
намическую устойчивость и управляемость спасаемого
блока на требуемых режимах его полета при спуске;
-	определение необходимых аэродинамических
характеристик параблока (ПБ, связки двух спасаемых
блоков «А») в обеспечение безопасного безударного
отделения его от связки центрального блока «Ц» и ОК;
-	исследованы распределенные нагрузки на ОК
при гиперзвуковых скоростях потока, соответствующих
числам Маха Моо = 10 и 15 (установки У-7 и У-11).
Проведенные исследования внесли заметный вклад
в полученный совместно с другими организациями
(РКК «Энергия», ЦАГИ, НПО «Молния» и др.) полный
объем аэрогазодинамических характеристик МКС и ее
элементов, необходимый для проведения баллистиче-
ских, динамических и прочностных расчетов системы
в целом и ее составных элементов на всех участках
их функционирования. В ЦНИИмаш руководили ис-
следованиями в обеспечение наземной аэродинами-
ческой отработки МКС Ю.А.Демьянов, В.И. Лапыгин,
А.А.Чурилин, М.Н.Казаков, Б.С.Кирнасов, Б.Г. Бело-
шенко, В.А.Хотулев.
Всего за период отработки аэрогазодинамики МКС
«Энергия» - «Буран» (1972-1990 гг.) на всех режи-
мах полета на установках ЦНИИмаш было исследовано
более 200 вариантов сборки моделей, проведено бо-
лее 12000 экспериментов, подготовлено около 200 на-
учно-технических отчетов и 3 выпуска справочных
материалов. В обоснование газодинамических схем и
режимов штатного стартового сооружения PH «Энер-
гия» и УКСС было проведено более 4000 эксперимен-
тов на лабораторной базе ЦНИИмаш и около 150 экс-
периментов на стендах крупномасштабной (М 1:10)
базы в НИИХСМ.
На установках нового поколения продолжалась от-
работка теплообмена и тепловой защиты многоразовой
космической системы «Энергия» - «Буран». Исследо-
ваниями и отработкой теплообмена и теплозащиты си-
стемы «Энергия» - «Буран» в ЦНИИмаш руководили
НААнфимов, М.В.Савелов, И.Н.Мурзинов, В.В.Лунев,
А.Н.Румынский, БАЗемлянский. Исследования тепло-
защиты проводились комплексно на высокотемператур-
ных установках ТТ-1, У-15Т-1, У-13ВЧП (мегавапный
высокочастотный плазмотрон, введен в эксплуатацию
в 1982 г.), У-16. На установке ТТ-1 испытывалась ком-
бинированная теплозащита криогенных баков ракеты
«Энергия», испытывались углерод-углеродные и кера-
мические материалы (типа ТЗМК-10), предназначенные
для тепловой защиты теплонапряженных элементов
ОК «Буран» (ГАБеда, ВАФадеев, М.В.Савелов).
Для отработки фрагментов тепловой за-
щиты фюзеляжа и плоскости крыльев ОК «Бу-
ран» на установке У-15Т-1 разработана методи-
ка и создано экспериментальное оборудование.
Характерный размер испытуемых фрагментов
~ 1,0 х 0,6 м. Испытания пане-
лей плиточной теплозащиты на
установке У-15Т-1 были вклю-
чены в число зачетных испыта-
ний перед полетом ОК «Буран»
(ВАФадеев).
В целях исследований те-
плообмена в неравновесных
газовых потоках были разрабо-
таны методики проведения экс-
периментов в ВЧ-плазмотроне
и комплексной диагностики
606
Глава 7
параметров дозвуковых плазменных струй, методы и
программы математического моделирования течения
и теплообмена в разрядной камере, струе и около мо-
делей. Применительно к установке У-13ВЧП разрабо-
тана методика определения каталитической активности
ТЗМ при рекомбинации атомов кислорода и азота.
Проводились также теоретические исследования гете-
рогенных реакций и расчеты влияния каталитичности
на тепловые потоки к ЛА. Эти результаты использова-
лись при интерпретации лабораторных эксперимен-
тальных данных и их экстраполяции на натурные усло-
вия. Полученные данные о каталитической активности
углерод-углеродного и плиточного ТЗМ оказались в
хорошем согласии с результатами натурных испыта-
ний аппарата «Бор» и последующих летных испытаний
ОК «Буран» (Г.Н.Залогин, В.В.Лунев).
Исследования каталитических свойств материалов
тепловой защиты позволили уточнить температурные
режимы ОК «Буран» и подтвердить снижение рабочей
температуры поверхности плиточной теплозащиты на
100-150 °C за счет низкой каталитичности ТЗМ. По
результатам испытаний загрязненных и поврежден-
ных элементов плиточной теплозащиты и исследова-
ний особенностей теплообмена в зонах контакта ТЗМ
разного химического состава были выданы рекомен-
дации, позволившие избежать проявления нежелатель-
ных эффектов.
На установках У-16 (рабочая часть МГДТ-16) и
У-13ВЧП проводились также ресурсные испытания
плиточной теплозащиты ОК «Буран» и отрабатывалась
термохимическая стойкость углеродных материалов и
покрытий. За работы по созданию газодинамической
установки У-13ВЧП с высокочастотным индукцион-
ным плазмотроном и проведение исследований на
ней в обеспечение отработки ТЗМ для ОК «Буран»
сотрудники ЦНИИмаш ВЛДанилов, Г.Н.Залогин,
Л АКузьмин, ВАЧерваков совместно с сотрудниками
организаций «Агат», НПО «Энергия», НПО «Мол-
ния», ИЦ им. М.В.Келдыша, ИПМ РАН в 1988 г были
удостоены Государственной премии СССР.
Для анализа теплообмена аппаратов типа «Бор» и
«Буран» разработаны с привлечением результатов экс-
периментальных исследований методы расчета тепло-
обмена и температурных режимов с учетом простран-
ственных эффектов, перехода течения в пограничном
слое из ламинарного режима в турбулентный, завих-
ренности, зазоров между элементами ТЗП и т.д. (отдел
БАЗемлянского). За работы по исследованию темпе-
ратурных режимов сложных конструкций М.Г.Тренев в
1986 г. удостоен премии Ленинского комсомола.
В1975-1986 гг. подготовлен и выпущен ряд руко-
водств для конструкторов, а также справочные мате-
риалы по конвективному теплообмену, по лучистому
теплообмену, по температурным режимам изделий.
Выданы рекомендации по конвективному и лучистому
тепловым потокам на днище PH «Энергия» от струй
маршевых ДУ при движении по траектории. Проведе-
ны расчеты плазмы около ОК и определено затухание
радиоволн. Выданы рекомендации по оптимальному
расположению антенн для радиосвязи.
К началу 1980-х гг. относится становление по ини-
циативе и при активной поддержке начальника отделе-
ния Н.ААнфимова нового высокоинформативного и
автоматизированного термовизионного метода экспе-
риментальных исследований теплообмена на моделях
ЛА в аэродинамических трубах. Этот метод, претерпев
ряд модернизаций, до сих пор остается основным при
исследованиях теплообмена на моделях в аэродина-
мических трубах. Значительный вклад в разработку,
развитие и внедрение данного метода внесли П.Г.Итин,
Б.А.Землянский, А.Н.Никулин и др.
Большой объем экспериментальных исследований
теплообмена (в т.ч. высокоинформативных термови-
зионных) был проведен в установках адиабатического
сжатия У-7, У-11 на моделях ОК «Буран» при гиперз-
вуковых условиях полета с моделированием натурных
условий по числам Маха Моо - 1015 и Рейнольдса
ReooL ~ (О.б-^хЮ6. Эти исследования позволили
значительно уточнить принятую на тот момент на ос-
нове экспериментальных данных при Моо - 5-7 тем-
пературную схему корабля, особенно в теневой зоне.
Значительное внимание уделялось важной проблеме,
связанной с «падением» головного скачка уплотнения
на переднюю кромку крыла ОК «Буран». В этой об-
ласти на кромке крыла можно было ожидать весьма
высоких, опасных для конструкции уровней тепловых
потоков. Исследования течения газа и теплообмена в
этой зоне и локальное моделирование его в гиперзву-
ковой трубе У-7 показали, что эта схема не реализуется
и, таким образом, сняли проблему и обеспечили воз-
можность детальных расчетов температурного режима
элементов конструкции кромки, на основе которых со-
вместно с НПО «Молния» была разработана конструк-
торская документация этого узла (БА.Землянский,
О.И.Губанова, В.П.Тимошенко).
Тепловые режимы РКС «Энергия» - «Буран» на
активном участке траектории, отличающиеся высо-
ким уровнем тепловых потоков в зонах интерферен-
ции между блоками, ис-
следовались методом тер-
моиндикаторных покрытий
(О.Н. Остапович, Н.И.Ми-
лай). Результаты экспери-
ментов и теоретических ис-
следований по теплообме-
ну современных ЛА были
систематизированы и обоб-
щены в РДК под редакцией
В.САвдуевского и Б.А. Зем-
лянского (1985 г.).	БАЗемлянский
607
История развития отечественного ракетостроения
Все это позволило обеспечить успешные пуски двух
вариантов системы (15 мая 1987 г. изделия 6СЛ - без
орбитального корабля с полезной нагрузкой «Скиф»,
15 ноября 1988 г. изделия 1Л - штатная компоновка
с кораблем в автоматическом варианте). Летные ис-
пытания разработанной многоразовой системы под-
твердили в целом аэрогазодинамические и тепловые
характеристики, заложенные в техническую докумен-
тацию на основании проведенной наземной аэрогазо-
динамической отработки.
В 1980-е гг. проводились исследования по на-
учному обеспечению отработки наконечников из
УУКМ с малым баллистическим коэффициентом.
Большой вклад в эту работу внесли Ю.В.Чудецкий,
Ю.М.Липницкий и Ю.Д.Пчелкин. В 1982 г. было выпу-
щено РДК под научным руководством В.С.Авдуевского
и Н.А.Анфимова по отработке подобных изделий.
В РДК предусматривался комплекс теоретических
и экспериментальных работ, включая этапность ис-
пытаний, начиная с испытания материалов и элемен-
тов изделий на экспериментальной базе ЦНИИмаш и
НИИхиммаш и заканчивая летными испытаниями.
Были разработаны и внедрены на предприятиях
отрасли методы расчета температурных полей и из-
менения формы осесимметричных тел при уносе мас-
сы (программы расчета в воздушной среде и в струе
кислородо-водородного двигателя). Эти программы
широко используются в качестве основных для ана-
лиза летных и стендовых испытаний (В.Г.Пчелкина,
Ю.Д.Пчелкин, В.В.Знаменский).
Под задачи исследования УУКМ в ЦНИИмаш на
ЭДУ У-15Т-2 с мощностью до 50 МВт был отработан
уникальный турбулентный режим испытаний крупно-
масштабных внешнеобтекаемых моделей из углеродных
материалов (С.Л.Золотарев, Н.Б.Плевако). Проведен
комплекс экспериментально-теоретических работ по
влиянию структуры разрушающейся поверхности УУКМ
на моментные характеристики изделий и даны рекомен-
дации (Ю.Х.Ганиев, С.Л.Золотарев, Ю.Д.Пчелкин).
Были созданы методика и стенд по определению
фильтрационных характеристик полноразмерных на-
конечников из УУКМ. Этот стенд, в частности, широко
использовался для неразрушающего контроля техно-
логии изготовления наконечников. Были разработаны
методы расчета уноса массы и определения формы
наконечников из углерод-углеродных композици-
онных материалов в процессе обгара при движении
скоростного изделия по траектории. В анализе резуль-
татов ЛКИ и стендовых испытаний, разработке и уточ-
нении методов расчета теплообмена и теплозащиты та-
ких аппаратов принимали участие многие сотрудники
ЦНИИмаш (руководители - В.С.Авдуевский, Н.А. Ан-
фимов, В.В. Лунев, Ю.В.Полежаев, Ю.В.Чудецкий).
В1981 г. ЦНИИмаш был привлечен к анализу при-
чины аварии первого летного испытания (16 декабря
1981 г.) стратегической сверхзвуковой крылатой раке-
ты «Метеорит». На основе результатов исследований
были выданы рекомендации по выбору минимальной
величины возмущающего момента тангажа и попереч-
ной силы при отделении переднего блока, уменьше-
нию моментных аэродинамических характеристик
маршевой ступени путем увеличения угла развала со-
пел двигателей отделения, выбору величины момента
крена переднего блока и уменьшению значения этого
момента. Рекомендации вошли в летную докумен-
тацию и показали хорошее согласование с данными
телеметрических измерений в последующих пусках КР.
По результатам анализа аварийного пуска № 311
КР «Вулкан» были разработаны рекомендации голов-
ному разработчику КР по характеристикам, а также по
конструкции стартово-разгонной ступени, в частно-
сти, был введен щиток, обеспечивающий уменьшение
моментных характеристик маршевой ступени. По-
следующие пуски подтвердили надежность выданных
характеристик. Работы по КР «Метеорит» и «Вулкан»
еще больше укрепили авторитет ЦНИИмаш в области
струйной аэрогазодинамики изделий РКТ. Наибольший
вклад в отработку аэрогазодинамики указанных КР
внесли Б.С.Кирнасов, В.В.Воронин.
В 1980-е гг. на экспериментальной аэродина-
мической базе ЦНИИмаш проводились исследова-
ния в обеспечение отработки баллистических ракет
«Днепр», «Рокот», «Синева», «Шторм», «Кречет»,
«Тополь-М» для конверсионных целей. КБ отрасли
были обеспечены надежными исходными данными
в части аэродинамики для проектирования ряда пер-
спективных баллистических ракет, в т.ч. для случаев
полета их при больших углах атаки. Была отработа-
на задача аэродинамического управления полетом
второй ступени БР PC 22 путем отклонения носовой
части. В это же время была обеспечена аэродинами-
ческая отработка модернизируемых и разрабатывае-
мых ракет космического назначения «Союз», «Про-
тон», «Зенит», «Космос», «Ангара». В частности,
для РКН «Космос» в результате проведенных экс-
периментальных исследований были выбраны аэро-
динамические органы стабилизации, обеспечившие
устойчивость и управляемость этой РКН на режимах
полета первой ступени. Проводилась аэродинамиче-
ская отработка ГО в составе РКН на активном участ-
ке траектории полета. По рекомендации ЦНИИмаш
было принято решение об уменьшении угла излома
образующей в месте стыка носового конуса и цилин-
дрической части, что позволило снизить ударное на-
гружение конструкции при критических числах Маха.
Активные исследования в 1980-е гг. проводились и по
отработке аэродинамических характеристик крыла-
тых ракет морского базирования. Наибольший вклад
в проведение указанных выше исследований внесли
сотрудники ЦНИИмаш (В.И.Лапыгин, А.С.Бутков).
608
Глава 7
При создании МБР с РГЧ остро стоял вопрос
точности стрельбы, которая во многом зависит от
возмущений, получаемых отделяющимися элемен-
тами в процессе их разведения. Решение проблемы
определения и минимизации возмущающих сил и мо-
ментов проводилось путем наземной отработки газо-
динамики процесса разведения элементов боевого
оснащения в барокамерах У-22М и У-22. Результаты
отработки использовались при выборе оптимальной
конструкции РГЧ и закладывались в функционалы
стрельб соответствующих изделий. Проводилась от-
работка газодинамики процессов разведения эле-
ментов боевого оснащения РГЧ практически всех
изделий КБ «Южное», КБМ, МИТ. При использова-
нии в рамках конверсии МБР для запуска на орби-
ту космических аппаратов системы разведения РГЧ
адаптировались с учетом жестких требований по за-
щите от струйного воздействия (силового, теплового,
загрязняющего). Экспериментальная отработка (в ба-
рокамере У-22) была продолжена с использованием
адаптированных систем разведения КА. Эти работы
вместе с результатами методических исследований
(как экспериментальных, так и расчетно-теоретиче-
ских) были обобщены в томе справочных материалов
(основные исполнители - Н.Е.Храмов, А.А.Бачин,
В.С.Максименков). Наряду с БР и РКН в 1980-е гг.
проводилась аэродинамическая отработка армейских
и фронтовых оперативно-тактических ракетных ком-
плексов «Искандер», «Панцирь», «Тунгуска» и др.
(В.А.Козловский).
В начале 1980-х гг. на базе имеющихся экспери-
ментальных и расчетных данных была начата разра-
ботка методики оценки аэродинамических характе-
ристик PH во всем требуемом диапазоне скоростей
(до-, транс- и сверхзвуковые скорости). В дальнейшем
эта методика была усовершенствована для расчета
аэродинамических характеристик тел, представляю-
щих собой осесимметричный корпус с двумя поясами
несущих поверхностей (один их которых может быть
поясом цельноповоротных рулей) в широком диапазо-
не изменения чисел Маха, углов атаки, углов скольже-
ния и углов отклонения рулей. На базе этой методики
разработаны алгоритм и программа, которые ши-
роко используются в практике инженерных расчетов
в ЦНИИмаш и КБ отрасли (А.С.Бугков, В.В.Еремин,
О.М.Фельдштейн).
В 1982 г. ЦНИИмаш совместно с ЦАГИ было вы-
пущено руководство для конструкторов (В.Н.Архипов,
Р.М.Копяткевич, В.Г.Фарафонов и др.) в трех томах
по определению аэродинамических характеристик и
теплообмена ЛА в переходной области течений разре-
женного газа (высоты 80-140 км); аэродинамических
характеристик в свободномолекулярном потоке (высо-
ты свыше 140 км); силового и теплового воздействий
высотных струй двигательных установок на КА.
Экспериментальные и теоретические исследо-
вания проблемы ударно-эрозионного воздействия
пылевых и дождевых образований на ТЗП ББ и ра-
кет позволили выпустить в 1986 г. под редакцией
Ю.В.Полежаева, Ю.Г.Нарожного и В.Н.Шебеко «Руко-
водство для конструкторов», а в 1989 г. - отраслевой
стандарт, регламентирующий набор средств и порядок
получения основных характеристик эрозионной стой-
кости ТЗМ и ТЗП.
Результаты эрозионных исследований нашли при-
ложение и в вопросах оценки работоспособности
других важных узлов ракет. Так, при исследовании
взаимодействия двухфазной струи РДП в системах
разделения ступеней PH «Энергия» с плиточным
ТЗП ОК «Буран» на установке У-22 уже в 1983 г. стала
очевидной возможность сильного эрозионного разру-
шения плиток частицами смесевого топлива РДЯ.
Проблема оказалась чрезвычайно сложной и по-
требовала проведения трудоемких и напряжен-
ных исследований в течение трех лет в основном на
установке У-22 и на стенде 5052 предприятия «Заря
Востока» (г. Табошар, Таджикистан). Работы про-
водились совместными усилиями специалистов
ЦНИИмаш (А.Н.Румынский, В.Н.Шебеко, О.Н. Кудряв-
цев, М.В.Прочухаев) и НПО «Энергия».
При проведении экспериментальных исследований
было разработано и внедрено множество методик ис-
следований по определению параметров потока массы
к-фазы и уноса материала покрытий, которые позво-
лили не только разобраться в механизме сложного
процесса эрозионного разрушения, но и разработать
предложения на уровне изобретений (специальное
профилирование сопел параблоков, вставки из фто-
ролона и пр.), внедрение которых привело к резкому
снижению потока массы к-фазы и эрозионного уноса
материала теплозащитных плиток.
Для расширения возможностей экспериментальной
базы ЦНИИмаш в части исследования ТЗМ и элемен-
тов конструкций при больших давлениях (до 1x107 Па
и более) было предложено использовать ЖРД в каче-
стве источника высокотемпературного газового пото-
ка. Для реализации этого предложения в кооперации
с НИИхиммаш и Воткинским машиностроительным
заводом была проведена модернизация стендов В1-А
(НИИхиммаш) и ЭГ-36 (ВМЗ), а в 1985 г. были созданы
новые стенды ЭГ-46 и ЭГ-72 (ВМЗ).
За годы функционирования стендов В1-А и ЭГ-36
(1980-1987 гг.) проведено более 1000 испытаний раз-
личных материалов и натурных узлов, что способство-
вало разработке новых ТЗМ в ЦНИИмаш, а затем в
ЦНИИМВ, НИИграфит и в ВИАМ в кратчайшие сроки.
По результатам исследований были выпущены упомя-
нутые руководство для конструкторов и отраслевой
стандарт. Работа со стороны ЦНИИмаш проводилась
под руководством Ю.А.Полежаева и Ю.В.Чудецкого.
609
ГЛАВА 8
п
о
т
и
ПОДВИЖНЫМ ГРУНТОВОЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС СТРАТЕГИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ ТОПОЛЬ-М»
ПОДВИЖНЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС РС-24 «ЯРС»
КОМПЛЕКС С БРПЛ БУЛАВА-ЗО
ПРОДЛЕНИЕ СРОКОВ ЭКСПЛУАТАЦИИ РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ СТРАТЕГИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
ОПЫТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РАБОТЫ «СТАНЦИЯ •, «СТАНЦИЯ-2 «СИНЕВА» «ЛАЙНЕР»
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ «ЗЫБЬ «ВОЛНА «ШТИЛЬ» И ИХ МОДИФИКАЦИИ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЕ КОМПЛЕКСЫ СЕМЕЙСТВА -СТАРТ-
КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС «СТРЕЛА
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ДНЕПР-
КОСМИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ СОЮЗ 2-1А <С0ЮЗ-2-1Б> «СОЮЗ-СТ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИИ КОМПЛЕКС «МОРСКОЙ СТАРТ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС « НАЗЕМНЫЙ СТАРТ
РАЗГОННЫЕ БЛОКИ ТИПА «ДМ»
МЕЖОРБИТАЛЬНЫЕ БУКСИРЫ ТИПА «ФРЕГАТ
КОСМИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ «РОКОТ», «ПРОТОН-М»
КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС «АНГАРА»
ВКЛАД ЦНИИмаш В РАЗВИТИЕ СТРАТЕГИЧЕСКИХ ВООРУЖЕНИЙ И КОСМИЧЕСКИХ СРЕДСТВ
ВЫВЕДЕНИЯ
1992-2012 гг.
ОАО «Корпорация «МИТ»
ПОДВИЖНЫЙ ГРУНТОВОЙ
РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС
СТРАТЕГИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ «ТОПОЛЬ-М»
Возможность эксплуатации РК «Тополь-М» на
базе подвижной пусковой установки по аналогии с
существующим «Тополем» исторически была преро-
гативой Московского института
теплотехники. В новой ракете
были применены самые пере-
довые решения - твердые то-
плива повышенной энергетики,
корпуса двигателей из высоко-
прочных органопластиков, по-
воротные управляющие сопла,
двигательная установка с глу-
боким регулированием тяги.
Оригинальная конструктивная
схема позволила максимально
облегчить конструкцию энер-
гетически наиболее значимой
третьей ступени, расположенной
внутри соединительного отсека
второй ступени. С учетом необ-
ходимости прохождения через
т.н. пылегрунтовые образова-
Ю.С.Соломонов
(рол. в 1945 г). С 1997
по 2009 г. - директор и
генеральный конструктор,
с 2009 г. - генеральный
конструктор ОАО
«Корпорация «МИТ».
Академик РАН.
А.А.Дорофеев
(род. в 1949 г).
Первый заместитель
генерального директора
и генерального
конструктора
ОАО «Корпорация
«МИТ».
ния ядерного взрыва - грибовидные облака щебенки,
парящей в бешеных вихрях на высоте 10-20 км над
землей, - ракета была выполнена без выступающих
частей. Из-за этого пришлось отказаться от «визитной
карточки МИТ» - традиционных органов управления
первой ступени - раскрываемых в полете аэродинами-
ческих решетчатых рулей. Боевое оснащение надежно
прикрыто прочным обтекателем.
Высокая стойкость ракеты к воздействию всех
ПФЯВ и оружия на новых физических принципах обе-
спечивается стойкостью элементной базы системы
управления, а также тщательным подбором наиболее
А.П.Сухадольский
(род. в 1948 г).
Заместитель генерального
директора ОАО
«Корпорация «МИТ» -
генеральный конструктор
комплекса
«Булава».
610
Глава 8
Л. С. Соломонов
(род. в 1939 г.). Заместитель
генерального конструктора
ОАО «Корпорация «МИТ».
С.П.Никулин
(род. в 1954 г.). С 2009 г.-
директор ФГУП «МИТ»,
с 2010 г,- генеральный
директор ОАО «Корпорация
«МИТ». Лауреат
Государственной премии РФ.
Самоходная пусковая установка боевого грунтового ракетного комплекса «Топопь-М» на испытаниях
эффективных и стойких материалов, топлив и специ-
альных защитных покрытий весьма сложного состава.
Для обеспечения успешного преодоления космиче-
ского эшелона перспективной ПРО существенно сокра-
тили продолжительность работы двигателей. В резуль-
тате почти весь разгонный участок полета проходит в
пределах атмосферы, надежно прикрывающей ракету
от большинства видов оружия ПРО космического бази-
рования. Использование мощных органов управления,
а также бортовой аппаратуры с широкими возмож-
ностями впервые обеспечило возможность отработки
противоракетного траекторного маневра уклонения от
перехватчиков космического базирования.
Для прикрытия боевого блока на пассивном участ-
ке траектории МИТ совместно со смежными органи-
зациями разработаны высокоэффективные средства
противодействия ПРО. На их основе формируются
адаптивные комплексы средств противодействия, кон-
кретная комплектация которых будет определяться ка-
чественным и количественным составом систем ПРО,
выявляемым по мере их испытаний и развертывания.
Вследствие ограничений, накладываемых на мо-
дернизацию основными положениями договора СНВ-
2, ТТХ ракеты комплекса «Тополь-М» не могли пре-
терпеть значительных изменений и основные отличия
от РС-2ПМ кроются в особенностях полета и устойчи-
вости при проникновении сквозь системы возможной
противоракетной обороны противника. Поэтому ос-
новные технические решения по ракете определяют ее
высокий модернизационный потенциал.
«Тополь-М» - универсальная трехступенчатая
твердотопливная межконтинентальная баллистическая
ракета для шахтного и мобильного видов базирования.
Кроме того, эта ракета способна маневрировать в по-
лете, что затрудняет или даже делает невозможным
использование против нее средств противоракетной
обороны вероятного противника. Она оснащается мо-
ноблочной головной частью.
Для обеспечения требований, предъявляемых к
боевой ступени ракеты по сокращению времени дви-
жения при обеспечении требуемой точности разведе-
ния элементов боевого оснащения в заданном районе,
611
Испытательный пуск межконтинентальной
баллистической ракеты комплекса «Тополь-М»
Глава 8
принято решение о разработке уникальной твердото-
пливной ДУ верхней ступени с широким диапазоном
глубины регулирования по тяге - двигатель глубокого
регулирования.
Впервые в отечественной и мировой практике бо-
евая ступень ракеты («Тополь-М») оснащается твер-
дотопливным ДГР с пропорциональным управлением
газодинамическими процессами в камере сгорания,
при этом схема управления ДГР входит составной ча-
стью в систему управления ракеты. Принципиальной
особенностью ДГР является общность управляющих
исполнительных органов - сопловых управляющих
блоков как для стабилизации давления в ДГР, так и для
управления движением верхней ступени.
Это потребовало решения принципиально новой
и наисложнейшей задачи разработки и наземной от-
работки ДГР и его системы управления к четвертому
пуску модернизированной МБР «Тополь-М». Работа
была новой как для Московского института тепло-
техники, так и для ближайших смежников - ФЦДТ
«Союз» (разработчиков топлива) и НПО АП (разработ-
чиков системы управления ракеты), - и проходила в
трудный для всех период.
Новая МБР вызвала необходимость создания новой
пусковой установки. СПУ разработана волгоградским
ЦКБ «Титан» (генеральный директор и генеральный
конструктор - В.А.Шурыгин) на базе восьмиосного
колесного шасси Минского завода колесных тягачей
(главный конструктор - В.Е.Чвялев). Технические ха-
рактеристики МЗКТ-79221 исключительно высокие, не
имеющие мирового аналога по сочетанию грузоподъ-
емности и маневренности.
Успешные результаты испытаний позволяют гово-
рить о том, что комплекс мобильного базирования с
МБР «Тополь-М» обладает существенно более высо-
кими эксплуатационными характеристиками по срав-
нению с его аналогами пятнадцатилетней давности,
что неизбежно связано с его большей сложностью.
Можно сказать, что разработанная стратегическая
система ракетно-ядерного оружия по праву станет ос-
новой группировки РВСН российской армии в XXI в.
С учетом динамики постановки РК на боевое дежур-
ство он будет находиться на вооружении российской
армии до 2040 г.
ПОДВИЖНЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС
РС-24 «ЯРС»
Разработки РК «Ярс» проводились во исполне-
ние постановления Правительства РФ № 548-38 от
4 сентября 2003 г. в соответствии с ИЗ Министерства
обороны РФ № Т-002009. Ракетный комплекс «Ярс»
разрабатывался как универсальный, в котором ракета
была унифицирована для базирования как в составе
подвижного грунтового РК, так и в составе стационар-
ного (шахтного) РК.
613
История развития отечественного ракетостроения
Ракета оснащается разделяющейся головной частью
с 4-6 боевыми блоками малого класса с эффектив-
ным комплексом средств преодоления ПРО, при этом
ДУ маршевых ступеней, соединительные отсеки и го-
ловной обтекатель заимствованы от МБР «Тополь-М».
Другой конструкционной особенностью боевой
ступени ракеты по сравнению с ракетой «Тополь-М»
явились разработка и применение в МБР «Ярс» дви-
гательной установки на твердом топливе с глубоким
регулированием тяги и большим временем работы, не
имеющей аналогов в отечественной и зарубежной прак-
тике двигателе- и ракетостроения.
Также следует отметить улучшенные точностные и
габаритно-массовые характеристики бортовой аппа-
ратуры системы управления. Эти преимущества по-
зволили сделать новый большой шаг в направлении
повышения боевой эффективности РК разработки
ОАО «Корпорация «МИТ», в т.ч. за счет эффективно-
сти преодоления многоэшелонированной ПРО, боль-
шой площади разведения ББ, повышения точности
стрельбы.
Государственные летные испытания ракеты и ра-
кетного комплекса были проведены в сжатые сроки.
Первый пуск был проведен с полигона Плесецк 29 мая
2007 г, а последний (третий) - 20 ноября 2008 г.
В 2009-2010 гг. подвижный грунтовый ракетный
комплекс «Ярс» был поставлен на боевое дежурство
и включен в состав стратегических ядерных сил РФ в
соответствии с распоряжением Президента РФ №215
от 6 апреля 2010 г.
КОМПЛЕКС С БРПЛ «БУЛАВА-30»
Погрузка ракеты «Булава-30»
в шахту подводной лодки «Дмитрий Донской»
Создание нового корабельного ракетного ком-
плекса велось практически той же кооперацией разра-
ботчиков и изготовителей, которая выполняла работу
по комплексу «Тополь-М» с «морским» дополнени-
ем к ней. Здесь следует упомянуть ведущие предпри-
ятия отрасли: ФГУП «ЦКБ МТ - «Рубин» (начальник
и генеральный конструктор - И.Д.Спасский), завод
- строитель подводных атомных ракетоносцев - «Се-
верное машиностроительное предприятие» (генераль-
ный директор - В.П.Пастухов), ФГУП - ГРЦ «КБ им.
академика В.П.Макеева» (начальник - генеральный
конструктор - В.ГДегтярь), ФГУП «НПО автоматики»
(генеральный директор - Л.Н.Шалимов).
Единая кооперация предприятий-разработчиков
комплексов наземного и морского базирования по-
зволяет не только при выполнении данной работы, но
и впоследствии создавать на высочайшем научно-тех-
ническом и производственном уровнях комплексы
любого вида базирования. При этом наиболее эффек-
тивно используются кадры высококвалифицированных
Испытательный пуск ракеты
с подводной лодки «Дмитрий Донской:
614
Глава 8
специалистов, суммируются возможно-
сти лабораторной, экспериментальной и
стендовой баз организаций.
Морская ракета «Булава-30» в зна-
чительной степени унифицирована с
межконтинентальной ракетой наземно-
го базирования «Тополь-М», однако не
является ее прямой модификацией, по-
скольку с позиций теории проектирова-
ния это принципиально разные подходы.
Габаритные ограничения, которые на-
кладываются при проектировании БРПЛ,
отличаются от ограничений для ракет
сухопутных комплексов. Здесь идет речь
об унификации, во-первых, отдельных
элементов комплекса, а во-вторых - об
унификации технологий. В этом смысле
МИТ по максимуму заложили в разра-
ботку сам принцип унификации, кото-
рый на сегодняшний день на практике
реализуется при создании комплексов
различного назначения применительно к
СЯС не только морского, но и наземного
базирования.
БРПЛ «Булава-30» разработки Мо-
сковского института теплотехники унас-
ледовала от «Тополя-М» принцип ис-
пользования в ракете твердого топлива,
гарантирующий эксплуатационные пре-
имущества, а также методологию про-
ектирования, обеспечивающую высокую
надежность и отработанность основных
систем и агрегатов. В целом - это но-
вая конструкция, создание которой по-
требовало целого ряда нетрадиционных
решений. При проектировании «Була-
вы-30» были не только использованы
достижения, реализованные в ракете
«Тополь-М», но применены уникальные
конструктивно-схемные решения, позво-
лившие выйти на более высокий уровень
совершенства, в частности, применение
новых топлив и материалов. Например,
в ракете была применена компоновочная
схема, ранее не использовавшаяся ни на
одном отечественном или зарубежном
изделии, при которой третья и вторая
ступени защищены соединительными
отсеками от воздействия внешней, в т.ч.
морской среды. Все это призвано обе-
спечить высокую эффективность «Бу-
лавы-30» с учетом дальней перспективы
совершенствования противостоящих сил
и средств противолодочной и противо-
ракетной обороны.
Подводная лодка проекта 955 «Юрий Долгорукий»
и испытательный пуск ракеты «Булава-30»
615
История развития отечественного ракетостроения
Одной из серьезных, хотя и вполне решаемых про-
блем явилось отсутствие у специалистов Московского
института теплотехники опыта создания ракет с обе-
спечением старта из подводного положения. Однако
за короткое время ученые и конструкторы института,
использовав весь накопленный опыт в нашей стране в
этой области, всю сохранившуюся экспериментальную
базу, кооперацию соисполнителей, чтобы свести риски
к минимуму, освоили все «премудрости» такого стар-
та и вышли на создание новой ракеты. Сегодня можно
констатировать: то, что сделано, позволило институту с
уверенностью выйти на этап испытаний РПКСН в под-
водном положении.
Испытания и методология, которые предложены
ФГУП «МИТ» - головным разработчиком комплек-
са, - принципиально отличаются от всего того, что
было сделано раньше, поскольку в них заложена реа-
лизация двух основных положений. Во-первых, объем
отработки, который предшествует началу испытаний
на подводном крейсере, должен быть таким, чтобы,
выполнив задачи этих испытаний, обеспечить их мак-
симальную безопасность. Во-вторых, данная мето-
дология должна предполагать минимизацию затрат
этого очень емкого с точки зрения и материальных, и
трудовых, и финансовых ресурсов этапа работ. То, что
уже сделал коллектив МИТ, вписывается полностью
в эту схему организации и методологии проведения
испытаний, полученные результаты подтвердили пра-
вильность принятых конструкторских решений и по-
зволили перейти к следующему этапу испытаний.
В соответствии с планами создания комплекса,
МИТ обеспечил готовность к проведению первого
пуска в 2004 г. Этому предшествовала специальная
процедура, как это и предусмотрено договором по
ограничению стратегических наступательных воору-
жений. В 2003 г. начались бросковые испытания ма-
кета МБР «Булава» с борта подводной лодки «Дми-
трий Донской» сначала в надводном положении.
В сентябре 2004 г. с борта подводного крейсера стра-
тегического назначения «Дмитрий Донской» в аква-
тории Белого моря был запущен полномасштабный
весогабаритный макет ракеты «Булава-30». Макет,
выстреленный с помощью порохового аккумулятора
давления из шахты ПЛ, находящейся на определенной
глубине, вышел на нужную высоту, на которой пред-
полагался запуск маршевого двигателя.
Испытания показали: ПЛАРБ «Дмитрий Донской»
после пуска сохранил глубину в стартовом коридоре.
МИТ с проблемой подводного старта успешно спра-
вился. 27 сентября 2005 г. на северном морском по-
лигоне из акватории Белого моря с борта атомного
подводного ракетоносца «Дмитрий Донской» был
произведен старт ракеты «Булава-30» из надводного
положения. Старт прошел успешно, ГЧ достигла задан-
ной точки в районе полигона Кура на Камчатке.
В настоящее время в МИТ ведутся работы по не-
скольким опытно-конструкторским темам. МИТ явля-
ется ведущим предприятием в стране по разработке и
созданию межконтинентальных баллистических ракет
на твердом топливе и ракетных комплексов страте-
гического назначения как наземного, так и морского
базирования.
Уделяется большое внимание повышению качества
и надежности разрабатываемых изделий, обновлению
производственных мощностей, улучшению условий ра-
боты сотрудников, омоложению коллектива. Комплекс
внедренных мероприятий по контролю за изготовле-
нием комплектующих изделий и по контролю за сбор-
кой ракет привел к тому, что в 2010 г. были проведе-
ны два успешных пуска ракеты «Булава». К декабрю
2010 г. всего было проведено четырнадцать пусков
ракеты «Булава» с борта испытательного подводного
ракетного крейсера «Дмитрий Донской». В 2011 г.
было проведено пять пусков БРПЛ «Булава-30» с бор-
та подводной лодки «Юрий Долгорукий» (проект 955).
Всего было проведено девятнадцать пусков ракеты
«Булава-30», большинство из которых были призна-
ны успешными. В конце 2012 г. КРК «Булава-30» был
принят на опытно-штатное боевое дежурство в составе
ВМФ РФ. Серийный выпуск ракет продолжается на
Воткинском машиностроительном заводе.
В результате проведенного объема эксперимен-
тальной стендовой, наземной и летной отработки
было подтверждено выполнение тактико-технических
требований ВМФ РФ, предъявленных к КРК и БРПЛ
«Булава-30». В ракете были применены уникальные
технические решения, наиболее передовые техноло-
гические достижения в области новых высокоэнер-
гетических топлив, высокопрочных и высокостойких
материалов. Были заложены основополагающие прин-
ципы унификации ракет и ракетных комплексов мор-
ского и наземного базирования («Тополь-М», «Ярс»).
Качество и технический уровень морских комплексов
«Булава-30» не уступают современным комплексам
ВМФ США. Ракета и КРК «Булава-30» составят основу
морской группировки СЯС России до 2040-2045 гг.
В коллективе института формируются новые науч-
ные школы. В конструкции ракет внедряются новые ком-
позиционные материалы, твердые топлива наиболее со-
вершенных рецептур, система управления построена на
новой элементной базе. Отрадно, что за решение этих
вопросов берутся молодые специалисты, пришедшие в
МИТ в последние годы. Безусловно, успехи в создании
такого сложного и грозного оружия были бы невозмож-
ны без партнеров-смежников, с некоторыми из которых
МИТ сотрудничает уже многие десятилетия. Важным
фактором в становлении и развитии головного институ-
та во все времена являлось постоянное заинтересован-
ное внимание к его работам и поддержка его инициатив
со стороны Министерства обороны.
616
Глава 8
Веление времени - успешная работа коллекти-
ва института над созданием наукоемких объектов
гражданского применения, разработанных в поряд-
ке конверсии производства и развития технологий
двойного применения. Многие из них были при-
знаны на мировом уровне и награждены медалями
и дипломами.
В целях дальнейшего совершенствования работы
предприятия и его основных смежников и в соответ-
ствии с указом Президента РФ № 525 от 11 мая 2009 г.
в декабре 2010 г. ФГ/П «МИТ» преобразован в ОАО
«Корпорация «МИТ», в которую, помимо Московско-
го института теплотехники, вошли:
-	Воткинский завод (Удмуртская Республика);
-	Головное особое конструкторское бюро «Про-
жектор» (г. Москва);
-	Научно-производственный комплекс «Альтерна-
тивная энергетика» (г. Электросталь Московской обл.);
-	Производственное объединение «Баррикады»
(г. Волгоград);
-	Федеральный научно-производственный центр
«Алтай» (г. Бийск Алтайского края);
-	Центральное конструкторского бюро «Титан»
(г. Волгоград);
-	Ижевский мотозавод «Аксион-холдинг»;
-	Московский машиностроительный завод «Вым-
пел»;
-	Центральный научно-исследовательский инсти-
тут специального машиностроения (г. Хотьково Мо-
сковской обл.).
ОАО «Воткинский завод»
ПРОИЗВОДСТВО РАКЕТ
«ТОПОЛЬ-М», «ЯРС», «БУЛАВА»
В конструкцию модернизированной ракеты
«Тополь-М» были введены дополнительные защитные
элементы и материалы. Впервые из композиционных
материалов изготавливались защитные пеналы на за-
рядах маршевых двигательных установок, крышки
бортовой кабельной сети изделий. Это значительно
повышало надежность и живучесть изделия в процессе
применения.
В отработку конструкторской документации, из-
готовление опытных образцов ДУ значительный
вклад внесли специалисты и руководители групп
М.Г.Белых, В.Г.Фоменко, РАСафин (маршевые ДУ),
А.В.Беляев - двигатели специального назначения. КД
на общую сборку изделия вели В.Н.Гущин, Н.Н.Исупов,
Л.Н.Елькин, транспортно-пускового контейнера -
В.М.Ермолаев, В.А.Шкляев; КД на системы управления
и измерения - ВАЕрамасов, В.А.Стрижов, В.И.Белов.
Освоение нового ракетного комплекса началось в
условиях крайне недостаточного финансирования гос-
заказа. Перед заместителем генерального директора
по экономике и финансам С.М.Проскуриным была
поставлена задача строгого соблюдения режима эко-
номии материальных, трудовых и финансовых ресур-
сов. В итоге эти мероприятия обеспечили стабильное
экономическое положение предприятия. Грамотная
и четкая постановка оперативного и бухгалтерского
учета позволила в кратчайшие сроки провести значи-
тельную подготовку производства ракеты «Тополь-М»
и освоить новые технологии.
Так, на участке спецвидов литья была внедрена
большая номенклатура фасонных отливок стально-
го литья по выплавляемым моделям типа «решетка»
и «диафрагма». Тонкостенные концентричные решет-
ки потребовали применения звездообразных многолу-
чевых литниковых систем, проектирования и изготов-
ления сложных пресс-форм.
Технология производства тонкостенных отливок
с толщиной стенок 1-1,2 мм и особыми литыми резь-
бами для разъемов бортовой кабельной сети и систе-
мы управления осваивалась под руководством ведуще-
го технолога (ныне заместителя главного металлурга)
В.А.Титова. Заготовки создавали из двух отливок с тре-
мя-четырьмя половинками литой резьбы на каждой,
ее продолжение находилось на ответных отливках. Для
решения этой задачи были разработаны неординарные
конструкции высокоточных пресс-форм.
Сложной проблемой было обеспечение качества
литых заготовок из титановых сплавов в дуговых ваку-
умно-гарнисажных печах. Титан в рабочем диапазоне
температур обладает высокой коррозионной стойко-
стью, во время плавки бурно окисляется и мгновенно
реагирует с материалом формы. Для создания в печи
вакуума высокой степени чистоты использовалась
двухступенчатая откачка воздуха, а на внутреннюю по-
верхность тигля намораживался слой переплавляемо-
го металла (гарнисаж).
Для крупногабаритных алюминиевых отливок
транспортно-пусковых контейнеров были спроекти-
рованы специальные опоки, что позволило исключить
следы стыков и смещений. Внутренние полости от-
ливок оформлялись песчано-глинистым стержнем,
для изготовления которого была сделана специальная
оснастка - сложный крупногабаритный стержневой
ящик. Форма со стержнем устанавливалась на метал-
лические поддоны, обеспечивающие захолаживание
фланца кожуха, что дает основание называть этот про-
цесс литьем в полукокиль. Для обеспечения объема
и массы металла плавку проводили дважды, с пере-
ливом сплава из индукционной печи в раздаточную с
последующей непрерывной заливкой из двух тиглей.
617
История развития отечественного ракетостроения
Пуск МБР «Тополь-М»
Впоследствии для повышения качества было приме-
нено изготовление форм и пустотелых стержней из
холоднотвердеющих формовочных смесей. Позднее
эта технология использовалась при изготовлении кон-
тейнеров ракеты «Ярс».
С началом производства «Тополя-М» увеличился
и выпуск многополостных тонкостенных штамповок
из сталей, титановых и алюминиевых сплавов на уни-
кальных многоплунжерных прессах усилием 1000 тс
с вертикальными и боковыми прессующими
устройствами. В кузнечном цехе был установлен
ковочный манипулятор к трехтонному молоту
свободной ковки. С его помощью освоено про-
изводство поковок массой до 300 кг (ранее она
ограничивалась 100 кг).
Под руководством начальника производства
спецтехники П.И.Кравченко и главного техноло-
га Ю.И.Шарнина шла отработка многих других
уникальных технологий, в т.ч. изготовление ме-
тодом ротационной вытяжки:
-	цельнораскатных тонкостенных диафрагм
с переменной толщиной стенки из нержавеющей
стали 08Х18Н10Т (их получение другими спо-
собами невозможно из-за жесткого допуска по
толщине стенки ±0,06 мм);
-	цельнораскатных полусфер, опор, ци-
линдрических и малоконусных корпусов ДОН
из высокопрочных сталей ЧС-4ВИ, СП-28,
нержавеющей стали 12Х18Н10Т, титанового сплава
ТС-6 взамен штампосварных конструкций. Техно-
логия позволила изготовлять детали совместно с
фланцами и днищами, что исключило сварку и тер-
мокалибровку;
-	цельнораскатных тарелей поворотного сопла из
высокопрочной стали СП-28 взамен штампосварных
конструкций. Значительно возросло качество деталей
(точность по толщине стенки ±0,1 мм), их собирае-
мость в пакет с обеспечением требований по зазорам
для формования резины согласно КД;
-	цельнораскатных крупногабаритных конических
оболочек головного обтекателя из алюминиевого
сплава Амгб. При этом были снижены металлоемкость
и трудоемкость за счет применения заготовки из пло-
ской плиты.
Данный метод позволил максимально сократить
количество сварных швов, снизить массу деталей
и трудоемкость их изготовления. А также улучшить
структуру и прочностные характеристики материалов.
Всего на Воткинском заводе освоено более 90 наиме-
нований деталей, получаемых ротационной вытяжкой.
Параллельно под руководством главного химика
Ю.М.Фонарева осваивались новые виды теплозащит-
ных покрытий типа «резина - ткань». Технологии ба-
зировались на автоклавном методе отверждения.
Отрабатывались процессы пропитки под давлени-
ем сначала цельнотканых заготовок из стеклонити, а
затем круглотканых заготовок из углеродных нитей
для обеспечения защиты изделий при высоких темпе-
ратурах.
В цехе ТЗП осваивалось изготовление эластичных
резинометаллических шарниров. За внедрение техно-
логии начальнику бюро ТЗП отдела главного химика
С.В.Лаврову было присвоено почетное звание «Заслу-
женный машиностроитель РФ».
ПГРК «Тополь-М» на марше
618
Глава 8
Впервые в России была освоена технология полу-
чения углепластика методом карбонизации (отжига
стеклопластика в среде аргона). Внедрено изготовление
деталей из эпоксидных пенопластов и сферопластика в
специальной оснастке с отверждением в печах. Органи-
зовано производство нанесения огнезащитного состава
СГК-2 на контейнеры. За разработку этих технологий
заместитель главного химика ВАПьянков удостоен
звания «Заслуженный машиностроитель РФ».
Развитие спецтехники, освоение новых изделий
потребовали разработки принципиально иных техно-
логических процессов и в сборочно-снаряжательном
производстве. Здесь была решена проблема сохране-
ния конструктивной формы элементов ракеты на всем
протяжении сборки. В ДУ и соединительных отсеках
ракеты «Тополь-М» вместо металлических элементов
были применены стеклопластиковые. Поступающие
по кооперации стеклопластиковые конструкции были
тонкостенными и крайне нежесткими. К тому же из-за
текучести материала оказалось невозможной сборка
всех элементов в горизонтальном положении. Было
принято решение переходить на вертикальную сбор-
ку. По техническим заданиям Московского института
теплотехники Пермский научно-исследовательский
технологический институт разработал и совместно с
Воткинским заводом изготовил, смонтировал и ввел
в эксплуатацию стенды для вертикальной сборки ДУ
и стенды-кантователи для перевода ДУ из одного по-
ложения в другое. Универсальные стапели позволили
производить сборку ракет как шахтного, так и мобиль-
ного исполнения.
Для контроля ужесточившихся требований к вза-
имному положению ракеты и транспортно-пускового
контейнера перед загрузкой и их регулированию была
внедрена контрольная система, разработанная Перм-
ским научно-исследовательским технологическим
институтом. В ней использована оптическая визирная
труба типа ППС-11 с точностью замера и позициони-
рования 0,3 мм на длине 30 м. Система стала базовой
для проверки геометрических параметров всех после-
дующих типов ракет.
В 1994 г. состоялся первый пуск «Тополя-М». С
1997 г. одновременно с продолжением этапа отработ-
ки завод приступил к изготовлению серийных изделий.
Их постановка в эксплуатацию осуществлялась со-
вместными усилиями эксплуатирующих организаций
и бригад специалистов промышленных предприятий с
участием инженеров конструкторских и технологиче-
ских служб. Организаторами этих работ были специа-
листы отдела гарантийного надзора В.А.Перевозчиков,
В.П.Варзин, Г.П.Минин.
В 1998 г. был поставлен на боевое дежурство
первый полк, оснащенный ракетными комплексами
«Тополь-М». В1999 г. Воткинский завод получил Бла-
годарность от президента за производство этого ору-
жия. В начале 2000-х гг. началось освоение принципи-
ально новой ракеты морского базирования «Булава».
Госзаказ на специзделия возрастал. Организация про-
изводства шла под руководством заместителя гене-
рального директора по производству О.И.Кобылкова.
Отработка конструкции, автоматизация разработки КД
и технологической документации, внедрение передо-
вых технологий, современного металлообрабатыва-
ющего оборудования с программным управлением
были проведены под руководством главного инжене-
ра - технического директора предприятия Р.Ф.Кузина.
При освоении «Булавы» предприятию предстояло
решить ряд серьезных задач, поставленных руково-
дителем и генеральным конструктором Московского
института теплотехники Ю.С.Соломоновым. Слож-
ная схема функционирования изделия при старте из
подводного положения, особенности прицеливания и
введение полетного задания, увеличенные сроки экс-
плуатации в условиях агрессивной среды (морского
климата) потребовали новых подходов и приемов про-
ектирования.
Конструкторы по техническим заданиям МИТа
провели разработку и отработку КД составных частей
изделия М-30, его наземного оборудования (тот же
объем работ был проведен ранее для изделий Ж55,
Ж55М, Ж65М). Заместитель главного конструкто-
ра И.Ф.Касимов и начальник бюро САКарпенко со-
вместно со специалистами ОАО «КБСМ» осуществили
отработку конструкции узлов сопряжения изделия с
шахтным оборудованием подводного крейсера (узел
герметизации оголовка), с ОКБ «Вымпел» - демпфера.
Новизна технического решения защищена патентом РФ.
Много сил потребовало внедрение в производ-
ство основных узлов системы раскрытия и фиксации
рулей. Над этой проблемой работали заместитель
главного конструктора АААндреев, начальник от-
дела И.И.Бушуев, заместитель главного технолога
З.Х.Шарифулин. Были подобраны оптимальные ме-
тоды изготовления высокоточных деталей. Отработкой
центрального стыковочного узла, который объединяет
вокруг себя все основные узлы изделия, занимались
заместитель главного конструктора И.Ю.Попов и на-
чальник отделения М.М.Ахметов.
В конструкции ракеты использованы материалы и
покрытия, стойкие к воздействию агрессивной среды
и морского тумана. На Теплотехнической станции, где
проводятся испытания сборок специзделий, коллекти-
вом экспериментального конструкторского бюро под
руководством Ю.В.Туранина была спроектирована и
изготовлена уникальная, единственная в России каме-
ра соляного тумана, предназначенная для определения
коррозионной стойкости узлов.
Специалисты отдела главного химика освоили но-
вые сублимирующие теплозащитные покрытия, в т.ч.
единственную в стране технологию нанесения покры-
619
История развития отечественного ракетостроения
тия на титановые детали методом микродугового ок-
сидирования, а также изготовление стеклоэпоксидных
антифрикционных деталей.
Из-за специфичной конструктивно-компоновоч-
ной схемы «Булавы» пришлось кардинально изменить
технологии сборки изделия. Для организации серийно-
го производства были проведены реконструкция кор-
пусов сборочно-снаряжательной базы, проектирова-
ние, изготовление и монтаж специального сборочного
оборудования, обеспечивающего жесткие точностные
характеристики геометрических параметров.
Для изготовления деталей больших диаметров и
толщин потребовалось значительное перевооружение
механообрабатывающих и сварочных производствен-
ных мощностей предприятия. В третьем тысячелетии
Воткинский завод уже мог позволить себе начать
обновление станочного парка, без чего невозможно
создание ракет последних разработок. Предпочтение
отдавалось автоматизированному и механизирован-
ному оборудованию, на котором с одной установки
производится максимальное количество операций,
что снижает влияние человеческого фактора. Внедре-
ние современных крупногабаритных обрабатывающих
центров и токарно-карусельных станков с ЧПУ позво-
лило обрабатывать узлы диаметром до 3000 мм.
В 2004 г. было закуплено несколько автоматизи-
рованных машин для плазменной, газовой и лазер-
ной резки. Установки оснащены системой управле-
ния на базе промышленного
компьютера и современными
цифровыми приводами с вен-
тильными двигателями, обеспе-
чивающими большую точность
работы и высокие динамические
характеристики. Производитель-
ность процесса резки листов из
углеродистых, антикоррозион-
ных сталей и сплавов цветных
металлов резко увеличилась.
Специалистами производ-
ства сварочных работ под ру-
ководством главного сварщика
Ю.М.Проскурина была освоена
сварка толстостенных титановых
конструкций и конструкций с ре-
Испытания ракеты морского базирования «Булава»
620
Глава 8
зино-кордовой оболочкой. Спроектированы и изготов-
лены стенд для обжатия бортов РКО, приспособление
для сборки-сварки внутренних, наружных опорных и
установочных колец с РКО. Предусмотрен температур-
ный контроль в зоне сварки, а также охлаждение зоны
сварки аргоном и воздухом. Для снятия внутренних
напряжений после каждого прохода проводилось ви-
бростарение. Технология сварки разработана на осно-
ве директивных технологических указаний ЦНИИ КМ
«Прометей».
В 2005 г. на базе современного оборудования была
освоена технология автоматической сварки под слоем
флюса. С ее внедрением повысилось качество свар-
ных швов, уменьшились деформации, в несколько раз
сократилась трудоемкость изготовления изделий. Воз-
можности данной технологии были расширены после
приобретения дополнительного оборудования с мо-
дернизированным источником питания и сварочной
колонной на рельсовом ходу, что позволило сваривать
крупногабаритные сборочные единицы с большими
толщинами.
Значительный вклад в решение поставленных задач
внес коллектив отдела главного технолога. Для освое-
ния изделия «Булава» разработано более 25000 техно-
логических процессов, составлено более 7000 управ-
ляющих программ для оборудования с ЧПУ, в т.ч.
вновь закупленного. Для оснащения технологических
процессов вновь спроектировано и изготовлено более
15000 наименований специальной технологической
оснастки, режущего и мерительного инструмента,
более 500 наименований нестандартного и испыта-
тельного оборудования. Работы выполнены под руко-
водством заместителя главного инженера - главного
технолога А.Ю.Чиркова, заместителей главного техно-
лога ВЛ.Багина, Ю.П.Жалымова, А.В.Широбокова.
В ходе опытно-конструкторских работ над ракетой
«Ярс» было освоено производство стального литья
из углеродистых, легированных, коррозионностойких
и высокопрочных сталей марок 20Л-45Л, 12Х18Н9ТЛ,
23ХГС2МФЛ, 09Х16Н4БЛ, 20ХНЗЛ. Поистине инно-
вационные характеристики имеет металлорежущее
оборудование, поступившее на завод в 2007-2008 гг.
Внедрение пятикоординатного станка, оснащенного
поворотным двухосевым столом, позволило обраба-
тывать детали с пяти сторон без переустанова. За счет
подключения ПУ станка к заводской компьютерной
сети оперативно передаются управляющие программы
и производится мониторинг работы оборудования.
На программном портально-фрезерном стан-
ке с пятью шпиндельными головками, неподвиж-
ным столом с зажимной поверхностью размером
3000 х 4000 мм и подвижным в трех направлениях
порталом ведется пятиосевая обработка деталей мас-
сой до 48 т. На фрезерных обрабатывающих центрах
за один установ проводится фрезерование, сверле-
ние, зенкерование, развертывание, нарезание резьбы
метчиком и резьбофрезерование крупногабаритных
деталей.
Карусельный многооперационный станок позво-
ляет точить детали диаметром до 3500 мм на высоту
до 2500 мм одновременно двумя суппортами, плавно
меняя скорость вращения планшайбы от 0,8 до 200 об/
мин. При фрезеровании, сверлении и зенкеровании
приводные шпиндели двух типов устанавливают конце-
вой инструмент перпендикулярно и параллельно оси
детали.
Трубогибочный станок с ЧПУ позволяет в автома-
тическом режиме гнуть трубы диаметром до 32 мм и
длиной до 2500 мм в нескольких плоскостях. Оптиче-
ская система, оснащенная шестнадцатью цифровыми
видеокамерами, за 10-20 с измеряет предназначен-
ную к обработке трубу с точностью 0,1 мм. Данные
обрабатываются в компьютере, после чего создается
30-модель будущей детали, по которой ЧПУ станка
рассчитывает управляющую программу.
В 2010 г. для улучшения качества модельной ос-
настки из дерева и пластика в модельном цехе был
установлен фрезерный станок с ЧПУ. А приобретение
контрольно-измерительной машины в виде манипуля-
тора со щупом на конце позволило получать точные
размеры при контроле оснастки и разметке получен-
ных отливок. В 2011 г. проведена отработка технологии
сварки сборочных единиц «отсек I» и «отсек II» ТПК
изделия М-30 на установке электронно-лучевой свар-
ки ЭЛУ-70М, изготовленной Ижевским научно-ис-
следовательским институтом. Отмечено значительное
улучшение качества сварки. Производительность по
сравнению с ранее применяемыми методами повыси-
лась почти в 6 раз.
В марте 2011 г. на Воткинском заводе было про-
ведено совещание по вопросам выполнения Государ-
ственной программы вооружения на 2011-2020 гг.
Была принята Федеральная целевая программа мо-
дернизации оборонно-промышленного комплекса,
рассчитанная до 2020 г. Инвестиции из государствен-
ного бюджета и собственные средства позволили
руководству завода в 5 раз увеличить вложения в
технологическое перевооружение производства (по
сравнению с началом 2000-х гг.). Приобретено более
300 ед. различного оборудования, в т.ч. 57 ед. уникаль-
ного высокопроизводительного оборудования. Упор
делается на внедрение пятикоординатных обрабатыва-
ющих центров нового поколения, современных печей,
новейших сварочных машин и приборов контроля ка-
чества. Инновационное оборудование позволяет осва-
ивать самые прогрессивные технологии.
В частности, новая автоматическая линия цинкова-
ния позволяет проводить непрерывную фильтрацию
электролита, автоматический контроль и регулирова-
ние температуры растворов ванн. Управление линией и
621
История развития отечественного ракетостроения
задание программ технологических циклов возможно
в режиме наладки и автоматически через персональ-
ный компьютер. Максимальные габаритные размеры
покрываемых деталей 1000 х 600 х 200 мм, массой до
300 кг, толщина покрытия - от 6 до 15 мкм. Произво-
дительность линии - до 5м2 покрываемой поверхности
в час. Перемещение деталей в линии происходит с ис-
пользованием двух автоматических манипуляторов.
Внедряются автоматические моющие установки,
позволяющие повысить качество межоперационной
промывки деталей, а также снизить трудоемкость и по-
жароопасность производства. Отработана и внедрена
на специальном станке с программным управлением
технология изготовления стеклопластика на головные
части методом намотки ленты, пропитанной лаком.
Получают развитие и «базовые» технологии пред-
приятия. В первую очередь выбраны направления ис-
следовательских работ с подбором оборудования для
технологий:
-	ротационной вытяжки с контролем и поддержа-
нием заданной температуры оправки и обрабатывае-
мой заготовки при изготовлении деталей с нагревом
из титановых, алюминиевых сплавов. Обеспечение
толщины стенки с допуском ±0,05 мм цилиндрических,
конических, ожевальных и полусферических деталей
типа «стакан», «полусфера», «обечайка», «диафраг-
ма» и т.д.;
-	лазерной пятикоординатной обработки. Приме-
няется для отделки отверстий, пазов, вырезов в листо-
вых деталях объемной формы в виде коробов, обечаек,
полусфер с применением лазерных пятикоординатных
установок. Обеспечивает высокоскоростную обработку
без применения специального инструмента с сохране-
нием конструкции изделия и освобождает мощности
металлообрабатывающего оборудования для изготов-
ления других деталей и сборок;
-	изготовления тонколистовых деталей с поверх-
ностью типа сектора полусферы, эллипсоида, оже-
вальной поверхности методом высокоскоростного
точечного давления в машинах пластического формо-
изменения. Технология эффективна в опытном произ-
водстве для отработки конструкций изделий, позволя-
ет получать детали без проектирования и изготовления
дорогостоящей штамповой оснастки;
-	высокопроизводительной электроэрозионной об-
работки «закрытых» пазов, углублений, контровочных
отверстий на современных станках, изготовленных на
базе линейных электроприводов, обеспечивающих до
500 осциллирующих колебаний в секунду. Внедрение
технологии увеличивает производительность в 1,5—
2 раза. За счет исключения струйной прокачки повыша-
ется качество, практически полностью отсутствует брак;
-	шлифовки на круглошлифовальных и внутриш-
лифовальных станках с ЧПУ. Правка профиля круга
алмазными роликами производится автоматически
с управлением от системы ЧПУ станка. Управляющая
программа автоматически корректируется на величину
износа шлифовального круга. Разность размеров де-
талей в одной партии не более 2 мкм. Наличие на стан-
ках от двух до четырех шпинделей позволяет шлифо-
вать несколько соосных поверхностей за один установ;
-	мехобработки деталей трубопроводной арматуры
типа угольников, тройников, крестовин за один установ
на специализированных горизонтальных токарных об-
рабатывающих центрах с автоматическим поворотным
индексным патроном, что исключает обработку техно-
логических базовых поверхностей;
-	лазерной сварки тонколистовых деталей типа
кожухов и т.п. Технология имеет преимущества, ана-
логичные электронно-лучевой сварке, внедренной на
предприятии, но не требует применения дорогостоя-
щих вакуумных камер. Сварка осуществляется быстрее
за счет сокращения подготовительно-заключительного
времени цикла;
-	контроля деталей и сборочных единиц на коор-
динатно-измерительных машинах с ЧПУ. Оборудова-
ние позволяет значительно сократить затраты на под-
готовку производства за счет отказа от изготовления
большого количества комплексных калибров;
-	механической обработки с применением систе-
мы подачи СОЖ в зону резания через тело инструмен-
та под давлением 70-80 bar, что позволяет повысить
производительность в 1,5-2 раза.
Применяемое на предприятии современное обо-
рудование с высокими скоростями резания требует и
высококлассного инструмента, особенно при обработ-
ке спецсталей, титановых сплавов и др. Для решения
этой задачи в сентябре 2013 г. на заводе запущен цех
по производству прогрессивного режущего инстру-
мента. Здесь на подготовленный инструмент нано-
сится износостойкое покрытие с применением техно-
логии нанонапыления. В целях повышения качества
и производительности процесса термообработки при
участии начальника металлургического производства
Ю.М.Семенова и главного металлурга О.В.Лаптева на
предприятии введен в строй новый автоматизирован-
ный термический цех.
Корпус оснащен уникальным программным обо-
рудованием. В частности, в вакуумной печи с охлаж-
дением деталей азотом под высоким давлением (до
10 атм) можно проводить термообработку при глубине
вакуума 10’5 бар. За счет сокращения времени нагрева,
достижения заданной глубины вакуума и ускоренного
охлаждения значительно увеличена производитель-
ность процесса обеспечено снижение деформации
деталей из легированных марок сталей и получение
поверхности без окалины.
Закалочная модульная линия позволяет в 3-4 раза
снизить трудоемкость термообработки благодаря
уменьшению количества подготовительных операций,
622
Глава 8
переработок, снижения длительности цикла, исклю-
чения ручного труда. Программируемое управление
процессами термообработки дает высокую повторяе-
мость результатов, а также исключает операции песко-
струения и устранения дефектов поверхности деталей,
возникающих при нагревах в окислительной среде и
солях.
Автоматизация на базе цифровых систем управле-
ния объединяет термическое оборудование в единую
локальную сеть и позволяет централизованно управ-
лять всеми процессами. За месяц коллектив обраба-
тывает порядка 2500 наименований деталей.
Все вышеперечисленные мероприятия направле-
ны прежде всего на повышение качества спецтехники,
которому на предприятии придается огромное значе-
ние. Усовершенствование системы управления каче-
ством осуществлялось под руководством заместителя
генерального директора по качеству И.Ю.Чурбанова
(с 2011 г. - заместитель генерального директора по
коммерческим вопросам). Была систематизирована
работа в этом направлении с предприятиями-смеж-
никами. На Воткинском заводе ежегодно проводятся
конференции по качеству специзделий с участием Мо-
сковского института теплотехники, предприятий коопе-
рации, заказывающих управлений, НИИ Министерства
обороны, эксплуатирующих организаций. Разработан и
реализован комплекс технических, организационных и
экономических мер, направленных на повышение за-
интересованности персонала в качестве продукции.
Производство сложных высокотехнологичных из-
делий немыслимо без развития информационных тех-
нологий. В 2001 г. вычислительный центр предприятия
был преобразован в Управление информационным
обеспечением под руководством Н.Н.Будановой, поз-
же назначенной заместителем генерального директо-
ра. Перед управлением были поставлены расширенные
задачи автоматизации процессов, охватывающих тех-
ническую подготовку производства, экономику, опе-
ративное управление производством, материально-
техническое обеспечение, финансово-бухгалтерскую
деятельность, вспомогательное производство, обе-
спечивающие выпуск современной ракетной техники и
высокотехнологичной гражданской продукции. С этой
целью была модернизирована серверная инфраструк-
тура, управление приступило к массовому внедрению
новых технологий программирования, освоению со-
временных СУБД и языков программирования.
С 2001 г., после принятия решения о закупке и
внедрении КСУ «Парус», были развернуты работы
по созданию общезаводской вычислительной сети. В
настоящий момент она объединяет порядка 2800 ком-
пьютеров (общее количество компьютеров - более
3000), протяженность сети порядка 160 км. Все это
дало мощный импульс для развития информационных
технологий во всех сферах деятельности.
В области конструкторско-технологической подго-
товки производства внедрены:
-	программа разработки маршрутно-материаль-
ных ведомостей, которая в дальнейшем была заменена
на программу разработки маршрутно-материальных
карт (совместно с техническими отделами). По оцен-
кам специалистов ОГТ, трудоемкость материально-
го нормирования после внедрения ММК снизилась
на 30 %;
-	автоматизированная система ведения поопе-
рационных трудовых норм в отделе труда и заработ-
ной платы. Она позволяет оперативно разрабатывать
и сохранять информацию о трудовых нормах, видах,
разряде работ, условиях труда и оплаты. Бумажных
ведомостей времени и расценок в настоящее время
на предприятии нет. На основании пооперационных
трудовых нормативов, составов из ММК (либо кон-
фигураций) рассчитывается трудоемкость на изделие,
любую сборочную единицу;
-	программы для разработки чертежей и электрон-
ных моделей («Компас-ЗО», SolidWorks, PowerShape).
Производительность чертежных работ повысилась бо-
лее чем на 20 % при повышении качества чертежей и
эскизов;
-	системы для расчета управляющих программ
(СПРУТ, PowerMill) позволяют создавать программы
для самых современных станков с ЧПУ.
Система планирования и учета планово-предупре-
дительных ремонтов для ОГЭ и ОГМ сократила трудо-
емкость расчета и длительность процессов в несколько
раз. Система «Метролог» повысила качество учета
поверок приборов и инструментов, уменьшила трудо-
емкость этой работы. Система электронного согласо-
вания технологических карточек разрешения на замену
материала позволила отделам снабжения сократить
время на подписание документов, а экономическим
службам - использовать данные из карточек для про-
ведения расчетов.
С целью ускорения получения информации поль-
зователями сети, минимизации расходов на лицензии
клиентских мест покупных систем создана единая точ-
ка доступа к информации, хранящейся в информаци-
онной системе предприятия, - внутренний заводской
сайт. Идет работа и над повышением автоматизации
управления предприятием. Совместно с ООО «ЦКР
«Парус» внедрена система «Парус» для совершен-
ствования учетных систем: товарно-материальных
ценностей, основных средств, готовой продукции и
финансовых средств. За счет этого сокращается тру-
доемкость работ, повышается «прозрачность» и опе-
ративность учета и т.д.
Разработаны системы предоставления техниче-
ской и управленческой информации: о материальных
и трудовых нормативах, о подетальной номенклатуре
цехов, о выполнении производственных заданий,
623
История развития отечественного ракетостроения
Встреча ветеранов Великой Отечественной войны накануне Дня Победы. Воткинский завод, 2010 г.
Сидят, слева направо: ПАБыстров, ВАКонстантинов, И.В.Старков, Л.Ф.Старкова, Б.Н.Нурлукаев, Г.Г.Обухова, А.Ф.Вахрушев,
Н.К.Шевченко, В.Н.Малахов, И.В.Гладиков, М.Миннибаев, ФАДанилов, В.К.Безносов, Н.А.Солодкин, В.П.Сентяков, ВАКнязев,
Д.С.Харин. Стоят во втором ряду: ДЯ.Селуков, Ю.Ф.Чурбанов, А.В.Курсаков, А.Т.Лукьянов, МАПеревозчиков, К.Н.Бабушкина,
МАСанников, В.Г.Толмачев, Б.ГЛысков, В.И.Суворов, ЯЛ.Завируха, М.З.Закиев, ДГ.Урсегов, ИАБанников, Н.С.Кондрашов.
Третий ряд: А.В.Непогодин, Ю.В.Суханов, В.И.Овчинников, С.И.Федоров, Ю.Н.Фокин, Г.П.Наговицин, В.Н.Златьев, АНЗуев, ЭАКорякина.
Ветераны ракетного производства.
Стоят, слева направо: А.С.Растяпин, бывший заместитель главного технолога: ВАСтрижов, бывший заместитель начальника отдела
спецтехники; Ю.П.Катков, заместитель начальника отделения отдела спецтехники; САШарапов, заместитель главного конструктора
по спецтехнике; В.Н.Щенин, бывший начальник сборочного цеха. Сидят слева направо: И.И.Бушуев, бывший заместитель начальника
отделения отдела спецтехники; МАЛюбимов, бывший начальник сборочного цеха: Л.М.Салитан, бывший главный металлург.
624
Глава 8
об остатках материалов, о работающем персонале,
о распорядительных документах, о невыполненных
поручениях руководства и так далее. Это позволяет
на 30 % сократить время на поиск документов, про-
ведение расчетов и уменьшить количество ошибок.
В 2012 г. в ОАО «Воткинский завод» принята «Про-
грамма стратегического и инновационного развития,
приоритетные направления деятельности ОАО «Во-
ткинский завод» на 2012-2016 гг.». Выполнение этих
планов позволит продолжить развитие информацион-
ных систем, обеспечит переход от отдельных информа-
ционных систем к созданию единого информационно-
го пространства. Внедрение современных технологий
требует знаний и навыков высококвалифицированных
специалистов и рабочих. Поэтому кадровой политике
на предприятии уделяется большое внимание. Под ру-
ководством заместителя генерального директора по
персоналу В.И.Овчинникова выработана система под-
бора и расстановки рабочих и специалистов. На базе
отдела кадров создан и развивается Учебный центр. Он
имеет лицензию на право подготовки специалистов по
260 рабочим специальностям. Открыт компьютерный
класс, в котором обучают операторов станков с ПУ.
Чтобы условия были максимально приближены к ре-
альным, создается учебный цех, где молодые станоч-
ники на практике будут осваивать азы профессии.
На предприятии реализовано Постановление Прави-
тельства Российской Федерации от 30 декабря 2006 г. «О
государственном плане подготовки научных работников,
специалистов и рабочих кадров для организации обо-
ронно-промышленного комплекса». Студенты по до-
говору с предприятием получают высшее образование
не только в Воткинском филиале Ижевского государ-
ственного технического университета (ВфИжГТУ), но и
в ведущих технических вузах Москвы, Санкт-Петербурга,
Перми и других городов. На заводе создана школа на-
ставничества. Активно работает Совет молодых специа-
листов, основная задача которого - помочь начинающим
инженерам адаптироваться на производстве. Ежегодно
проводятся молодежные научно-технические конфе-
ренции, конкурсы профессионального мастерства среди
молодых рабочих.
Коллектив ОАО «Воткинский завод» успешно ре-
шает важные государственные задачи. Мощная про-
изводственная база, уникальные технологии, кадро-
вое ядро высококлассных специалистов позволили
предприятию выйти на новый уровень развития и
занять одно из ведущих мест в оборонной промыш-
ленности.
Воткинский завод - единственное в России пред-
приятие, которому поручено производство стратегиче-
ских ракет наземного базирования для РВСН. Соглас-
но Государственной программе вооружения, к 2020 г.
российская армия полностью перейдет на новейшие
ракетные комплексы «Тополь-М», «Ярс» и «Булава».
'1.5С/1уми)о&
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
РАЗВИТИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ
ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ
В НПО МАШИНОСТРОЕНИЯ.
ПРОДЛЕНИЕ СРОКОВ ЭКСПЛУАТАЦИИ
РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ
СТРАТЕГИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
Для организации и проведения работ по заданию,
установлению, подтверждению гарантийных сроков
службы ПКР, МБР и КА в сентябре 1970 г. в НПО маши-
ностроения была создана специальная служба. Кроме
того, специалисты предприятия осуществляли разра-
ботку и выпуск гарантийной документации. Работы по
продлению сроков эксплуатации ракетных комплексов
стратегического назначения в НПО машиностроения
начались с 1981 г. Для обеспечения принятия решений
о возможности ПСЭ головным отделом предприятия
по продлению сроков эксплуатации ракет и ракетных
комплексов совместно с предприятиями кооперации
были разработаны соответствующие методики, в т.ч.
методология проведения экспериментальных иссле-
дований по ускоренному старению узлов и агрегатов
ракетной техники и оценке влияния на сроки эксплуа-
тации различных климатических и специальных факто-
ров. Сотрудники службы принимали активное участие
во всех испытаниях, проводимых на климатических
базах и полигонах (Балаклава, г. Миасс Челябинской
обл.; ТТС Воткинского машзавода, Удмуртская Респу-
блика; Прибалтика, район Лиепая и др.).
В 1986 г. службе по продлению сроков эксплуата-
ции было дополнительно поручено заниматься оцен-
кой биостойкости изделий морской тематики. Были
проведены необходимые работы с выдачей соответ-
ствующих заключений. В это же время появился ряд
новых задач, в т.ч. обеспечение телеметрируемых пу-
сков штатных ракет как с полигона, так и из районов
боевой эксплуатации, а также доведение ТТХ до за-
данных, что потребовало проведения дополнительных
летных испытаний УР-1 ООН и УР-1 ООН УТТХ.
Для выполнения этих задач состав группы ведущих
конструкторов был вновь укреплен - в 1977 г. прика-
зом генерального конструктора в группу был переве-
ден ГА.Серебряков, а в 1980 г. - ВАМасленников и
Б.И.Полеванов. Вскоре были созданы специальные те-
леметрические ГЧ, проведены пуски оснащенных ими
ракет с полигона Байконур и из позиционного райо-
на 60 Ракетной дивизии; по результатам этих пусков
проведена доработка серийных изделий. В феврале
1985 г. главным ведущим конструктором по этому на-
правлению был назначен ВАМасленников.
625
История развития отечественного ракетостроения
В 1995 г. совместным решением Госкомоборон-
прома и РВСН ФГУП «НПО машиностроения» опре-
делен головным предприятием по комплексу с МБР
УР-1 ООН УТТХ в части продления сроков эксплуата-
ции. Были разработаны и утверждены организующие
документы: «Комплексный план...» и «Комплексная
программа...» по организации и проведению работ
по продлению сроков эксплуатации комплексов с МБР
УР-1 ООН УТТХ с привлечением более 40 предприятий-
соисполнителей и организаций МО РФ. Были выпол-
нены масштабные работы, по результатам которых
были выданы заключения о ПСЭ БРК с МБР УР-1 ООН
УТТХ (-1, -2) до 24 лет -1997 г., до 27 лет - 2000 г.,
до 30 лет - 2003 г, до 33 лет - 2006 г.; на ракету
УР-1 ООН УТТХ - до 31 года в 2007 г., что в 3 раза пре-
вышает установленный гарантийный срок. Работами
по продлению сроков руководила специально создан-
ная Межведомственная комиссия.
Проводятся работы по дальнейшему ПСЭ комплекса
с МБР УР-1 ООН УТТХ. Многолетний труд по продлению
сроков эксплуатации комплексов с МБР УР-1 ООН УТТХ
получил достойную оценку. ОАО «ВПК «НПО машино-
строения» является головным предприятием по прод-
лению сроков эксплуатации РК с МБР УР-1 ООН УТТХ и
ряда комплексов ракетного оружия ВМФ. Отработанная
технология продления сроков эксплуатации обеспечи-
ла возможность несения боевого дежурства РК с МБР
УР-1 ООН УТТХ с сохранением заданных характеристик
боеготовности и других ТТХ в течение более 30 лет.
Работы по продлению сроков эксплуатации РК
с МБР УР-1 ООН УТТХ получили высокую оценку ру-
ководства страны. Значительный вклад в эти работы
внесли сотрудники отдела Г.Я.Гулидов, ИАСамаль,
Ю.Л.Кощеев, А.А.Кирюшкин, П.И.Грибков и др.
В 2003 г. работы по продлению сроков эксплуатации
РК с МБР УР-1 ООН УТТХ были отмечены Государ-
ственной премией РФ имени Маршала Советского Со-
юза Г.К.Жукова.
'БЛ.Ъсгтярь, Ф.К.Кашш, С.Ф.Мол'ишо^
ОАО «ГРЦ Макеева»
МОРСКИЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ
В1998-2012 гг.
К названному периоду времени относятся следую-
щие баллистические ракеты, а также соответствующие
морские ракетные комплексы для вооружения подво-
дных лодок проектов 667 БДР и 667 БДРМ:
-	ракета Р-29РМУ1 «Станция» (генеральный кон-
структор - В.Г.Дегтярь, главный конструктор - Ю.А. Ка-
верин); создавалась с сентября 1996 г. по август 2002 г.;
-	ракета Р-29КУ-02 «Станция-2» (генеральный
конструктор - В.ГДегтярь, главный конструктор -
Ю.А. Каверин); создавалась с марта 2003 г. по декабрь
2006 г.;
-	ракета Р-29РМУ «Синева» (генеральный кон-
структор - В.ГДегтярь, главный конструктор -
Ю.А. Каверин); создавалась с октября 1998 г. по июль
2007 г.;
-	ракета Р-29РМУ2 «Лайнер» (генеральный кон-
структор-В.ГДегтярь, главный конструктор-Ю.А. Ка-
верин); создавалась с октября 2009 по ноябрь 2011 г.
Развитие морских стратегических ядерных сил
после распада СССР определялось многими эконо-
мическими, политическими и военно-техническими
условиями - противоречивыми и неоднозначными.
Существенное влияние на реализацию стратегическо-
го сдерживания оказывали договорные ограничения
(СНВ-1, СНВ-2). Сегодня действует Договор СНВ-3,
ограничивший максимальное количество боезаря-
дов - 1550 ед. на 700 стратегических носителях
(морские и сухопутные ракеты, тяжелые бомбарди-
ровщики).
Рассматриваемый период можно охарактери-
зовать старинным понятием «смутные времена».
Концепция поддержания стратегической стабиль-
ности подверглась множеству испытаний: дефор-
мировалась система принятия решений, контроля и
управления стратегическими разработками; резко
сократилось финансирование; в порядке вещей ста-
ла реализация сомнительных решений... Однако
тот факт, что в ближайшее время в России будут
существовать Северо-Западная и Северо-Восточная
группировки морских стратегических ядерных сил,
является следствием огромного труда морской коо-
перации предприятий, возглавляемой после 1998 г.
Государственным ракетным центром имени академи-
ка В.П.Макеева.
Опытно-конструкторская работа
«Станция»
Сроки эксплуатации ракет Р-29РМ и Р-29РМУ пре-
вышали предельные сроки службы боевых блоков. По-
этому в эскизном проекте предлагалось переоснастить
ракеты новым ББ среднего класса, созданным на базе
блока ракеты Р-39УГТХ.
Основной проблемой стала длина блока-прототи-
па, превышающая компоновочные объемы ракет типа
Р-29РМУ. При уменьшении длины до значений, полно-
стью соответствующих предшествующему блоку, вес су-
щественно возрастал. Проработка боевого отсека раке-
ты на реальной конструкции, уточнение характеристик
системы отделения блока от ракеты на базе резуль-
татов ЛИ, новая улучшенная конструкция платформы
626
Глава 8
и । пи
Переднее днище - отсек для
размещения третьей ступени
и боевых блоков
Качающийся двигатель
второй ступени, замкнутая схема
Бак окислителя первой ступени
Бак горючего второй ступени
Двухслойное межбаковое днище
Однослойное межступенчатое
днище - рама двигателя
4 линии разделения ступеней
Двухблочный двигатель первой
ступени: центральный-замкнутый,
в баке горючего;
рулевой - замкнутый, четырехкамерный,
камеры вне бака, ТНА в баке
Коническое днище,рама двигателя
Переходник (в полете не участвует)
Приборный отсек и отсек
гироприборов
Двигатель боевой ступени
Баки третьей и боевой
ступеней
Отделяемый двигатель
третьей ступени
Боевые блоки - 4_________
(показаны условно)
Двухступенчатый носитель:
|ельносварнои корпус носителя;
обечайки и днища вафельной
конструкции
Двухслойное межбаковое днище
Третья и боевая ступени:
Компоновочная схема ракет «Станция»
для крепления и отделения блока сделали возможным
выполнение блока для ракеты Р-29РМУ в увеличенной
длине по сравнению с заменяемым боевым блоком и с
обеспечением веса, равного весу заменяемого блока.
Это послужило основой для выполнения опытно-кон-
структорской разработки под шифром «Станция».
Проведенные изменения аэродинамической фор-
мы в новой длине позволили сохранить конструктив-
но-компоновочную схему блока, большую часть его
основных характеристик и параметров, в т.ч. высокую
скорость полета в атмосфере. Для установки ББ в ра-
кеты типа Р-29РМУ разработали новую платформу с
отработанной на ракете Р-39УТТХ системой отделения
с низкими возмущающими воздействиями.
Результаты испытаний высокоскоростного
блока для ракеты Р-39УТТХ (20 пусков экспе-
риментальных ракет с 58 блоками) существен-
но обогатили имеющийся практический опыт
конструирования скоростных ББ. На основании
всестороннего анализа результатов было соз-
дано программно-методическое обеспечение,
позволяющее для вновь разрабатываемых ББ
различного класса существенно сокращать объем
ЛИ. Полученные результаты дали возможность
обосновать с необходимой точностью аэроди-
намические и летно-технические характеристики
блока, создаваемого в ОКР «Станция» без про-
ведения специального этапа ЛКИ. Наземная экс-
периментальная отработка блока и системы его
отделения проведена в минимальном объеме,
что также стало следствием положительных ре-
зультатов ранее проведенных испытаний. На го-
сударственных летных испытаниях (завершены в
июле 2001 г.) выполнено три пуска ракет с новым
блоком в разных телеметрических комплектаци-
ях. Показано, что основные характеристики ком-
плекса, ракеты и ББ соответствуют предъявлен-
ным требованиям. Ракета Р-29РМУ1 принята на
вооружение указом президента в августе 2002 г.
Опытно-конструкторская работа
«Станция-2»
В обеспечение продления сроков эксплу-
атации ракеты Р-29РКУ-01 Государственным
ракетным центром было предложено переосна-
стить ее только что разработанными боевыми
блоками повышенной эффективности и без-
опасности. Это предложение было поддержано
Министерством обороны. В эскизном проекте
в рамках ОКР «Станция-2» была показана воз-
можность такого переоснащения с минимальным
объемом доработок ракеты и систем комплекса
(после переоснащения - ракета Р-29РКУ-02). Для
сокращения затрат на разработку и на последующее
переоснащение для крепления и отделения новых ББ
использовали имеющуюся раму путем ее доработки с
установкой замков крепления, применявшихся на ра-
кете Р-29РМУ1.
Минимальный объем доработок, максимальное
использование при переоснащении находящихся в экс-
плуатации систем и узлов, а также продление сроков
службы ракеты позволили подтвердить работоспособ-
ность ракеты Р-29РКУ-02 с новым блоком при со-
вместных ЛИ в 2005 г. по боевому полю на Камчатке.
Главный результат работы «Станция-2» - увеличение
сроков эксплуатации Северо-Восточной группировки
подводных лодок проекта 667БДР до 2015-2017 гг.
627
История развития отечественного ракетостроения
Боевая ступень:
Отсек гироприборов
Приборный отсек
Двигатель
Баки
3 боевых блока
(показаны условно)
Двухступенчатый носитель:
Двухслойное межбаковое днище
Переднее днище-отсек для
размещения боевых блоков
Бак окислителя персей ступени
Цельносварной корпус носителя;
обечайки и днища вафельной
конструкции__________________
Бак горючего первой ступени
Двухблочный двигатель первой
ступени: центральный-замкнутый.
в баке горючего;
рулевой-открытый. двухкамерный,
камеры вне бака, ТНА в баке
Бак горючего $тороц ступени
Двухслойное межбаковое днище
Бак окислителя второй ступени
Плоскость разделения ступеней
Однослойное межступенчатое
днище-рама двигателя________
Качающийся двигатель
второй ступени, открытая схема
Коническое днище,
рама двигателя
Переходник_________
(в полете не участвует)
Компоновочная схема ракеты «Станция-2»
При создании нового боевого блока в полной
мере были реализованы принципы творческого на-
учно-технического сотрудничества уральских ракет-
чиков и атомщиков, заложенные К.И.Щелкиным и
В.П.Макеевым, которые были доведены до правил. Вы-
сокие результаты совместных разработок В.П.Макеева,
Е.И.Забабахина, Е.Н.Аврорина, Б.В. Литвинова реализо-
ваны под руководством В.Г.Дегтяря и Г.Н.Рыкованова.
За разработку боевого блока повышенной эффек-
тивности и безопасности, примененного в ОКР «Стан-
ция», «Станция-2», «Синева», в 2003 г. присуждена
Государственная премия Российской Федерации в
области науки и техники коллективу специалистов
РФЯЦ - ВНИИ технической физики им. академика
Е.И.Забабахина, ГРЦ Макеева, НИИ измерительных
систем, ВНИИ автоматики, 12 ЦНИИ Минобороны.
Опытно-конструкторская работа «Синева»
Положения указа Президента РФ, подписанно-
го в июле 1995 г., определявшие проведение завод-
ских ремонтов подводных лодок проекта 667БДРМ
и серийное изготовление ракет Р-29РМУ, не были
подтверждены годовыми планами и фактическим
финансированием. В результате производство ра-
кет и закупки комплектующих были прекращены
(последняя ракета отправлена с завода на Север-
ный флот в 1993 г.), а их серийное изготовление
остановлено.
В апреле 1998 г. Министерство обороны выра-
ботало предложения о развитии морских страте-
гических ядерных сил, которые предусматривали
сокращение количества ремонтируемых лодок и
прекращение изготовления ракет Р-29РМУ. Эти
предложения и альтернативы, предложенные Рос-
сийским космическим агентством, рассматрива-
лись в июле 1998 г. на государственном уровне, где
было принято решение об обеспечении проведения
ремонта ракетоносцев проекта 667БДРМ и опреде-
лении необходимых объемов и сроков дальнейшего
производства ракет Р-29РМУ. В октябре 1998 г. ру-
ководством страны был установлен порядок и сро-
ки возобновления производства (модернизации)
ракет Р-29РМ, начиная с выпуска аванпроекта.
Так началась опытно-конструкторская раз-
работка «Синева». В декабре 1998 г. разработан
аванпроект (техническое предложение), в котором
определялся объем работ по ракете и комплексу.
В июле 1999 г. утверждено ТТЗ на опытно-кон-
структорскую работу «Синева» (ракета Р-29РМ,
комплекс Д-9РМУ2) и заключен Государственный
контракт. В ноябре 1999 г. выполнен эскизный про-
ект; в январе 2000 г. для дальнейшей разработки
принят вариант ракеты «существующего типа» (без
изменения габаритов ступеней) с четырехблочным ос-
нащением при сохранении технической возможности
применения десятиблочного боевого оснащения.
Возобновление производства стратегических ракет
после длительной остановки их серийного производ-
ства требует изготовления по действующей докумен-
тации установочных партий, деталей, узлов, агрегатов
и т.д., проведения квалификационных и других не-
обходимых испытаний. В конце 1990-х гг. такой путь,
соответствующий установленному порядку, стал не-
реальным. Во-первых, из-за невозможности воспро-
628
Глава 8
изводства бортовой аппаратуры системы управления
на «старой» элементной базе, вследствие утраты
расположенных в ближнем зарубежье производств
комплектующих электрорадиоизделий и приборов; по
боевым блокам аналогичная проблема была решена
заблаговременно проведением ОКР «Станция». Во-
вторых, из-за необходимости замены ряда комплекту-
ющих изделий, материалов, заготовок, которые по тем
или иным причинам перестали поступать с российских
предприятий.
В1999 г. были начаты и в 2000 г. в полной мере раз-
вернуты работы по возобновлению произ-
водства носителей ракет с проведением
квалификационных испытаний двигателей
первой, второй и третьей ступеней. В фев-
рале 2000 г. утверждена правительственная
«Программа возобновления серийного
производства...», определившая финан-
сирование части работ за счет средств
федерального бюджета, направляемых на
капитальное строительство (Заказчик - Ро-
скосмос). В апреле 2001 г. принято реше-
ние о совмещении работ по производству
первых товарных партий носителей ракет
с изготовлением их в интересах ОКР «Си-
нева». После успешной защиты эскизного
проекта в полном объеме была проведена
экспериментальная отработка макетов и
узлов ракеты «Синева», разработана КД.
В 2003 г. были начаты государственные
летные испытания, которые успешно за-
вершены в июне 2004 г. В декабре 2004 г.
итоговый отчет Государственной комиссии
по проведению испытаний рассмотрен и
одобрен Военно-морским флотом и Ро-
скосмосом. Также в декабре совместным
решением ВМФ, Роскосмоса, Росатома и
Федерального агентства по промышлен-
ности был утвержден акт Центральной
межведомственной комиссии, рекомендо-
вавшей конструкторскую, эксплуатацион-
ную и технологическую документацию для
серийного производства и эксплуатации.
В результате работы «Синева» созданы:
- ракета Р-29РМУ2 как ракета «суще-
ствующего типа РСМ-54» (в терминологии
Договора СНВ-1), которая оснащается ББ
среднего класса мощности, разработанны-
ми в ОКР «Станция», и средствами про-
тиводействия ПРО; при этом в бортовой
аппаратуре системы управления приме-
нена новая (российская) элементная база,
а также использовано комплексирование
приборов, элементов и алгоритмов систем
управления ракет Р-39УТТХ и Р-29РМУ;

Бак окислителя второй ступени
Качающийся двигатель
второй ступени, замкнутая схема
Бак горючего второй ступени
Двухслойное межбаковое днище
Двухблочный двигатель первой
ступени: централ ьный-за минутый,
в баке горючего;
рул евой-за минутый, четырехкамерный,
камеры вне бака, ТНА в баке
Коническое днище,рама двигателя
Переходник (в полете не участвует)
Однослойное межступенчатое
днище-рама двигателя
4 линии разделения ступеней
Бак окислителя первой ступени
Цельносварной корпус носителя;
обечайки и днища вафельной
конструкции
Двухслойное межбаковое днище
-	корабельная цифровая вычислительная система
«Арбат-У2», в прототип которой введены малогаба-
ритное долговременное запоминающее устройство,
позволяющее оперативно внедрять любые программ-
ные доработки, а также цифровой счетно-решаю-
щий прибор; внедрение вновь созданных приборов и
устройств позволило использовать на ПЛ все ракеты
типа Р-29РМ при любом их сочетании;
-	унифицированная система «малой телеме-
трии»; средства подготовки технической информации
на гибком магнитном диске по боекомплекту ракет;
Третья и боевая ступени:
Приборный отсек
Двигатель боевой ступени____
Баки третьей и боевой____
ступеней
Отделяемый двигатель
третьей ступени
4 боевых блока (показаны условно),
средства противодействия ПрО.
Возможна установка 10 блоков
Двухступенчатый носитель:
Переднее днище-отсек для
размещения третьей ступени
и боевых блоков
Компоновочная схема ракеты «Синева-
629
История развития отечественного ракетостроения
Погрузка ракеты «Синева» в шахту подводной лодки
630
Глава 8
средства подготовки данных для автоматизированно-
го боевого планирования применения ракет; реализо-
ваны доработки системы прицеливания и наземного
оборудования.
Оснащение ракеты средствами противодействия по-
вышает эффективность ее использования в условиях
развертывания системы ПРО. Боевая ступень ракеты
и средства противодействия разработаны на основе
адаптивно-модульного принципа и предусматривают
возможность гибкого реагирования на изменения си-
стемы ПРО путем замены боевой нагрузки. Потенциал
и высокие энергетические возможности ра-
кеты «Синева» были продемонстрированы в
2008 г. пуском на дальность стрельбы более
11500 км по боевому полю в акватории Ти-
хого океана. На вооружение ракета «Синева»
принята указом президента в июле 2007 г.
Опытно-конструкторская
работа «Лайнер»
В интересах реализации адаптивно-мо-
дульных возможностей ракет «Синева»,
в части оснащения разными ББ (по весу и
количеству), Гособоронзаказом было за-
дано проведение опытно-конструкторской
разработки по ТТЗ Министерства обороны,
предусматривающим оснащение ракеты «Си-
нева» второй боевой комплектностью - де-
сятью боевыми блоками малого класса мощ-
ности. Ракете присваивался новый индекс
Р-29РМУ2.1 и наименование «Лайнер».
В 2009 г. разработан и представлен к за-
щите эскизный проект, который в декабре
был защищен. В течение 2010 г. разработа-
на КД и изготовлена материальная часть для
наземной экспериментальной отработки,
проведены наземные испытания в полном
объеме и по их результатам было выпущено
заключение - итоговый отчет о готовности к
ЛИ. В мае-сентябре 2011 г. выполнены два
успешных пуска ракет Р-29РМУ2.1 с подво-
дной лодки, по результатам которых Государ-
ственная комиссия рекомендовала принять
комплекс с ракетой «Лайнер» на вооружение
ВМФ. По результатам испытаний и заключе-
нию Межведомственной комиссии конструк-
торская, эксплуатационная и технологическая
документация допущена для серийного про-
изводства и эксплуатации.
Идет серийное изготовление двухступен-
чатых носителей, боевых ступеней, совме-
щенных с третьими ступенями, и бортовых
систем управления ракет Р-29РМУ2 «Сине-
ва», которые в полной мере унифицированы с раке-
тами Р-29РМУ2.1 «Лайнер». В отличие от «Синевы»,
ракеты «Лайнер» могут оснащаться многовариантны-
ми боевыми нагрузками.
По результатам опытно-конструкторской рабо-
ты «Пакт» достигнуто двукратное увеличение сроков
службы ракет типа Р-29РМУ. Эксплуатация любого
сочетания ракет и их боевого оснащения на ПЛ про-
екта 667БДРМ обеспечивается модернизирован-
ной корабельной цифровой вычислительной систе-
мой «Арбат-У2.1». В результате ракеты («Синева»,
Третья и боевая ступени:
Приборный отсек
Бак окислителя первой ступени
Переднее днище-отсек для
размещения третьей ступени
и боевых блоков
Качающийся двигатель
второй ступени, замкнутая схема
Двигатель боевой ступени
Баки третьей и боевой
Бак горючего второй ступени
Двухслойное межбаковое днище
Двухблочный двигатель первой
ступени: центральный-замкнутый,
в баке горючего;
рулевой-замкнутый, четырехкамерный,
камеры вне бака, ТНА в баке
Коническое днище,рама двигателя
Переходник (в полете не участвует)
ступеней
Отделяемый двигатель
третьей ступени
От4до 10 боевых блоков
(показаны условно), средства
противодействия ПрО
Двухступенчатый носитель:
Однослойное межступенчатое
днище-рама двигателя
4 линии разделения ступеней
Цельносварной корпус носителя;
обечайки и днища вафельной
конструкции
Двухслойное межбаковое днище
zJ— Бак окислителя второй ступени
Компоновочная схема ракеты «Лайнер»
631
История развития отечественного ракетостроения
«Лайнер») делали реальностью существование Севе-
ро-Западной группировки подводных лодок проекта
667БДРМ в течение 40 лет, т.е. до 2030 г. Одной из
главных причин разработки «Лайнера» следует считать
трудности и увеличение сроков создания ракеты «Бу-
лава-30». Другой причиной стали возможности ракет-
ного комплекса и ракеты «Синева» в части оснащения
различными боевыми блоками и средствами противо-
действия системе противоракетной обороны.
В ОКР «Лайнер» выполнена привязка нового ББ
к бортовой системе управления и ракете. Новый блок
принят на вооружение в составе сухопутных ракет
«Ярс»; предназначен для установки на морских ра-
кетах «Булава-30». В ТТЗ на разработку этого блока
предусмотрено его применение на ракетах Р-29РМУ.
Головные разработчики боевого блока (ядерного бо-
еприпаса) - Московский институт теплотехники и Все-
российский НИИ технической физики.
На ракету Р-29РМУ2.1 («Лайнер») новый ББ уста-
навливается без каких-либо конструкторских измене-
ний за счет применения адаптеров, а также специ-
ально разработанной индивидуальной установочной
платформы, сопрягаемой со штатным посадочным
местом ракеты. В процессе разработки реализова-
но и отработано взаимодействие бортовой системы
управления и системы автоматики боеприпаса, до-
работано программно-математическое обеспечение
КЦВС. Выполнен запланированный объем наземной
экспериментальной отработки (пять макетов, восемь
комплексных экспериментов), включая опыт по отде-
лению блока на уникальном вакуумно-динамическом
стенде в условиях имитации невесомости и при от-
сутствии атмосферы. Результаты наземной экспери-
ментальной отработки подтверждены летными испы-
таниями.
Возможны следующие варианты боевой комплек-
тации ракеты Р-29РМУ2.1 («Лайнер»):
-	четыре боевых блока среднего класса мощности
с установкой или без установки ложных целей;
-	десять боевых блоков малого класса мощности с
ложными целями.
Другие варианты боевого оснащения, например,
восемь боевых блоков малого класса мощности с
более эффективными ложными целями, могут быть
применены на ракетах после корректировки числового
материала в управляющих и вычислительных системах.
Наличие многовариантного боевого оснащения ра-
кет «Лайнер» позволит оперативно реагировать на из-
менение военно-политических обстоятельств, в число
которых входят договорные условия по ограничению
стратегических наступательных вооружений; а так-
же реализация этапов создания наземных и морских
эшелонов ПРО. Переоснащение ракет «Лайнер» будет
производиться в интересах повышения живучести к
средствам нападения и обороны противника.
Ракета Р-29РМУ2.1 («Лайнер») по энерговесово-
му совершенству превосходит все современные твер-
дотопливные стратегические ракеты Великобритании,
Китая, США и Франции, а по боевому оснащению
(четыре блока среднего класса мощности) не уступает
четырехблочной американской ракете «Трайдент-2» (в
условиях СНВ-3).
Итоги работы
В рассмотренном периоде деятельности коллек-
тива ОАО «ГРЦ Макеева» отражены следствия ранее
принятых решений о переориентации морского раке-
тостроения на твердотопливное направление, а также
распада Советского Союза.
Первая разработка - ракета Р-39УТТХ, «Барк»,
90-тонного класса - начата в советское время, когда
разрабатывались морские ракеты третьего поколения;
предполагалось размещение на переоборудованных по
проекту 941У («Акула») ПЛ тяжелого класса; затем в
российское время было добавлено размещение на ПЛ
проекта 955 («Борей») традиционного класса. Распад
Советского Союза привел к вынужденному отказу от
применения высокоэнергетического твердого топлива и
снижению количества ББ на ракете с десяти до восьми.
Разработка велась при неустойчивом финансировании,
сроки сдвигались. Тем не менее, государственные летные
испытания были начаты. Первые три пуска оказались не-
удачными, что послужило основой для решения о пре-
кращении разработки по предложению Минэкономики и
Минобороны. В качестве замены было предложено соз-
дание «легкой» твердотопливной ракеты «Булава-30»
30-тонного класса, с исключительно сжатыми сроками,
реализация которых объяснялась унификацией с твердо-
топливной ракетой «Тополь-М» подвижного базирова-
ния. При этом какие-либо работы по новым и существу-
ющим жидкостным морским ракетам первоначально не
предусматривались.
В это же время была ясна проблематичность раз-
работки твердотопливной «унифицированной» «Бу-
лавы-30» в заявленные сроки (2005 г.) и за запра-
шиваемые средства. Поэтому в итоговых документах
середины 1998 г. окончательного решения о прекраще-
нии работ по дальнейшей эксплуатации существующих
жидкостных ракет и соответствующих ПЛ не было при-
нято, чему способствовали предложения ГРЦ Маке-
ева и Роскосмоса, а также позиция аппарата Совета
Безопасности. В итоге были продолжены и завершены
работы по теме «Станция» и начаты работы по теме
«Синева»; также была продолжена ОКР «Пакт» по
продлению сроков службы морских ракет и ракетных
комплексов. Эти работы «страховали» разработку
твердотопливной ракеты «Булавы-30» и обеспечили
парирование проблем стратегического сдерживания.
632
Глава 8
Табл. 1
Характеристики морских ракет России и США
Ракета	«Барк»	«Синева»	•Булава-30	«Лайнер»	•Трайдент-1»	«Трайдент-2» (по СНВ-3)
Разработчик	ГРЦ	ГРЦ	МИТ	ГРЦ	Lockheed	Lockheed
Год	1998	2007	2011	2011	1979	После 2011
Дальность стрельбы, км	до 10000	до 11547	8750	до 11547	7400	до 11300
Стартовая масса, т	87(81)	-40,3	-36,8	-40,3	32,3	-58,3
Диаметр, м	2,42	1.9	2,0	1.9	1.8	2,13
Длина, м	16,1	14,8	11,5	14,8	10,3	13,75
Забрасываемая масса, кг	2850	-2000	1150	до 2200	1360	до 2000
Условный технический уровень, км	-350	-450	-270	-450	-310	-370
Число боевых блоков	8	4	6	10	8	ДО 4
Класс мощности	средний	средний	малый	малый	малый	средний
Примечания:
1. В основу таблицы положены материалы открытой печати.
2. За условный технический уровень принято отношение (деление) забрасываемых и стартовых масс (без сбрасываемых элементов
пусковой установки у «Барка»), умноженное на дальность стрельбы.
События начала 2000-х гг. годов свидетельствуют
аналоги отечественных и зарубежных ракет по техни-
о том, что в случае отсутствия опытно-конструктор-
ских разработок «Станция», «Станция-2», «Синева»,
«Лайнер», «Пакт» при завершении государственных
летных испытаний «Булавы-30» в конце 2011 г. и ожи-
даемом вводе в боевой состав первых двух ракетонос-
цев проекта 955 страна могла
столкнуться с фактом отсут-
ствия российской морской со-
ставляющей СЯС сдерживания
в 2011-2013 гг. В этом случае
совершенно оправданы упомя-
нутые предложения и позиция
аппарата Совета Безопасности.
Однако необходимо от-
метить, что «страховочный»
статус работ по жидкостному

направлению не позволил ре-
ализовать ни энергетические,
ни конструктивные возможно-
сти улучшения ТТХ и эксплу-
атационных качеств морских
жидкостных ракет. Несмотря
на это, современные ракеты
«Синева» и «Лайнер» пре-
восходят все твердотопливные
Н.Н.Тихонов
(род. в 1938 г.).
С1960 г.-в СКБ-385,
с 1981 г. -начальник
расчетного отдела
гидрогазодинамики.
Д.т.н., профессор.
Лауреат Гтсударственных
премий СССР и РФ.
ческому уровню, т.е. энерговесовому совершенству, и
не уступают им по боевым качествам (ТТХ).
Лауреатами Государственной премии РФ в рас-
сматриваемый период времени стали Н.Н.Тихонов
(1999 г.), В.ГДегтярь, Ю.С.Муромский (2003 г.).
В.ГДегтярь
(род. в 1948 г.). С 1998 г. —
генеральный директор,
генеральный конструктор
ОАО «ГРЦ Макеева».
Член-корреспондент РАН.
Лауреат Государственной
премии РФ, премии
Ленинского комсомола.
Ю.С.Муромский
(род. в 1945 г.). С1968
по2006г.-вКБ
машиностроения, в
2002-2005 гг- начальник
проектно-конструкторского
отдела ББ
Лауреат Государственной
премии РФ.
633
История развития отечественного ракетостроения
'БН.Салштик.
ВОЗОБНОВЛЕНИЕ ПРОИЗВОДСТВА РАКЕТ
Р-29РМУ И ОСВОЕНИЕ ПРОИЗВОДСТВА РАКЕТ
Р-29РМУ2 («СИНЕВА») НА КРАСНОЯРСКОМ
МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОМ ЗАВОДЕ
С распадом Советского Союза Красноярский ма-
шиностроительный завод оказался в трудной эконо-
мической ситуации в связи со значительным умень-
шением объемов производства из-за прекращения
производства ракет Р-29РМ(У). Коллектив предпри-
ятия работал неполную рабочую неделю, часть рабо-
тающих были направлены в вынужденные отпуска. В
условиях гиперинфляции руководством предприятия
было принято решение о предъявлении иска по про-
изводственным затратам Министерству обороны РФ.
В 1997 г. по инициативе завода была создана межве-
домственная комиссия для проверки результатов ин-
вентаризации заделов. Это был первый шаг к возоб-
новлению производства, поскольку «незавершенку»
можно и нужно использовать для снижения себестои-
мости вновь изготавливаемых ракет.
В апреле 1998 г. Министерство обороны вырабо-
тало предложение о развитии морских стратегических
ядерных сил России, которым было подтверждено
прекращение изготовления ракет Р-29РМУ. Альтер-
нативные предложения Российского космического
агентства, выработанные в июле 1998 г., были рассмо-
трены на государственном уровне, где было принято
решение о ремонте ракетоносцев проекта 667БДРМ и
определении объемов и сроков дальнейшего произ-
водства ракет Р-29РМУ.
Ракета Р-29РМУ2 «Синева»
В октябре 1998 г. совещание представителей про-
мышленности и Министерства обороны выработало
предложение о порядке и сроках реализации этого
проекта. В декабре 1998 г. ГРЦ КБ им. В.П.Макеева
был разработан аванпроект, в котором определялся
объем работ по ракете и комплексу. В июле 1999 г.
было утверждено ТТЗ на ОКР «Синева» (комплекс
Д-9РМУ2 с ракетой Р-29РМУ2).
В январе 2000 г. по эскизному проекту был принят
вариант ракеты «существующего типа» (без изменения
габаритов) с четырехблочным оснащением при сохра-
нении десятиблочного боевого оснащения. В феврале
2000 г. была утверждена правительственная «Про-
грамма возобновления серийного производства...».
В апреле 2001 г. принято решение о совмещении ра-
бот по производству новых товарных партий ракет с
изготовлением ракет в интересах ОКР «Синева». Все
приходилось начинать заново: возобновление связей
кооперации, замена одних поставщиков другими, вос-
становление утраченных производств на территории
России.
Работы 1999-2000 гг. по программе квалифика-
ционных испытаний позволили начать производство
ракет Р-29РМУ с 2001 г, а с 2003 г. приступить к со-
вместным ЛИ ракеты Р-29РМУ2, которые были завер-
шены в июне 2004 г. В декабре 2004 г. итоговый отчет
Государственной комиссии по проведению испытаний
был рассмотрен и одобрен ВМФ и Роскосмосом. На
вооружение комплекс «Синева» был принят указом
президента РФ № 866 от 9 июля 2007 г.
Создателями Р-29РМУ2 при ее проектировании
были предусмотрены возможности решения ряда важ-
ных проблем. Кооперация предприятий - изготовите-
лей ракет «Синева» полностью расположена на терри-
тории России. Головной
изготовитель - Красно-
ярский машинострои-
тельный завод - един-
ственное в России пред-
приятие, располагающее
всеми основными про-
изводствами для изго-
товления и испытания
жидкостных ракет. Зало-
женные в ракету «Сине-
ва» решения и отрабо-
танность реализованных
в ней технологий и ма-
териалов позволяют на
их основе создавать при
наименьших затратах на
проектирование и отра-
ботку более совершен-
ные ракеты, отвечающие
современным требова-
634
Глава 8
ниям, а имеющиеся для их производства научно-тех-
нический потенциал и производственная база - про-
изводить их с наименьшими затратами. Серийное из-
готовление ракеты Р-29РМУ2 осуществляется с 2005 г.
в полном соответствии с Государственной програм-
мой вооружения и Государственным оборонным зака-
зом, которые неукоснительно ежегодно выполняются в
установленные сроки и с высоким качеством.
С 2005 г. предприятие возглавляет ВАКолмыков, под
руководством которого завод получил дальнейшее разви-
тие, участвует в реализации программ развития ОПК до
2020 г. и приступил к работам по освоению новых образ-
цов РКТ. В 2009 г. завод стал лауреатом премии Прави-
тельства РФ в области качества, еще раз подтвердив свой
высокий производственный потенциал.
'В.'Ъ.НосоЕ
ВОЗОБНОВЛЕНИЕ ПРОИЗВОДСТВА
ПЕРЕДНИХ ОТСЕКОВ РАКЕТ Р-29 РМУ
В ЗЛАТОУСТЕ. «СИНЕВА»
В1999 г, после длительного перерыва, начато вос-
становление производства ракет Р-29РМУ. Почти никто
не верил, что в сжатые сроки, почти без денег возмож-
но восстановить утраченные спецтехнологии. На за-
вод зачастили официальные комиссии и специалисты
и руководители из военных ведомств и Роскосмоса.
Восстановление производства и запуск установочных
партий происходили одновременно. Днем на станках
делали детали, вечером накрывали их пленкой и ре-
монтировали пролет за пролетом заводские корпуса.
С грустью шутили: «Как во время войны». Шаг за шагом
восстанавливали оборудование и технологии произ-
водства камер ЖРД: электрогидроформовка, обкатка,
фрезерование «зигов», высокотемпературная пайка,
электронно-лучевая сварка, гидроиспытания, пролив.
Восстановлено производство форсунок, ТНА, рулевых
машинок, газогенераторов. Казалось, проблемам нет
конца. Все вопросы сняли успешные огневые испытания
установочной партии ЖРД третьей ступени.
Не меньше усилий потребовало возобновление про-
изводства передних отсеков и корпусов блоков. Пере-
ведено на основную площадку сборочное производство
и КИС, восстановлено производство кабельной продук-
ции, практически заново создано производство спецсо-
единителей. Переосвоены технологии заготовительного
и гальванохимического производств, в т.ч. изотерми-
ческая штамповка, вакуумное литье и термообработка,
изготовление биметаллических переходников. На базе
восстановленного производства началось освоение
переднего отсека ракеты Р-29РМУ2, производство ко-
торого продолжается до настоящего времени.
A.H.IEepeyuL, Ъ.И.Члопиш,
К).А.Уст^с1кашшсЕ, Л.ЕЕЧечдмша
РАЗВИТИЕ ПРОИЗВОДСТВА
В ОАО «ПЕРМСКИЙ ЗАВОД
«МАШИНОСТРОИТЕЛЬ»
В 1991 г. трудовой коллектив ПЗМаш и Совет
НПО «Искра» приняли решение о выходе завода
«Машиностроитель» из состава НПО «Искра» и пре-
образовании его в самостоятельное государственное
предприятие. Выходит приказ заместителя министра
общего машиностроения № 286 от 3 октября 1991 г.
«О подчинении Пермского завода «Машиностроитель»
1 Главному управлению как самостоятельного государ-
ственного предприятия», а затем - Управлению боевой
ракетно-космической техники Российского авиационно-
космического агентства. Приказом первого заместите-
ля министра Министерства промышленности РСФСР
№ 225 к-p от 23 января 1992 г. директором Пермского
завода «Машиностроитель» назначается М.В.Иванов, на
условиях, предусмотренных контрактом.
Завод получив права хозяйственной самостоятель-
ности и имел государственные заказы. До 1995 г. про-
должал изготовление двигателей ЗД-04, ЗД-05, ЗД-06
для ракеты ЗМ-91, РДТТ ЗЛ-56 и вспомогательных
двигателей малой тяги ЗД-91, ЗД-92, ЗД-93, ЗД-95
для комплектации изделия ЗМ-55 для оснащения ПЛ.
В1995 г. главным инженером Пермского завода «Ма-
шиностроитель» назначен АК.Сироткин.
В1995 г. на заводе «Машиностроитель» закрыт по-
следний государственный заказ на изделия специаль-
ной тематики. Период, начавшийся с 1996 г„ стал для
завода, как и для всей страны, периодом испытаний,
связанных с резким сокращением объемов произ-
водства, отсутствием оборонного заказа, что повлекло
А. К. Сироткин
(род. в 1947 г.).
В 1995—2011 гг. - первый
заместитель генерального
директора - главный
инженер ОАО «Пермский
завод «Машиностроитель»
В.И.Ломаев
(род. в 1950 г).
С1999 г. - генеральный
директор
ОАО «Пермский завод
«Машиностроитель»
635
История развития отечественного ракетостроения
С. Д. Мезенцев
(род. в 1951 г). С 1999 г-
первый заместитель
генерального директора
ОАО «Пермский завод
«Машиностроитель»
М.А.Баяндин
(род. в 1949 г). С 2001 г-
главный технолог -
заместитель главного
инженера ОАО «Пермский
завод «Машиностроитель».
С.В.Хмелев (род. в 1955
г). С 2005 г. - главный
специалист по обработке
металлов давлением
ОАО «Пермский завод
«Машиностроитель».
В.И.Назаров
(род. в 1940 г).
01990г.-директор,
генеральный директор
малого государственного
предприятия «Синергия»
(г. Пермь). С 2008 г-
главный конструктор
завода «Синергия».
БАПодвинцев
(род. в 1938 г). В1974-
1999гг.-главный
металлург, в 1999-2004 гг. -
технический руководитель
отдела ФГУП «Пермский
завод «Машиностроитель»
(ОАО «Пермский завод
«Машиностроитель»).
А.И.Кочергина
(1930-2003 гг).
В1967-1987 гг. -
начальник отдела
теплозащитных покрытий
и пластмасс ПЗХО
(ОАО «Пермский
завод «
Машиностроитель»).
НАКокоулин
(род. в 1947 г).
С 2000 г.- технический
руководитель -
заместитель главного
сварщика ОАО «Пермский
завод «Машиностроитель».
О.В.Ильин
(род. в 1927 г).
В 1967-1984-
главный сварщик ПЗХО
(ОАО «Пермский
завод
«Машиностроитель»).
В.ГАрдашев
(род. в 1920 г).
В1982-1992 гг.
работал на инженерных
должностях ПЗХО
(ОАО «Пермский завод
«Машиностроитель»).
за собой задержки с выплатой
заработной платы, ухудшением
материального положения ра-
ботников завода. Как следствие
такого положения явилось соз-
дание на заводе забастовочного
комитета по инициативе про-
фкома и проведение ряда заба-
стовок.
С 4 марта 1997 г. завод
«Машиностроитель» начал бес-
срочную забастовку. Требования
работников «Машиностроителя»
к федеральным властям, об-
ластной, городской и заводской
администрации по урегулиро-
ванию вопросов обеспечения
работой и погашению долгов по
заработной плате поддержали
почти все крупнейшие предпри-
ятия «оборонки» города Перми.
Пережив смутные време-
на, завод вступил в полосу
возрождения. К руководству
предприятием пришли люди,
обладающие и владеющие со-
временными методами управ-
ления производством и плани-
рования, понявшие и освоившие
основы рыночной экономики,
знающие и любящие свой завод:
В.И.Ломаев, С.ДМезенцев.
Приказом № 151 от 4 июня
1999 г. по Российскому косми-
ческому агентству генеральным
директором государственного
предприятия «Пермский завод
«Машиностроитель» назначен
В.И.Ломаев. Первым замести-
телем генерального директора
становится С.Д.Мезенцев. С их
приходом предприятие обрело
второе дыхание. В 1999 г. завод
получает статус Федерального
государственного унитарного
предприятия. По приказу гене-
рального директора Российско-
го авиационно-космического
агентства № 3 от 10 января
2000 г. при подготовке офи-
циальных документов и мате-
риалов использовано новое
полное наименование - Феде-
ральное государственное уни-
тарное предприятие «Пермский
636
Глава 8
завод «Машиностроитель» (ФГУП «ПЗМаш»). Чис-
ленность работающих составляла всего 2500 человек.
Руководством завода принимались меры по выхо-
ду из кризисного положения: разработана и внедрена
антикризисная программа реструктуризации долгов,
проведены структурные преобразования в организации
производства; главным направлением оставались поиск
и освоение новой продукции. Велась длительная работа
по восстановлению работ оборонной тематики, что по-
зволило начать производство изделий МЗЗО и органи-
зовать работы по утилизации ракет PC-22 (SS-24).
Завод освоил и приступил на коммерческой основе
к серийному выпуску твёрдотопливных двигателей:
-	МЗЗО для ЗРК разработки МКБ «Факел» МАП;
-	К-321 с вспомогательными двигателями малой
тяги (К-324, К-325, К-326, К-327, К-329) главного
конструктора М.И.Соколовского (ОАО НПО «Искра»)
и ПАД К-328 для ОРДУ ПКР разработки НПО машино-
строения по теме ОКР в рамках ВТС по планам россий-
ско-индийского предприятия «БраМос».
В 2001 г. главным технологом на ФГУП «Пермский
завод «Машиностроитель» был назначен МАБаяндин.
В 2007 г. сменилась организационно-правовая форма
собственности предприятия: ФГУП «Пермский завод
«Машиностроитель» преобразован в открытое акци-
онерное общество «Пермский завод «Машинострои-
тель». Генеральным директором ОАО «ПЗМаш» на-
значен В.И.Ломаев.
В апреле 2008 г. работа над проектом утилизации
баллистических ракет РС-22 была успешно завершена.
В июле того же года прошли завершающие испытания
транспортно-установочного агрегата. Для француз-
ской компании Arianespace завод «Машиностроитель»
изготовил ТУА, который используется для запуска PH с
космодрома Куру во французской Гвиане.
Период с 2002 по 2012 г. отмечен важными собы-
тиями: технической революцией, стабилизацией тру-
дового коллектива, получением долгосрочных заказов
по специальной теме. Средний возраст работников
снизился с 49 лет до 42. В 2012 г. на заводе трудилось
4819 человек, в т.ч. 780 руководителей, 932 инженер-
но-технических работника, 3107 рабочих.
ЪЛ.Ъсгтлрь, Т.Н.Клнян, С.Ф.Мол'ш.ноь
ОАО «ГРЦ Макеева»
РАЗРАБОТКА КОНВЕРСИОННЫХ
РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
В 1990-е гг. в Государственном ракетном центре
стало осваиваться ракетно-космическое направле-
ние, основанное на морских ракетных технологиях.
Первыми стали экспериментальные пуски переобо-
рудованных ракет типа Р-27 и Р-29Р. Для размещения
на ракетах научно-технологической аппаратуры были
разработаны спасаемые аппараты, которые обеспечи-
вали защиту аппаратуры от тепломеханических воз-
действий, ее электропитание и управление по заданной
циклограмме, сохранное приземление и оперативный
поиск в заданном районе, контроль за функциониро-
ванием систем в полете. Аппараты создавались на базе
корпусов снимаемых с эксплуатации боеголовок. Раз-
работки ориентировались на максимальное использо-
вание узлов и систем снимаемых с вооружения ракет,
в т.ч. аппаратуры телеметрических отсеков, платформ,
узлов крепления и отделения полезных нагрузок.
Первоначально были реализованы эксперименты
в условиях микрогравитации для получения сверхчи-
стых полупроводниковых материалов и сплавов, а так-
же по скоростной очистке в искусственно созданном
электростатическом поле медицинских препаратов.
В1991-1993 гг. с ПЛ были проведены три пуска ракет-
носителей «Зыбь» (переоборудованные ракеты Р-27)
с научно-технологическими блоками, разработанными
совместно с НПО «Композит» и Центром космической
биотехнологии. Блок «Спринт» предназначался для
отработки процессов получения полупроводниковых
материалов с улучшенной кристаллической структу-
рой, сверхпроводящих сплавов и других материалов в
условиях невесомости в кварцевых ампулах, заполнен-
ных наборами исходных материалов и помещенных
в пятнадцати экзотермических печах. Блок «Эфир»
с биотехнологической аппаратурой «Медуза» исполь-
зовали для исследований технологии очистки биоло-
гических материалов и получения методом электро-
фореза особо чистых биологических и медицинских
препаратов.
В результате удалось получить уникальные об-
разцы монокристаллов кремния и некоторых сплавов
(«Спринт»), а в экспериментах «Медуза», по результа-
там исследований противовирусного и противоопухоле-
вого интерферона «Альфа-2» - подтвердить возмож-
ность космической очистки биологических препаратов
в условиях кратковременной невесомости. На практике
было доказано, что в России разработана эффектив-
ная технология проведения экспериментов в условиях
кратковременной невесомости с использованием мор-
ских баллистических ракет. Достигнутые результаты
и приобретенный опыт послужили основой для рос-
сийско-германских переговоров. Германским косми-
ческим агентством DARA было предложено провести
эксперимент с термоконвекционной моделью Земли
со временем невесомости до 15 мин. Государствен-
ный ракетный центр совместно с фирмой «Космос»
и НПО «Композит» реализовали такой эксперимент с
помощью ракеты Р-29РКУ с реализацией 20-минугной
невесомостью при перегрузке Ю^д.
637
История развития отечественного ракетостроения
Головная часть
ракеты-носителя «Штиль-2.1»
(КА - космический аппарат,
ТА - телеметрическая
аппаратура)
Спасаемый летательный
аппарат или
орбитальный блок с
апогейной двигательной
установкой
Блок полезной
нагрузки PH
«Волна»
Штатный отсек
для полезной
нагрузки
т
Приборный
отсек ракеты
Двигательная
установка 3-й
ступени
ракеты
Головная часть
ракеты-носителя
«Штиль»
(КА-космический
аппарат,
ТА - телеметрическая
аппаратура)
КА в
защитной
капсуле
Головная часть
ракеты-носителя «Штиль-2, -2Р»
(КА - космический аппарат,
РБ- разгонный блок,
ТА - телеметрическая аппаратура)
В июне 1995 г. с российской ПЛ проекта 667БДР
был проведен пуск доработанной ракеты Р-29РКУ с
научной аппаратурой. Через 40 мин после старта, про-
летев по баллистической траектории расстояние бо-
лее 5000 км, спускаемый аппарат «Волан» совершил
мягкую посадку на полуострове Камчатка. Самолетом
аппарат доставили в Миасс, где были проведены про-
верки, которые подтвердили функционирование тер-
моконвекционной модели и других систем аппарата.
По заключению германских специалистов, научные
результаты эксперимента подтверждены, спасенная
модель может быть использована в последующих
работах. На презентации результатов эксперимента в
Германии работа российских специалистов получила
высокую оценку.
Работы по темам «Спринт», «Медуза» и «Волан»
подтвердили, что эксперименты в условиях кратковре-
менной невесомости являются дополнением, а в неко-
торых случаях и альтернативой проводимым экспери-
ментам на орбитальных станциях. Дальнейшие работы
были направлены на создание ракет-носителей на базе
технологий и элементов морских ракет.
Дальнейшие работы были направлены на созда-
ние ракет-носителей на базе технологий и элементов
морских ракет. Ракета-носитель «Волна» представля-
ет собой доработанную ракету Р-29Р для выведения
полезных нагрузок на околоземные орбиты или на
суборбитальные (баллистические) траектории. Блок
полезной нагрузки включает раму с системой крепле-
ния и отделения, кожух для защиты полезной нагруз-
ки от воздействий работающих двигателей, бортовые
измерительные средства, а также штатные элементы
ракеты. Полезная нагрузка устанавливается в штатный
отсек ракеты на технической позиции. Запуск осущест-
вляется с ПЛ проекта 667БДР из подводного или над-
водного положения.
Ракеты-носители «Волна» используются для про-
ведения научных и технологических экспериментов
в условиях суборбитальных и орбитальных полетов.
Возможно выведение полезных нагрузок на субор-
битальную траекторию массой до 700 кг (продолжи-
тельность невесомости - 30 мин, уровень микрогра-
витации -10-5 -10-6 д), на околоземную орбиту - до
150 кг. В 1995-2005 гг. выполнено пять пусков ра-
кет-носителей «Волна», в т.ч. два для исследования
устройств «Солнечного паруса» и два спутника с на-
дувными тормозными устройствами для спуска гру-
зов на Землю.
638
Глава 8
Переоборудование ракет типа Р-29РМ в ракету-
носитель «Штиль» производится с минимальными
доработками на технической позиции и заключается в
демонтаже антенн спутниковой навигации и в разме-
щении бортовых измерительных средств PH. КА поме-
щается на посадочном месте одного из ББ в специаль-
ной капсуле. Капсула обеспечивает защиту от внешних
воздействий. Запуск ракеты проводится из подводного
или надводного положения подводной лодки. Полет
осуществляется в инерциальном режиме.
PH «Штиль» обеспечивает выведение полезных на-
грузок массой до 85 кг на орбиты с высотой перигея
до 500 км при наклонении 78,9 ° по штатной трассе
стрельбы Северного флота. Подтверждением правиль-
ности реализуемых решений по переоборудованию ра-
кеты Р-29РМ в ракету-носитель «Штиль» стал успеш-
ный запуск двух германских спутников Tubsat-N(1)
на околоземную орбиту 7 июля 1998 г.
26 мая 2006 г., ракетой-носителем «Штиль» на
орбиту был выведен малогабаритный космический
аппарат «Компас», разработанный и изготовленный
специалистами ГРЦ Макеева и Института земного маг-
нетизма, ионосферы и распространения радиоволн.
Разработаны также варианты установки увеличенных
полезных нагрузок на переоборудованные ракеты типа
Р-29РМ с увеличением длины PH и применением раз-
личных обтекателей. Увеличенные габариты ГО позво-
ляют размещать в отсеке полезной нагрузки помимо
КА дополнительную энергетическую установку (раз-
гонный блок), обеспечивающую выработку закрепля-
ющего апогейного импульса.
Специалисты из Италии, Франции, Германии и
Южной Кореи выражают заинтересованность в наших
сверхмалых средствах выведения на базе дооборудо-
ванных морских ракет. Высокая адаптивность ракет
типа Р-29РМ к новым задачам позволяет проводить
различные эксперименты в космическом пространстве
для отработки новых технологий до истечения сроков
службы ракет, совмещая их пуски с планами боевой
подготовки или контрольными отстрелами.
Ю. С. Соломонов
ОАО ««Корпорация «МИТ»
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЕ КОМПЛЕКСЫ
СЕМЕЙСТВА «СТАРТ»
Идея создать РКК на базе МБР «Тополь» возникла
благодаря исключительно высокой потенциальной на-
дежности ее двигательных установок. Ракетно-косми-
ческий комплекс «Старт-1» создан на базе серийного
мобильного ракетного комплекса «Тополь» с трех-
ступенчатой боевой МБР РТ-2ПМ. При разработке PH
была также использована технология баллистической
ракеты средней дальности «Пионер». О надежности
этой технологии свидетельствуют более 400 успешных
пусков, выполненных комплексами «Пионер» и «То-
поль», в т.ч. 72 полностью безаварийных пуска ракет
«Пионер» с целью их уничтожения в соответствии с
Договором СНВ-2.
PH «Старт-1» - относительно экологически чистый
твердотопливный носитель, предназначенный для запу-
ска малогабаритных КА на низкие околоземные орбиты
по заказам правительственных организаций и коммер-
ческих структур при развертывании космических систем
спутниковой связи, дистанционного зондирования Зем-
ли, экологического контроля и т.п. Ракета изготовлена
в ГПО «Воткинский завод». В кооперацию по произ-
водству и изготовлению PH серии «Старт» входит более
ста предприятий. Наиболее крупными соисполнителями
являются НПО АП, ЦНИИАГ, ГОКБ «Прожектор» (г. Мо-
сква), ФЦДТ «Союз» (г. Люберцы), ЦКБ «Титан» (г. Вол-
гоград), ЦНИИСМ (г. Хотьково) и др.
Ракета-носитель «Старт» в полете
639
История развития отечественного ракетостроения
Краткие технические характеристики PH «Старт-1»
Стартовая масса-47 т
Общая длина-22,9 м
Максимальный диаметр -1,8 м
Объем для полезной нагрузки -1,3 м3
Количество ступеней - 4 плюс доводочный блок
Масса полезного груза при выведении
на орбиту наклонением 90 °:
-	высотой 300 км - 420 кг
-	высотой 500 км - 300 кг
-	высотой 1000 км-110 кг
Точность выведения по высоте в апогее - ±5 км, без
использования доводочной ступени - 60—140 км
В качестве ДУ использовались отработанные ДУ с
изделий «Тополь» и «Курьер», а также специально
разработанная газореактивная система ориентации.
Весь процесс создания PH легкого класса на базе
твердотопливной ракеты включал в себя дооборудова-
ние последней, проведение испытаний, изготовление,
хранение, подготовку к запуску и запуск ракет. Суть до-
оборудования сводилась к введению в состав ракеты
четвертой разгонной ступени с твердотопливной ДУ,
соединительного отсека и доработке системы управле-
ния ГЧ. Запуск производится с подвижного пускового
агрегата, на котором в горизонтальном состоянии раз-
мещен контейнер с PH. Примерно за полторы минуты
до намеченного времени запуска контейнер с ракетой
принимает вертикальное положение. Затем произво-
дится минометный выброс ракеты из контейнера. Когда
PH достигает высоты 30 м, включаются двигатели пер-
вой ступени. Дальнейшее управление PH производится
автоматически.
Характерной особенностью именно этой ракеты
является то, что логика автоматики предусматривает
возможность не только регулирования вектора тяги
твердотопливных двигателей всех четырех ступеней,
но и компенсацию недобора тяги или времени работы
ступеней путем изменения продолжительности балли-
стических пауз в промежутках между временем работы
двигателей первой и второй, третьей и четвертой ступе-
ней, а также четвертой ступени и доводочного блока.
Первоначально демонстрационно-испытательные
пуски РКК «Старт-1» и «Старт» осуществлялись с по-
лигона в Плесецке. Первый запуск четырехступенчатой
PH «Старт-1» с разработанным в НТЦ «Комплекс-
МИТ» экспериментальным КА в целом успешно был
произведен с космодрома Плесецк 25 марта 1993 г.
Более мощная PH «Старт», отличающаяся от
PH «Старт-1» наличием дополнительной ступени, де-
бютировала неудачно. При ее запуске в целях решения
задач по коммерческому использованию космической
твердотопливной ракетной техники 28 марта 1995 г. про-
изошла авария PH из-за срабатывания системы аварий-
ного подрыва четвертой и пятой ступеней. В результате
два экспериментальных спутника на орбиту не вышли.
4 марта 1997 г. впервые запуск ракеты-носителя
осуществлен с космодрома «Свободный» (Амурская
область). В качестве носителя использована ракета
«Старт-1», с помощью которой выведен на орбиту
спутник «Зея». 24 декабря 1997 г. с этого космодро-
ма успешно произведен третий запуск PH «Старт-1»,
с помощью которого на орбиту выведен американский
спутник «Эрли Берд».
24 июня 1998 г. на основании предложения Россий-
ского космического агентства распоряжением Прави-
тельства Российской Федерации № 838-р от 24 июня
1998 г. создано акционерное общество «Пусковые
услуги», на которое возложено предоставление услуг
по запуску российских и зарубежных малогабаритных
спутников мирного назначения с использованием PH
типа «Старт» и «Космос».
5 декабря 2000 г. из самой молодой космической
гавани России - космодрома «Свободный» - успеш-
но осуществлен четвертый пуск PH «Старт-1», с по-
мощью которой на орбиту был выведен израильский
спутник «Эрос-А1». 20 февраля 2001 г. с космодро-
ма «Свободный» успешно осуществлен пятый пуск
PH «Старт-1», с помощью которой на орбиту был вы-
веден шведский спутник «Один». 25 апреля 2006 г. с
космодрома «Свободный» осуществлен успешный за-
пуск ракетой-носителем «Старт-1» израильского спут-
ника дистанционного зондирования Земли.
иЛМоллимё-
ОАО «Воткинский завод»
ПРОИЗВОДСТВО
PH «СТАРТ»
В 1990-е гг. в связи с
обострением экономиче-
ского кризиса и резким
сокращением государ-
ственного оборонного
заказа Воткинский завод
находился в трудном по-
ложении. В 1994 г. выпуск
продукции составил лишь
11,5 % к уровню 1990 г.
Снабжение после развала
СССР было почти полно-
стью парализовано. Разру-
шились отлаженные связи
с поставщиками основных
комплектующих изделий за
В.Г.Толмачев
(род. В1951 г). С1995 г.-
генеральный директор
ФГУП «Воткинский
завод (с 2010 г. -
ОАО «Воткинский завод)
640
Глава 8
Ракета-носитель «Старт» на сборочном стенде
Ракетно-космический комплекс выходит на стартовую позицию
пределами России и в самой стране. Воткинский завод
был вынужден начать перепрофилирование производ-
ства спецтехники.
Первые попытки выпуска конверсионной продук-
ции не принесли быстрых результатов - не хватало
опыта работы в условиях рыночной экономики, «жи-
вых» денег, ушедших в неоплаченные Заказчиком из-
делия. Задержка зарплаты доходила до шести месяцев.
В1995 г. генеральным директором Воткинского заво-
да был назначен В.ГТолмачев. Сберечь научно-производ-
ственный потенциал, технологии ракетного производства
и сохранить коллектив - такую задачу поставил перед
своими единомышленниками новый руководитель.
Частично загрузить производство позволили че-
тырехступенчатая ракета «Старт-1» и пятиступенчатая
«Старт» для запуска космических аппаратов на около-
земную орбиту. При их изготовлении использовались
«Тополя», снимаемые с эксплуатации после истечения
гарантийных сроков. По проекту Московского инсти-
тута теплотехники изделия дорабатывали путем уста-
новки дополнительной ступени маршевого двигателя и
узлов крепления КА.
В 1997 г. прошел ряд успешных запусков PH
«Старт» с космодрома «Свободный». Первый со-
стоялся 4 марта - с российским спутником «Зея»
24 декабря воткинская ракета вывела в космос
641
История развития отечественного ракетостроения
Участники сборки ракеты-носителя «Старт» на полигоне Плесеик
американский аппарат EARLI BIRD («Ранняя птич-
ка»), далее были коммерческие спутники США, Из-
раиля, Швеции.
Но заказа на «Старт» было недостаточно для
загрузки коллектива работой. Тогда руководством
завода было принято решение о сотрудничестве с
предприятиями топливно-энергетического ком-
плекса. Началось освоение конкурентоспособных
высокотехнологичных изделий для газовиков и не-
фтяников. В основной номенклатуре - буровое обо-
рудование, системы газоперекачивающих агрегатов,
долота с искусственными алмазами и др. Выпуска-
лось несколько сотен наименований продукции,
причем в отечественные аналоги импортного обо-
рудования заводские конструкторы внесли ряд усо-
вершенствований. И уже в 1997 г. завод получил три
сертификата Американского института нефти API.
В том же году под руководством заместителя гене-
рального директора по качеству В.С.Серебренникова
на предприятии была внедрена система менеджмен-
та качества, отвечающая требованиям международ-
ных и государственных стандартов, благодаря чему
завод получил сертификат международной системы
качества ISO-9001.
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС
«СТРЕЛА» С РАКЕТОЙ-НОСИТЕЛЕМ «СТРЕЛА»
НА БАЗЕ СНИМАЕМЫХ
С БОЕВОГО ДЕЖУРСТВА МБР
В начале 1990-х гг. НПО машиностроения во испол-
нение Постановления Правительства РФ от 22 октября
1992 г. «О рациональном использовании для народно-
го хозяйства ракетных комплексов, подлежащих ликви-
дации в соответствии с сокращением и ограничением
стратегических наступательных вооружений» провело
технико-экономический анализ возможности и эф-
фективности ликвидации МБР методом пуска. Анализ
показал, что такой способ ликвидации МБР возможен
и является максимально эффективным при исполь-
зовании ликвидируемой МБР в качестве ракеты-но-
сителя космических аппаратов. НПО машиностроения
была предложена и впоследствии реализована концеп-
ция создания космического ракетного комплекса, по-
642
Глава 8
лучившего название «Стрела», на
базе выводимых из боевого со-
става МБР, ключевым элементом
которой являлась максимальная
преемственность к базовому ком-
плексу с МБР УР-1 ООН УТТХ и ба-
зовой МБР. КРК «Стрела» должен
будет обеспечивать выведение КА
на орбиты наклонением в диапа-
зонах 51-63° и 90-104°, включая
солнечно-синхронные орбиты.
Непосредственно к реализации
проекта НПО машиностроения при-
ступило после выхода постановле-
ния Правительства РФ «О созда-
нии на космодроме «Свободный»
космического ракетного комплекса
«Стрела». КРК «Стрела» созда-
валась путем реконструкции ШПУ,
технических зданий и сооружений
с использованием стационарного и
подвижного оборудования позици-
онного района, а также за счет до-
оснащения системами комплексов,
снимаемых с боевого дежурства.
Ракета выполнена по тандем-
ной схеме с поперечным деле-
нием ступеней, имеет стартовую
массу до 105 т, максимальную
длину 28,27 м и диаметр 2,5 м.
PH состоит из блока ускорителей,
агрегатно-приборного блока и кос-
мической головной части, включа-
ющей в себя сборочно-защитный
блок с установленным в нем КА.
В качестве первых двух ступеней
используется блок ускорителей
МБР УР-1 ООН УТТХ. Ракета экс-
плуатируется в транспортно-пуско-
вом контейнере.
Найденные технические ре-
шения позволили использовать
агрегатно-приборный блок ра-
кеты УР-1 ООН УТТХ в качестве
разгонного блока со штатной си-
стемой управления с минималь-
ными доработками, в основном в
части переделки ДУ с «тянущей»
схемы на «толкающую».
Единственным абсолютно но-
вым элементом PH является вхо-
дящий в состав сборочно-защит-
ного блока отсек измерительной
аппаратуры. ОНА служит для раз-
мещения систем телеметрических
Ракета-носитель «Стрела»
Космическая головная часть ракеты-носителя «Стрела» на стартовой позиции
Заправка ракеты-носителя «Стрела»
643
История развития отечественного ракетостроения
и внешнетраекторных измерений, дополнительных
бортовых источников питания и ДУ, предназначенной
для стабилизации по всем каналам на участке бал-
листической паузы. Управление ОИА осуществляется
штатной системой управления. Таким образом, АПБ
и ОИА совместно образуют полноценный разгонный
блок, формирующий окончательную траекторию по-
лезной нагрузки.
Реализация такого подхода к созданию PH позволя-
ет распространить на нее высокие достигнутые показа-
тели надежности базовой МБР -153 успешных пуска из
156 проведенных, а также свести к минимуму техниче-
ские риски, что делает проект «Стрела» экономически
привлекательным.
25 ноября 2003 г. решением Госкомиссии под пред-
седательством заместителя генерального директора
Росавиакосмоса А.Н.Кузнецова, заместителя коман-
дующего Космическими войсками по вооружению
О.Г.Громова, заместителя командующего РВСН по во-
оружению В.В.Линника и генерального директора - ге-
Ракета-носитель «Стрела- в шахтной пусковой установке РКСН15П135
Старт ракеты-носителя «Стрела». Космодром Байконур, 5 декабря 2003г.
нерального конструктора
ФГУП «НПО машино-
строения» ГАЕфремова
ракета-носитель «Стре-
ла» была допущена к
летным испытаниям.
5 декабря 2003 г. с
пусковой установки кос-
модрома Байконур бое-
выми расчетами Косми-
ческих войск был выпол-
нен пуск PH «Стрела».
В ходе пуска на около-
земную орбиту выведен
макет космического ап-
парата массой 978 кг.
Основной задачей для
PH «Стрела» является
выведение космических
аппаратов в интересах
Мо РФ. С точки зрения
дальнейшего коммер-
ческого использования
PH «Стрела» состояв-
шийся пуск является де-
монстрационным, сред-
ства космодрома Бай-
конур и PH «Стрела»
достигли эксплуатаци-
онной годности.
27 июня 2013 г. из
ШПУ №59 площадки 175
космодрома Байконур
был осуществлен пуск
PH «Стрела», которая
успешно вывела на рас-
четную орбиту первый
летный малый косми-
ческий аппарат дистан-
ционного зондирования
Земли «Кондор-Э». Со-
стоявшийся пуск под-
твердил высокую сте-
пень готовности РКК
«Стрела» - «Кондор».
644
Глава 8
Руководители, специалисты ОАО «ВПК «НПО машиностроения»,
принимавшие активное участие в разработке МБР и космических ракет-носителей
БДБараночников (1930—2003 гг.).
С 1958 по 2003 г. работал
в ОКБ-52 (ОАО «ВПК «НПО ма-
шиностроения»), Лауреат Госу-
дарственной премии СССР.
В.М.Барышев (1913-1992 гг.).
С 1961 г. - в филиале ОКБ-52
(ОАО «ВПК «НПО машинострое-
ния»): с 1963 по 1985 г. - заме-
ститель генерального конструк-
тора и начальник филиала № 2.
Лауреат Ленинской и Государ-
ственной премий.
ВАВишняков (род. в 1931 г).
С 1959 по 2003 г. - в ОКБ-52
(ОАО «ВПК «НПО машиностро-
ения»), Лауреат Государственной
премии СССР.
В.Н.Вишневский (1931—2006 гг).
С 1956 г. работал в ОКБ-52 (ОАО
«ВПК «НПО машиностроения»).
Лауреат Ленинской премии.
Л.В.Белюстин (род. в 1941 г.).
С 1964 г. - в ОКБ-52 (ОАО
«ВПК «НПО машиностроения»):
с 1997 г. - заместитель началь-
ника ЦКБМ - начальник отде-
ления. Лауреат Государственной
премии СССР.
В.Н.Бугайский (1912—1994 гг).
С 1958 г. - главный конструктор
филиала № 1 ОКБ-52 и первый
заместитель генерального кон-
структора ОКБ-52 (ОАО «ВПК
«НПО машиностроения»), Д.т.н.
Лауреат Сталинской премии,
Государственной премии СССР
(трижды).
В.В.Витер (1935—2007 гг).
С1962 г. работал в ОКБ-52 (ОАО
«ВПК «НПО машиностроения»).
Лауреат Ленинской премии.
АДГончаров (1933-2003 гг).
С1956 по 1991 г. работал в ОКБ-
52 (ОАО «ВПК «НПО машино-
строения»), К.т.н. Лауреат Госу-
дарственной премии СССР.
Л.СДемидов (род. в 1934 г).
С 1962-в ОКБ-52 (ОАО «ВПК
«НПО машиностроения»). Ла-
уреат Государственной премии
СССР.
В.П.Гогин (1931-2003 гг).
С1956 г. работал в ОКБ-52 (ОАО
«ВПК «НПО машиностроения»):
заместитель генерального ди-
ректора - заместитель гене-
рального конструктора. Лауреат
Ленинской премии.
645
История развития отечественного ракетостроения
И.СЕпифановский (1933-2011 гг.).
С 1961 г. работал в ОКБ-52.
Для, профессор. Лауреат Госу-
дарственной премии.
Н.И.Ларин (род. в 1925 г.).
В1959—1993гг. работал в ОКБ-52
(ОАО «ВПК «НПО машинострое-
ния»), Лауреат Государственной
премии СССР.
ГАЕфремов (род. в 1933 г.). Ге-
рой Социалистического Труда.
С1956 г. работает в ОКБ-52 (ОАО
«ВПК «НПО машиностроения»).
Почетный генеральный дирек-
тор - Почетный генеральный
конструктор ОАО «ВПК «НПО ма-
шиностроения». Лауреат Ленин-
ской и Государственной премий
СССР, премии Правительства РФ.
ДЛЛегошин (род. в 1936 г.).
С 1960 по 2004 г. работал в
ОКБ-52 (ОАО «ВПК «НПО маши-
ностроения»), Лауреат Государ-
ственной премии СССР.
А.В.Ипьичев (род. в 1934 г). С
1958 г-в ОКБ-52 (ОАО «ВПК
«НПО машиностроения»), Д.т.н.,
профессор. Лауреат Государ-
ственной премии СССР, премии
Президента РФ.
А.Г.Леонов (род. в 1952 г.).
С 2007 г. - генеральный дирек-
тор - генеральный конструктор
ОАО «ВПК «НПО машинострое-
ния». Д.т.н. Лауреат премии Пра-
вительства РФ.
И.В.Крупчатников (1927-
2000 гг.). С1959 г. работал стар-
шим инженером в ОКБ-52 (ОАО
«ВПК «НПО машиностроения»).
Лауреат Государственной премии
СССР.
Л.ЕМакаров (род. в 1937 г.).
С 1990 г.- в НПО машиностро-
ения (ОАО «ВПК «НПО маши-
ностроения»), Лауреат Государ-
ственной премии СССР.
Н.М.Купаков (1933-1992 гг.).
С1961 г.-в ОКБ-52 (ОАО «ВПК
«НПО машиностроения»). Член
научно-координационного со-
вета АН СССР. Лауреат Государ-
ственной премии СССР.
ДАМинасбеков (род. в 1934 г.).
С1959 г работает в ОКБ-52 (ОАО
«ВПК «НПО машиностроения»).
Лауреат Государственной премии
СССР.
646
Глава 8
БАНиколаевский (род. в 1917 г.).
С 1970 г. работал в ЦКБ маши-
ностроения (ОАО «ВПК «НПО
машиностроения»). Лауреат Го-
сударственной премии СССР.
В.В.Сапронов (род. в 1934 г).
С 1976 г.- в ЦКБ машиностро-
ения (ОАО «ВПК «НПО маши-
ностроения»), Лауреат Государ-
ственной премии.
М.М.Панкратов (род. в 1937 г.).
С1959 г. работал в ОКБ-52 (ОАО
«ВПК «НПО машиностроения»).
Лауреат Государственной премии
СССР.
ИАСтрельников (род. в 1930 г.).
С 1959 г. работал в ОКБ-52 (ОАО
«ВПК «НПО машиностроения»).
Лауреат Государственной премии
СССР.
В.И.Патрушев (1926-2000 гг.).
В 1965-1967 гг. - ведущий
конструктор, главный ведущий
конструктор ОКБ-52 (ОАО «ВПК
«НПО машиностроения»). Лау-
реат Ленинской премии.
Н.М.Ткачев (1921-2006 гг.).
С1958 г. работал в ОКБ-52 (ОАО
«ВПК «НПО машиностроения»).
Лауреат Ленинской премии.
ДАПолухин (1927-1993 гг.).
Герой Социалистического Труда.
Работал заместителем главного
конструктора по ДУ в филиа-
ле № 1 ЦКБ машиностроения
(ОАО «ВПК «НПО машиностро-
ения») Лауреат Ленинской пре-
мии, Государственной премии
СССР.
Ю.П.Третьяков (род. в 1935 г).
С1963 г. работал в ОКБ-52 (ОАО
«ВПК «НПО машиностроения»).
Лауреат Государственной премии
СССР.
Г.И.Родин (1924-2006 гг.).
С1963г.-в ОКБ-52 (ОАО «ВПК
«НПО машиностроения»). Ла-
уреат Государственной премии
СССР.
А.В.Туманов (род. в 1925 г).
С 1959 по 2004 г.- в ОКБ-52
(ОАО «ВПК «НПО машиностро-
ения»), Лауреат Государственной
премии СССР.
647
История развития отечественного ракетостроения
В.П.Удодов (1937-1994 гг.). Ге-
рой Социалистического Труда.
С1959 г..-в ОКБ-52 (ОАО «ВПК
«НПО машиностроения»).
И.С.Чистяков (1928-2004 гг).
С 1959 г. работал в ОКБ-52 (ОАО
«ВПК «НПО машиностроения»).
Лауреат Государственной премии
СССР.
Ю.СХраповицкий (1924-2008 гг.).
С 1986 г. работал в НПО маши-
ностроения (ОАО «ВПК «НПО
машиностроения»). Лауреат Го-
сударственной премии СССР.
А.И.Эйдис (1913—2004 гг).
С1957г- заместитель генераль-
ного конструктора ОКБ-52 (ОАО
«ВПК «НПО машиностроения»).
Лауреат Ленинской премии.
А.В.Хромушкин (род. в 1941 г).
С1964г.-в ОКБ-52 (ОАО «ВПК
«НПО машиностроения»). Ла-
уреат Государственной премии
СССР (дважды).
ФХЮнусов (род. в 1952 г).
С 1976 г. - в ЦКБ машиностро-
ения (ОАО «ВПК «НПО маши-
ностроения»), Лауреат Государ-
ственной премии СССР.
Tl.C-Kopom/coi,
Яалькх^-С^ири^с^скмй.,
т4Ю.HUiMTmtca
ГП «КБЮ»
ГП «ПО «Южмаш»
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ДНЕПР»
КБ «Южное» имеет огромный опыт и нарабо-
танные технологии преобразования боевых ракет в
космические PH. Именно этот принцип лег в основу
создания PH «Космос», «Интеркосмос», «Циклон-2»,
«Циклон-3» на базе боевых ракет 8К63, 8К65, 8К69.
Предпосылками для эффективного преобразования в
космическую PH обладала и МБР 15А18. В их числе -
значительные энергетические возможности и объем
зоны полезного груза под обтекателем, высокие на-
дежность и точность отработки полетного задания,
наличие развитого технического и стартового ком-
плексов (три пусковые установки) на космодроме Бай-
конур, обеспечивающих широкий освоенный диапазон
азимутов стрельбы с реализацией базовых наклонений
орбит выведения 51°, 65°, 87°, 98°, относительно не-
большие расходы на переоборудование и эксплуата-
цию будущего носителя.
Поэтому, как только на повестку дня был поставлен
вопрос о сокращении стратегических наступательных
вооружений, в т.ч. порядка 300 ракет тяжелого класса,
задача перевода МБР 15А18 в класс PH приобрела ре-
альные очертания, тем более что процедура ликвида-
ции ракет путем прямого уничтожения с операциями
демонтажа, транспортировки, нейтрализации оказа-
лась достаточно затратной. Да и сам договор СНВ-1 от
31 июля 1991 г. в конечном итоге разрешал использо-
вание МБР, снятых с боевого дежурства, для «доставки
объектов в верхние слои атмосферы или в космос».
Проработки, выполненные КБ «Южное» в коо-
перации с основными разработчиками комплекса
15П018 в конце 1980-х - начале 1990-х гг., показали
высокую эффективность использования самых мощ-
648
Глава 8
ных МБР для запуска КА низкоорбитальных систем
связи, дистанционного зондирования Земли, ис-
следования космических технологий производства
сверхчистых материалов и биопрепаратов, для соз-
дания систем оказания экстренной помощи и других
применений. Были разработаны конкретные проекты
с участием ведущих предприятий России и США, ко-
торые прошли положительную экспертизу головных
НИИ. Один из таких проектов, получивший название
«Днепр», был представлен на многих международ-
ных совещаниях и конференциях и принят к практи-
ческой реализации.
Было выпущено три постановления правительства
РФ, регламентирующих работу по рассматриваемому
направлению, однако длительное время очевидная по
своей полезности ОКР продвигалась слабыми темпа-
ми. И только с признанием в 1997 г. руководителями
России и Украины проекта «Днепр» одним из при-
оритетных работы по проекту значительно оживились.
Постановлениями Кабинета министров № 1246 Укра-
ины от 6 ноября 1997 г. и правительства РФ № 1156
от 5 октября 1998 г. была учреждена Международная
Космическая компания «Космотрас» по созданию и
эксплуатации КРК на базе МБР 15А18- «Днепр». МКК
образована ведущими предприятиями и организация-
ми ракетно-космических отраслей РФ и Украины:
КБ «Южное», НПП «Хартрон-Аркос», ПО «Южмаш-
завод», Рособщемаш, ЦНИИмаш, КБСМ, ФГУП НПО
«Импульс» и др. Генеральным директором компании
стал ВААндреев.
Комплекс создан в строгом соответствии с До-
говором о СНВ на базе переоборудованной (в плане
адаптации КА) межконтинентальной баллистической
ракеты 15А18, снимаемой с вооружения. Технические
возможности МБР 15А18 позволяют:
-	с высокой степенью надежности (0,97) обеспе-
чить выведение на околоземную круговую и эллипти-
ческую орбиты космических аппаратов весом до 4 т;
-	предоставить зону для полезного груза объ-
емом ~21 м3.
Универсальность МБР 15А18, ее конструктивная
схема и инвариантность системы управления наряду
с высокими потребительскими качествами позво-
ляют PH «Днепр» занять достойное место в секторе
пусковых услуг на отечественном и мировом рынках.
Ракета-носитель «Днепр» может быть с успехом при-
менена для выведения на орбиту КА среднего класса
и групп малых спутников, выведения на орбиту и обе-
спечения входа в атмосферу с заданными параметра-
ми траектории спускаемых капсул.
Наличие около уже изготовленных 150 ракет
15А18, пригодных для переоборудования в PH, и не-
обходимой инфраструктуры на космодроме Байконур
позволяет гарантировать стабильные, с минимальны-
ми затратами, пусковые услуги на период до 2012 г.
Ракета-носитель «Днепр» - трехступенчатая с по-
следовательным расположением ступеней. На тре-
тью - разгонную - ступень устанавливается космиче-
ская головная часть. В состав КГЧ входят космический
аппарат, переходный отсек, состоящий из двух плат-
форм - верхней и нижней, адаптер, рама с приборами
систем измерений и управления носителя, головной
аэродинамический обтекатель. Применение новых тех-
нологических и конструктивных решений - капсулиро-
вание зоны полезного груза или создание модульных
конструкций - позволило самым экономичным путем
обеспечить на современном уровне необходимые ус-
ловия (температурно-влажностный режим и чистоту)
для КА нового поколения. При этом в максимальной
степени используется конструкция базовой ракеты без
доработок. Крепление спутника обеспечивается с по-
мощью безымпульсных «чистых» пиротехнических
устройств.
Защита КА от воздействия набегающего аэроди-
намического потока обеспечивается штатным ГО. По-
скольку разгонная ступень PH работает по «тянущей»
схеме, разработан и включен в состав верхней плат-
формы переходного отсека сбрасываемый перед отде-
лением КА газодинамический экран, обеспечивающий
защиту КА от газодинамического воздействия факела
при работе двигателя разгонной ступени. Разработано
несколько конфигураций космической головной ча-
сти, допускающих размещение от одного до девяти КА,
в т.ч. КГЧ с увеличенной зоной полезного груза для КА
высотой более 5 м.
Система управления ракеты-носителя - инерци-
альная, высокоточная, на базе БЦВМ. Для PH разрабо-
тано новое программно-математическое обеспечение,
позволяющее реализовать оптимальные программы
выведения КА, в т.ч. группы КА, на околоземные орби-
ты и их отделение.
Система измерений носителя обеспечивает пере-
дачу телеметрической информации с PH до отделения
КА. Старт ракеты - мино-
метный из транспортно-
пускового контейнера, осу-
ществляется по штатной
схеме путем выброса ра-
кеты газами порохового
аккумулятора давления из
ТПК. Схемы разделения
ступеней, отделения раз-
гонной ступени, сброса
обтекателя соответствуют
отработанным для ракеты
15А18.
Наземная инфраструк-
тура космического ракетно-
го комплекса «Днепр» соз-
дана на базе существующей
ВААндреев
(род. в 1942 г.). С 1997 г.-
генеральный директор
МКК «Космотрас».
Лауреат Г)сударственной
премии СССР
649
История развития отечественного ракетостроения
Старт ракеты-носителя «Днепр»
на космодроме Байконур инфраструктуры ракетного
комплекса 15А18 с дополнением элементов техноло-
гического оборудования, обеспечивающих работы по
подготовке и проверке космического аппарата (груп-
пы КА) и КГЧ в целом. Разработана и внедрена новая
технология подготовки PH и КА или группы КА - под-
готовка КА и PH ведется параллельно и не влияет друг
на друга. Возможность замены КГЧ с КА без снятия
PH со стартовой позиции позволяет значительно уде-
шевить и упростить замену КА в случае обнаружения
нештатных ситуаций в КА. Наземная инфраструктура
космодрома пригодна к проведению запусков КА на
орбиту, что было подтверждено успешными запусками
PH «Днепр».
В среднем за год с каждой пусковой установки
можно обеспечить до девяти запусков ракет-носителей
«Днепр». Возможность длительного нахождения PH в
состоянии готовности к запуску КА позволяет решать
задачи оперативного восполнения систем КА, а также
максимальную синхронизацию запуска нескольких КА.
Отличительная особенность комплекса - длительное
нахождение в готовности к пуску, возможность
замены КА и КГЧ без слива ракетного топлива
и снятия с пусковой установки, возможность
проведения пуска в любых погодных условиях.
Успешно проведены пуски PH «Днепр» с КА
дистанционного зондирования Земли UoSat-12
английской фирмы SSTL 21 апреля 1999 г.,
группы из пяти космических аппаратов раз-
личного назначения в составе итальянских КА
MegSat-1 и UniSat-1, малайзийского TiungSat-1
и двух космических аппаратов SaudiSat (Са-
удовская Аравия) 26 сентября 2000 г, группы
из шести космических аппаратов в составе
UniSat-2 (Италия), SaudiSaMC (Саудовская
Аравия), Rubin-2 (Германия), LatinSat-A и -В
(США) и макета КА Trailblazer (США) 20 дека-
бря 2002 г. В 2004-2008 гг. проведено восемь
успешных пусков PH.
Практически с каждым новым пуском в ра-
кетный комплекс «Днепр» привносятся новые
качества, которые позволяют ему повышать
свою конкурентоспособность и привлекатель-
ность на рынке пусковых услуг. Так, с 2004 г.
при подготовке к запуску КА DEMETR впервые
для комплекса была реализована трасса в юж-
ном направлении с выведением космических
аппаратов на солнечно-синхронную орбиту.
При этом было использовано поле падения
первой ступени PH на территории Туркмении
и применен выносной измерительный пункт
украинской разработки, размещенный для
приема и сбора телеметрической информации
в Султанате Оман.
При подготовке космических аппаратов
OICETS и INDEX (2005 г.) был впервые осуществлен в
обновленной конфигурации КРК, из состава которого
были исключены наземные системы, необходимые для
обеспечения боевого дежурства комплекса 15П118,
заменена аппаратура командного пункта на аппаратуру
подготовки и проведения пуска на базе персонального
компьютера.
Существенная перекомпоновка КГЧ впервые позво-
лила разместить КА OICETS с показателями габаритов
и массы, значительно превышающие предыдущие за-
пуски. Впервые была отработана технология подготов-
ки КА с контролем его параметров из пристартового
сооружения с помощью НВЭО и точное поддержание
температуры в подобтекательном пространстве мето-
дом обдува тепловыделяющих элементов КА очищен-
ным воздухом.
2006 г. был ознаменован в истории программы
«Днепр» открытием нового космодрома на базе РВСН
МО РФ «Ясный», 12 июля был запущен на околозем-
ную орбиту КА Genesis 1.2007 г. был особенно удачен
для программы «Днепр»: с космодрома Байконур
650
Глава 8
17 апреля и 15 июня были осуществлены запуски КА
EgyptSat разработки ГП КБ «Южное» по заказу Египта
и КА TerraSatX, который потребовал впервые изготов-
ления новой удлиненной ГЧ и некоторого усовершен-
ствования технологии подготовки PH и КГЧ к пуску.
Также с пусковой базы «Ясный» 28 июня 2007 г. был
запущен КА Genesis 2.
Принятые принципы создания PH «Днепр» по-
зволяют предоставлять пусковые услуги на мировом
рынке по цене на 20-30 % ниже по сравнению с экс-
плуатируемыми PH аналогичного класса. Многоце-
левое применение КРК «Днепр» является примером
эффективной конверсионной программы по пере-
оборудованию мощной баллистической ракеты в ра-
кету-носитель для запуска спутников коммерческого,
научного и технологического назначения. В условиях
сложной экономической ситуации эта программа
призвана обеспечить продолжение развития высоких
технологий и налаживание тесных связей по междуна-
родному сотрудничеству различных стран.
В 2003 г. работы по созданию КРК «Днепр» от-
мечены Государственной премией Украины в области
науки и техники. Лауреатами премии от КБ «Южное»
стали О.И.Дробахин и А.Ю.Силкин.
4.И.Киримм, ?
С.Ъ.Шюле&шь, СЛШМкаленка
ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
ОТ «СОЮЗА» К «СОЮЗУ-2»
Идея создания носителя повышенной энергети-
ки нового типа или глубокой модернизации ракеты
«Союз» с целью резкого повышения ее грузоподъ-
емности присутствовала в головах проектантов фи-
лиала № 3 ОКБ-1 с начала 1960-х гг. Еще при жизни
С.П.Королева в филиале № 3 ОКБ-1 под руководством
Д.И.Козлова был разработан эскизный проект по соз-
данию ракет-носителей Н-11 и Н-111 на базе ракетных
блоков и наземной инфраструктуры тяжелой ракеты-
носителя лунной космической системы Н1-ЛЗ. Суть
предложения была проста, оригинальна и заманчива.
Ракета Н-11 строилась на базе блоков второй и третьей
ступени, те. блоков «Б» и «В» ракеты Н1 и разгонно-
го блока «Г» лунного комплекса ЛЗ. Разгонный блок
«Г» был в полном объеме разработан и отработан
филиале № 3 по заданию и заказу ОКБ-1 и в лунной
программе ЛЗ предназначался для перевода лунного
комплекса с околоземной орбиты на траекторию по-
лета к Луне. Вместо блока «А» - блока первой ступе-
ни - была разработана крупногабаритная ферменная
конструкция, которая по механическим, электриче-
ским, пневмогидравлическим и иным интерфейсам
полностью соответствовала блоку «А», что позволяло
использовать транспортно-установочный агрегат, стар-
товое оборудование, системы заправки, испытательно-
пусковое оборудование и другие наземные системы с
минимумом доработок.
Ракета-носитель Н-11 обеспечивала выведение по-
лезной нагрузки на опорную околокруговую орбиту
высотой 200 км и наклонением 51° массой до 25 т.
В состав ракеты-носителя Н-111 входили блок третьей
ступени ракеты Н1 (он же блок второй ступени ракеты
Н-11), известный нам разгонный блок «Г» в качестве
блока второй ступени и разгонный блок «Д» лунного
комплекса Л-3. Разгонный блок «Д» был разработан
непосредственно в ОКБ-1, имел очень важное каче-
ство - многократный запуск в полете и обеспечивал пе-
ревод лунного комплекса с траектории полета к Луне на
окололунную круговую орбиту. И опять вместо блоков
первой и второй ступени ракеты Н1 применялись фер-
менные конструкции - габаритные имитаторы блоков
«А» и «Б», что так же позволяло использовать готовую
наземную инфраструктуру. Грузоподъемность ракеты
Н-111 - около 11 т на стандартную опорную орбиту.
Эскизный проект был утвержден С.П.Королевым,
получил высокую оценку Академии наук СССР, но про-
хладно встречен военными специалистами. Военным
не нравилось, что на полигон (космодром) поставля-
лась не готовая ракета и даже не блоки, а отдельные
агрегаты, и окончательная сборка, включая сварочные
работы, велась в МИКе полигона. Возможно, были и
другие, не технические, причины для скепсиса военных.
Работы по самой лунной программе Н1-ЛЗ шли с
большим напряжением, тяжело, сопровождались не-
удачными запусками, потеряли актуальность после
успешных полетов американских астронавтов на Луну
и, наконец, были прекращены без использования за-
дела. Единственная польза от системы Н1-ЛЗ - это ис-
пользование блока «Д» и его модификаций в составе
ракет «Протон» и «Зенит-SL» в качестве разгонного,
что существенно расширило их летно-тактические воз-
можности.
После смерти С.П.Королева главным конструкто-
ром ОКБ-1 стал В.П.Мишин. Он ревниво относился к
инициативам филиала № 3 (КФ ЦКБЭМ), в отличие
от С.П.Королева, стремился ограничить самостоя-
тельность Д.И.Козлова и его коллектива и не поддер-
живал проекты Н-11 и Н-111. Накал страстей между
В.П.Мишиным и Д.И.Козловым, по всей видимости,
привел к тому, что 3 ГУ МОМ выпустило приказ № Зот
23 января 1968 г., обязывающий Мишина подгото-
вить предложения по расширению прав КФ ЦКБЭМ.
Вскоре филиал был преобразован в ЦСКБ, а работы
по Н1-ЛЗ были переданы во вновь образованный на
территории завода «Прогресс» Волжский Филиал
НПО «Энергия» - в дальнейшем ВКБ. С приходом
651
История развития отечественного ракетостроения
в ОКБ-1 (НПО «Энергия») В.П.Глушко работы по Н1-
ЛЗ были полностью прекращены с физической лик-
видацией технического и материального задела, в т.ч.
и проектов Н-11 иН-111.
Во второй половине 1960-х гг. в Советском Союзе
успешно эксплуатировались ракеты-носители легкого
класса «Циклон» и «Космос» разработки КБ «Юж-
ное»; среднего класса «Восток» и «Молния», создан-
ные в ОКБ-1 и модернизированные в филиале № 3
и на заводе «Прогресс»; серия PH среднего класса
«Союз», разработанных филиалом № 3 и изготов-
ленных заводом «Прогресс»; а также ракета тяжелого
класса «Протон», разработанная в КБ «Салют» под
руководством В.М.Челомея. Разрыв в массе полез-
ной нагрузки, выводимой ракетами «Союз» и «Про-
тон» на опорную орбиту, достаточно велик - от 6,5-7
до 20-21 т. Напрашивалась необходимость создания
ракеты среднего класса повышенной энергетики, про-
межуточной между ракетами «Союз» и «Протон». По-
этому Министерство общего машиностроения открыло
НИР «Подъем» и объявило конкурс на создание ра-
кеты среднего класса повышенной энергетики. ТТЗ на
эту НИР, разработанное ЦНИИМаш, носило общий ха-
рактер и давало широкие возможности для фантазии
конкурсантов. В конкурсе приняли участие два кон-
структорских бюро - КБ «Южное» (г. Днепропетровск)
и Куйбышевский филиал ЦКБЭМ.
Конкурс выиграло КБ «Южное», и это привело к
созданию ракеты-носителя «Зенит». Летные испы-
тания ракеты «Зенит» шли неровно, но объективно.
В КБ «Южное» была создана совершенная для своего
класса ракета, обладающая хорошими эксплуатацион-
ными показателями. Начавшаяся разработка ракеты
«Зенит» беспокоила руководство и проектантов КФ
ЦКБЭМ - ЦСКБ, они опасались, что ракета «Зенит»
вытеснит «Бостоки», «Молнии», «Союзы». Поэтому,
чтобы реализовать неиспользованные резервы но-
сителя «Союз», в конце 1970-х гг. в ЦСКБ в иници-
ативном порядке был разработан эскизный проект
ракеты-носителя повышенной энергетики, получившей
индекс 11А511К. По просьбе ЦСКБ воронежские дви-
гателисты из КБХА провели эскизные проработки для
блока «И» двигателей с замкнутой схемой и приме-
нением различных пар экологически чистых топлив.
В качестве окислителя рассматривался жидкий кис-
лород, а в качестве горючего - керосин, сжиженный
природный газ, жидкий водород. Эскизный проект
был представлен в Минобщемаш, Военно-космиче-
ские силы, головные институты МОМ и ВКС. В целом,
получив положительную техническую оценку, проект к
реализации опять принят не был.
Но вот наступил конец 1980-х - начало 1990-х гг.
Геополитическая ситуация резко изменилась. Совет-
ский Союз распался. Ракета-носитель «Зенит» стала
зарубежной. За рубежом, в Харькове, оказался и за-
вод-изготовитель систем управления для ракет-носи-
телей «Союз» и «Молния». Ракета «Восток» к этому
времени уже была снята с производства, как было ука-
зано, из-за того, что планировалось перевести запуски
космических аппаратов на средние солнечно-синхрон-
ные орбиты на ракеты типа «Зенит», имевшие режим
конечной (пониженной) ступени тяги двигателя второй
ступени. Космодром Байконур тоже оказался за ру-
бежом, в Казахстане, и катастрофически подвергался
варварскому опустошению и разорению.
Возникла серьезная угроза постоянному, незави-
симому доступу России в космическое пространство.
В распоряжении России оставался космодром Пле-
сецк, но из-за его расположения на более высоких ши-
ротах, чем космодром Байконур, энергетики существу-
ющего носителя «Союз» не хватало, чтобы перевести
запуск всех полезных нагрузок с космодрома Байконур
на космодром Плесецк. Для компенсации широтных
потерь массы полезного груза требовалось повысить
энергетические возможности носителя. Тревожила
и зависимость от Украины в поставке важнейшей со-
ставной части ракеты - бортовой системы управления.
Поэтому напрашивалась модернизация ракеты с целью
создания российской системы управления. ЦСКБ и по-
тенциальных заказчиков не устраивали ограниченные
возможности ракеты-носителя «Молния» по реали-
зации солнечно-синхронных, высоких круговых, гео-
переходных и геостационарных орбит из-за того, что
разгонный блок «ЛМ» этой ракеты не обладает свой-
ствами повторного запуска двигателя в полете.
Таким образом, появилась настоятельная необхо-
димость кардинальной модернизации ракет-носителей
типа «Союз» с целью обеспечения постоянного досту-
па России в космическое пространство независимо от
внешнеполитической обстановки в дальнем и появив-
шемся ближнем зарубежье, для чего требовалось:
-	повысить энергетические возможности для ком-
пенсации широтных потерь при переводе запусков с
космодрома Байконур на космодром Плесецк;
-	перевести разработку и изготовление системы
управления ракеты на российские предприятия, отка-
завшись от услуг украинских производителей;
-	разработать новый разгонный блок, совмести-
мый с базовой модернизированной унифицирован-
ной ракетой типа «Союз», имеющий многократный
запуск и обеспечивающий выведение полезных на-
грузок во всем диапазоне орбит (разработка нового
разгонного блока позволяла снять с производства
морально устаревший носитель «Молния-М», ко-
торый, как сказано выше, имел ограниченные воз-
можности по выведению космических аппаратов на
требуемые орбиты);
-	разработать головные обтекатели повышенных
размеров для расширения совместимости новых, бо-
лее крупногабаритных, полезных нагрузок с PH.
652
Глава 8
В ЦСКБ за короткий срок были в инициативном
порядке подготовлены предложения по модернизации
с целью замены PH типа «Союз-У» и «Молния-М»,
предусматривающие:
-	модернизацию двигателей первой-второй ступе-
ней с целью повышения удельной тяги (НПО «Энер-
гомаш», его Приволжский филиал и завод «Моторо-
строитель» провели соответствующие проработки и
сделали заключение о реализуемости мероприятий,
позволяющих повысить энергетику двигателей, вклад
этих мероприятий - увеличение энерговооруженности
носителя на 200-300 кг);
-	разработку нового более эффективного двигате-
ля третьей ступени с замкнутой схемой (Воронежское
КБ «Химавтоматика» по заказу ЦСКБ разработало
предложения по созданию нового двигателя, в пол-
ной мере удовлетворяющие требованиям ЦСКБ, вклад
двигателя третьей ступени - увеличение энерговоору-
женности на 900-1000 кг);
-	разработку новой системы управления рос-
сийским предприятием (для этой работы ЦСКБ был
привлечен НИИ АП имени Н.А.Пилюгина, который
представил соответствующие проработки на базе си-
стемы управления модернизированного носителя
«Протон-М». Новая система управления была цифро-
вой, позволяла осуществлять управление в полете по
крену и обеспечивала повышение точности выведения
на опорную орбиту в 10 раз по сравнению с аналоговой
системой управления прототипа. Управление в полете
по крену позволяло отказаться от поворотного старта
и обеспечивало выведение полезных нагрузок на раз-
личные наклонения из одного и того же положения по
азимуту в начальном стартовом состоянии);
-	разработку нового разгонного блока (надо ска-
зать, что НПО имени С.А.Лавочкина очень вовремя и
оперативно представило предложения по созданию
разгонного блока «Фрегат» с весьма интересной,
привлекательной конструктивной схемой и высоким
уровнем конструктивного совершенства по соотноше-
нию массы заправленного блока к сухой массе блока.
Разгонный блок «Фрегат» как нельзя лучше был со-
вместим с модернизированным носителем и по габа-
ритам, и по энергетическим возможностям, и по тех-
нологии предстартовой подготовки);
-	применение новых головных обтекателей по-
вышенных габаритов (на этой стадии имелось в виду,
что сама разработка таких обтекателей будет осу-
ществляться в рамках создания соответствующих КА,
а первоначально важно учесть влияние этих обтека-
телей в аэродинамических, баллистических расчетах
и обеспечить необходимую прочность конструкции,
устойчивость и управляемость полета с большими
обтекателями. Немаловажно было оценить и степень
доработки наземного оборудования для обеспечения
эксплуатации головных обтекателей повышенных раз-
меров. На этой стадии КБОМ, головное по стартовому
устройству, дало отрицательное заключение по совме-
стимости старта с обтекателем диаметром 4,2 м, из-за
чего остановились на применении для модернизиро-
ванного носителя ГО диаметром 3,7 м).
Предложения ЦСКБ по модернизации носителя и
НПО имени С.А.Лавочкина по разгонному блоку были
в целом позитивно восприняты в Роскосмосе и Воен-
но-космических силах, но пока не были еще включены
в официальную государственную программу.
Тем временем возникли некоторые проблемы,
затрудняющие принятие окончательных директив-
ных решений. Во-первых, РКК «Энергия» выдвинул
альтернативные варианты технического облика и ор-
ганизации работ по созданию блока третьей ступени
модернизированного носителя и разгонного блока. В
основу этих предложений было положено применение
для блока третьей ступени связки из трех двигателей
11Д58М (это двигатели разгонного блока «Д» ракеты
«Протон» разработки и изготовления РКК «Энергия»),
при этом разработку блока в целом, выдачу техниче-
ского задания на разработку СУ всей ракеты и изго-
товление блока РКК «Энергия» брала на себя. ЦСКБ
такой оборот дел ни в коей мере не удовлетворял.
Вместо блока «Фрегат» РКК «Энергия» предложила
создать разгонный блок «МЛ» на основе конструкции
блока «ЛМ» носителя «Молния-М» с заменой дви-
гателя однократного включения 11ДЗЗ на двигатель
многократного включения 11Д58М. Было совершенно
очевидно, что блок «МЛ» значительно уступает блоку
«Фрегат» по зоне, оставляемой под ГО, для полезно-
го груза из-за того, что блок «МЛ» более чем в два
раза длиннее блока «Фрегат». Однако РКК «Энергия»
выдвинула против блока «Фрегат» свой, казалось бы,
неоспоримый аргумент: блок «МЛ» более экологи-
чески чистый, а блок «Фрегат» использует токсич-
ные компоненты в качестве топлива. В защиту блока
«Фрегат» именно ЦСКБ представило обоснованные
контраргументы. Блок «Фрегат» по технологии пред-
стартовой подготовке разработан не по ракетной схе-
ме, а по типичной схеме космического аппарата, его
заправка компонентами ведется не на старте, а на за-
правочной станции, он в составе PH вывозится на старт
уже заправленным, а в обозримом будущем почти все
КА будут заправляться токсичными компонентами
топлива. Следовательно, разгонный блок «Фрегат»
ни чем не отличается в этом отношении от КА, в т.ч. и
пилотируемых КК разработки РКК «Энергия». Дово-
ды ЦСКБ были признаны убедительными. Несколько
сложнее было отбиться от притязаний РКК «Энергия»
на головную роль разработчика блока третьей ступени.
В итоге вопрос об облике и организации работ по соз-
данию модернизированного носителя, включая третью
ступень, и разгонного блока был решен и окончатель-
но утвержден Решением расширенного НТС, прове-
653
История развития отечественного ракетостроения
денного в головном НИИ Военно-космических сил.
Модернизированный носитель получил наименование
«Союз-2».
Во-вторых, у Д.И.Козлова и В.Л.Лапыгина - гене-
рального директора НИИ АП имени НАПилюгина -
никак не складывались деловые отношения, что в
определенной степени негативно сказывалось на
взаимодействии ЦСКБ и НИИ АП при разработке СУ.
Роскосмос и Военно-космические силы предложи-
ли Д.И.Козлову рассмотреть вопрос о возможности
обеспечения загрузки НПО «Автоматика» в связи с
резким снижением заказов по ранее производимым
им СУ для ракет морского базирования. В Екатерин-
бург выехала представительная комиссия, в составе
которой был Д.И.Козлов. Дмитрию Ильичу фирма в
Екатеринбурге понравилась и, по возвращении оттуда,
он провел большое совещание, на котором попросил
всех высказаться в пользу или против взаимодействия
с Екатеринбургским НПО «Автоматика» по разработ-
ке СУ для носителя «Союз-2». А.М.Солдатенков (в то
время заместитель Д.И.Козлова) и Б.Д.Буйлин (заме-
ститель начальника отдела, отвечающего за систему
управления), высказались против, считая, что с такой
сложной динамической схемой, как носитель «Союз-
2», НПО «Автоматика» не справится. Г.Е.Фомин (на-
чальник проектного отделения) и И.В.Смирнов (его
заместитель по ракетной тематике) воздержались,
высказав мнение, что эта задача Екатеринбургу по
плечу, но географическое положение столь важного
смежника может вызвать большие затруднения в части
оперативности взаимодействия. ВАКапитонов и его
команда, отвечавшие за эксплуатацию СУ в целом, вы-
сказались «за». Дмитрий Ильич принял однозначное
решение - работать с Екатеринбургом. Так разреши-
лась вторая проблема.
Решение вышеупомянутого совещания и оконча-
тельное решение Д.И.Козлова по выбору разработчи-
ка СУ стали основанием для включения Роскосмосом
работ по ракете «Союз-2» в ОКР «Русь», открытую в
рамках Федеральной космической программы. В эту
же ОКР были включены работы по разгонному блоку
«Фрегат». Началось выделение финансовых средств
как по линии Роскосмоса, так и по линии Военно-кос-
мических сил. Несмотря на два источника финансиро-
вания, объем их был не велик. Страна в 1990-е гг. пе-
реживала глубокий спад экономической деятельности,
общий упадок, кризис и не могла выделить достаточ-
ных средств на космическую программу. Разработка
PH «Союз-2» грозила стать долгостроем или медлен-
но «умереть». Это очень беспокоило Д.И.Козлова, и
он поручил своим проектантам проработать варианты
уменьшения текущего финансирования без потери ко-
нечной цели глубокой модернизации носителя. Роди-
лось предложение об этапности модернизации ракеты,
суть которой заключалась в следующем. На первом
этапе на ракете устанавливаются модернизированные
двигатели первой-второй ступени, новая цифровая
система управления и новая, тоже цифровая, система
телеметрии. Носитель первого этапа модернизации
получил наименование «Союз 2-1а», его энергети-
ка по сравнению с носителем-прототипом «Союз-У»
повышалась на 200-300 кг. На втором этапе модер-
низации в дополнение к первому этапу блок третьей
ступени носителя оснащается новым двигателем раз-
работки КБ «Химавтоматика». Носитель получил наи-
менование «Союз2-1б», его энерговооруженность
повысилась еще на 900-1000 кг. Предложения по
этапности позволяли снизить текущие финансовые на-
грузки, достичь конечной цели (справедливости ради
надо отметить, что с большими в сумме финансовыми
затратами) и начать ЛИ первого этапа модернизации в
обозримые сроки.
Предложения по этапности были доложены главе
Российского космического агентства Ю.Н.Коптеву, ко-
торый их поддержал и тут же позвонил ААМаксимову,
командующему Военно-космическим силами. По это-
му звонку А.А.Максимов принял доклад Д.И.Козлова
и его сотрудников, предложения одобрил и вместе с
ЮАКоптевым поручил специалистам ВКС и Роскос-
моса оперативно подготовить ТТЗ на модернизацию
носителя с учетом этапности, что и было сделано.
Таким образом, все технические, организационные,
формальные и финансовые вопросы были разрешены
и более ничто не мешало проведению работ по модер-
низации носителя.
Однако вновь обострился вопрос о максимальной
размерности ГО. В головных КБ - разработчиках кос-
мических аппаратов - из-за финансовых затруднений
активные проектные работы по созданию перспек-
тивных КА практически не велись. Это были трудные
1990-е гг. Тем не менее конструкторская мысль не
дремала. В ЦСКБ, КБ «Арсенал», ВНИИЭМ прораба-
тывались проекты, требовавшие повышенной зоны по-
лезного груза и, следовательно, головного обтекателя
диаметром 4,2 м. Как уже упоминалось выше, в сере-
дине 1990-х гг. были созданы российско-французское
общество «Стареем» и Ракетно-космический центр
«ЦСКБ-Прогресс», образованный путем слияния
ЦСКБ и самарского завода «Прогресс», который вы-
шел на международный рынок услуг по запуску зару-
бежных космических аппаратов ракетами-носителями
типа «Союз». Европейская PH среднего класса «Ари-
ан-4» использовала в своем составе ГО диаметром
4,1 м, и это в определенной степени был стандарт для
зарубежных полезных нагрузок. Американские ракеты
также имели головные обтекатели повышенных раз-
меров. Поэтому, чтобы обеспечить конкурентоспособ-
ность ракет «Союз-2» на международном рынке, на-
стоятельно требовался ГО с диаметром не менее 4,1 м.
Вновь были проведены проработки. КБ общего маши-
654
Глава 8
Сборочный цех ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
построения на этот раз дало положительное заключе-
ние о возможности доработки стартового устройства
для совместимости ракеты с крупногабаритным ГО и
элементами стартового устройства. Общество «Стар-
еем» предложило использовать для нашего носителя
готовый обтекатель ракеты «Ариан-4», изготавлива-
емый в Швейцарии. Этот вариант можно было реа-
лизовать, но Д.И.Козлов, страстно желая иметь соб-
ственный обтекатель, под предлогом дороговизны
швейцарского поручил проектантам ЦСКБ разработать
свой проект. И он был разработан. В основу положи-
ли аэродинамическую схему европейского обтекателя,
оптимально совместимую с нашим носителем, и прин-
ципиально новую конструкцию панелей из компози-
ционных материалов. Технологи завода «Прогресс»
приложили немалые творческие усилия по разработке
технологического процесса и оснастки для изготовле-
ния высокопрочных сотовых панелей на Сызранском
заводе «Пластик» и головного обтекателя в целом на
заводе «Прогресс». Применение крупногабаритного
обтекателя потребовало некоторых технических жертв,
ведущих к увеличению веса носителя, а именно уси-
ления конструкции блока третьей ступени и верхней
части второй ступени. После неоднократных бурных
обсуждений Д.И.Козлов дал добро на доработку и вы-
пуск соответствующей конструкторской документации.
Вопрос был решен комплексно: в разработке были мо-
дернизированный носитель и новый ГО повышенных
габаритов. В августе 2004 г. первая ракета «Союз 2-1 а»
был изготовлена и в сентябре начались ее испытания
на КИС завода.
Испытания шли трудно. На этой ракете появилась
не только принципиально новая цифровая система
управления, но и были приняты новые подходы к ис-
пытаниям ракеты, основанные на их автоматизации.
Это, в свою очередь, потребовало очень точного за-
дания всех допустимых пределов отклонений, знания
особенностей программно-математического обеспе-
чения каждого режима испытаний. Накладывался и
человеческий фактор - впервые испытатели Центра
«ЦСКБ-Прогресс» тесно взаимодействовали с испы-
тателями НПОА, которые имели свои традиции, свою
школу. В результате на первом этапе были большие
потери времени по причине частого автоматического
прекращения испытаний из-за малейшей неточности в
задании допустимых пределов изменений параметров.
Такие ошибки быстро находились, однако их устра-
нение требовало доработки программно-математиче-
ского обеспечения, его повторной отладки и повторения
каждого режима заново. По результатам заводских ис-
пытаний логика автоматического прекращения испыта-
ний была в значительной степени упрощена и 6 октября
655
История развития отечественного ракетостроения
Ракета-носитель
«Союз-2-1 а»
1 - космический аппарат
2 - головной обтекатель
3-переходной отсек
4,12,15-баки горючего
5 - отсек системы
управления и системы
измерения
6,10,13-баки окислителя
7,20,23-маршевые
двигатели
8 - ферма переходная
9-приборный отсек
11,14-межбаковые
отсеки
16,19-баки
перекиси водорода
17,18-баки азота
21 - воздушный руль
22 - рулевые агрегаты
Примечание: на схеме
изображена САС,
предназначенная
для перспективного
пилотируемого варианта
Основные технические характеристики PH «Союз-2-1 а»
Стартовая масса (без КГЧ) - 306—310 т
Масса полезного груза, выводимого на околоземную орбиту:
-	с космодрома Байконур (1=51,8°: 64,9°; h = 190-250км; Н=250-1000км) - 7300-6800кг
-	с космодрома Плесецк (1=62,8°; 67,1°; 81,4°; h = 180-250км;
Н=250-1000км)-6900-5400кг
Компоненты топлива:
-	окислитель - жидкий кислород
-	горючее - керосин Т-1
Диаметр ГО, используемого в составе с PH - 2,7; 3,0; 3,3; 3,7; 4,11 м
Количество ступеней - 3
Тяга двигательных установок:
-	первой ступени у Земли - 3353,88 кН
-	первой ступени в вакууме - 4085,08 кН
-	второй ступени у Земли - 792,48 кН
-	второй ступени в вакууме - 990,18 кН
-	третьей ступени в вакууме - 297,93 кН
2004 г. первая ракета «Союз 2-1а» была
отправлена на космодром Плесецк. На
самом космодроме в это время заканчи-
вались последние работы по подготовке
технического и стартового комплексов
и приему новой ракеты. Следует особо
отметить, что стартовая площадка № 4
дорабатывалась специально под запуски
именно новой ракеты. Работы по дообо-
рудованию старта велись практически
круглосуточно. И только благодаря лич-
ному постоянному участию заместителя
Командующего ракетными войсками
О.Г.Громова старт был готов к приему
ракеты в октябре 2004 г. Испытания на
техническом комплексе проводились с
11 по 24 октября 2004 г. Подготовка РКН
на стартовом комплексе проводилась с
25 октября по 8 ноября 2004 г.
На первый пуск были направлены
лучшие специалисты во главе с техниче-
ским руководителем В.А.Капитоновым
от «ЦСКБ-Прогресс» и В.П. Волковым
от НПОА. На завершающий этап про-
верки прибыли руководители ГНПРКЦ
«ЦСКБ-Прогресс» А.Н.Кирилин, НПОА
Л.Н. Шалимов, ЗАО «Моторостро-
итель» И.Л.Шитарев. Именно при-
сутствие «первых лиц» позволило
оперативно решать очень сложные ор-
ганизационно-технические проблемы.
Так, из-за отказа электрического сигна-
лизатора в кислородном клапане двига-
теля центрального блока потребовалось
заменить этот клапан. Такая крупная за-
мена не делается на старте, поэтому за-
пасного клапана на полигоне не было.
Однако клапан вместе с опытными спе-
циалистами завода «Моторостроитель»
был самолетом доставлен на полигон и
оперативно заменен.
Одной из важных проверок для
СУ является комплексная проверка
правильности полярности управляю-
щих сигналов и отклонения исполни-
тельных органов. При такой проверке
были выявлены ошибки, которые по-
требовали доработки приборов СУ.
В результате первая PH «Союз 2-1а»
испытывалась на старте 14 дней, что
является самым длительным циклом
испытаний на СК для PH типа «Союз».
После устранения всех замечаний
8 ноября 2004 г. успешно прошел пер-
вый запуск.
656
Глава 8
Это стало возможным благодаря самоотвержен-
ной, практически круглосуточной работе бригады испы-
тателей, технических специалистов «ЦСКБ-Прогресс»
В.Ф.Пластинина, В.С.Коротина, Г.И.Скриптуновой,
А.И. Шепелева, А.Ю.Межевихина и испытателей СУ от
НПОА ДАХаневского и В.В.Зажигина.
Освоение всех особенностей подготовки новой ра-
кеты шло трудно. В январе 2006 г. на космодроме Бай-
конур в тяжелых климатических условиях (мороз до
-40 °C) были проведены контрольные испытания (сухой
вывоз PH) для проверки взаимодействия всех стартовых
систем, в т.ч. с наземным измерительным комплексом
разгонного блока «Фрегат», которые позволили устра-
нить целый ряд недостатков наземных систем.
После успешного пуска первой ракеты «Союз 2-1а»
был запланирован запуск европейского метеорологи-
ческого аппарата «Метоп». Он должен был состояться
23
17 июля 2006 г. Именно для запуска этого аппарата
впервые использовался новый обтекатель диаметром
4,11 м. Испытания на ТК и первый день испытаний на
СК прошли успешно.
Следует отметить, что одним из преимуществ
PH «Союз-2», по сравнению с PH «Союз», являет-
ся отсутствие необходимости разворота стартового
устройства с уже установленной PH для ее прицели-
вания в азимут стрельбы. Система управления сама в
первую секунду полета поворачивает ракету в нужный
азимут.
Однако это требует точного задания положения ра-
кеты при старте. Оказалось, что для PH «Союз 2-1а»
№ 2 положение и требуемый азимут были заданы от
разных точек отсчета, поэтому 17 июля система управ-
ления автоматически остановила запуск, обнаружив
эту ошибку. Ошибка была исправлена, и пуск был пере-
Ракета-носитель
«Союз-2-16»
1 - космический
несен на следующий день. Но и на
следующий день пуск вновь был ав-
томатически остановлен. Теперь при-
чиной остановки было влияние про-
цесса кипения кислорода в баках на
проведение проверки систем контро-
ля расхода топлива. Обычно эта про-
верка делается на незаправленном
изделии. Идеология проверки была
уточнена, запуск был вновь перене-
сен на сутки. При третьей попытке
практически все проверки прошли
без замечаний, тем не менее запуск
аппарат
2-головной
обтекатель
3 - переходной отсек
4,12,13,15-
баки горючего
5 - отсек системы
управления и
системы измерения
6,10-баки
окислителя
7,20,23-маршевые
двигатели
8-ферма
переходная
9-приборный отсек
11,14-межбаковые
отсеки
16,19-баки
перекиси водорода
17,18-баки азота
21 -воздушный руль
22-рулевые
агрегаты
Краткие технические
характеристики PH «Союз-2-16»
Стартовая масса (без КГЧ) - 306-311 т
Полезного груза, выводимого
на околоземную орбиту:
-	с космодрома Байконур (i=51,8°: 64.9°:
h = 190-250 км; Н=250-1000 км) -
8250-5700 кг
-	с космодрома Плесецк (i=62,8°;
67,1°; 72,9°: 81,4°; Л = 180-250 км;
Н=250-1000 км) - 7900-6400 кг
Компоненты топлива:
-	окислитель - жидкий кислород
-	горючее - керосин Т-1
Диаметр ГО, используемого в составе
с PH -2,7; 3,0; 3,3; 3,7; 4,11м
Количество ступеней - 3
Тяга двигательных установок:
-	первой ступени у Земли - 3353,88 кН
-	первой ступени в вакууме - 4085.08 кН
-	второй ступени у Земли - 792,48 кН
-	второй ступени в вакууме - 990,18 кН
-	третьей ступени в вакууме - 294,2 кН
657
История развития отечественного ракетостроения
был вновь автоматически остановлен за несколько ми-
нут до команды «Пуск» из-за ложного сигнала о не-
готовности телеметрической системы.
При запуске PH типа «Союз» допускается возмож-
ность его проведения в случае отказа телеметрии, в то же
время в соответствии с эксплуатационной документацией
четыре попытки запуска заправленного изделия не пред-
усматривались, поэтому на внеочередном заседании Го-
скомиссии после долгих споров было принято решение
пуск отменить, ракету отправить на завод для переборки.
Все работы по переборке ракеты были проведены прак-
тически за месяц (вместо шести по штатному циклу).
Новые испытания PH на стартовом комплексе про-
водились с 14 по 19 октября 2006 г. Несмотря на то,
что подготовка ракеты-носителя на ТК была проведе-
на успешно, на СК запуск был осуществлен только с
третьей попытки. В первый день не произошел продув
PH «Союз-2» на стартовом столе
всех баков ракеты из-за того, что один из элементов
наземного оборудования, который используется для
запусков как PH «Союз-2», так и PH «Союз», не был
переключен в положение для «Союз-2».
18 октября пуск был перенесен из-за плохих мете-
оусловий (сильный ветер на высоте 11 км). И только
19 октября был проведен успешный запуск. Это был
первый запуск принципиально новой ракеты средне-
го класса с полезной нагрузкой, дорогостоящим КА,
имеющим высокую практическую ценность на между-
народном уровне.
В декабре 2006 г. на космодроме «Байконур» были
проведены работы по подготовке и запуску первого из-
делия «Союз-2» этапа 16. Полезной нагрузкой при за-
пуске данного изделия стал европейский космический
аппарат «Коро». Особенностью изделия «Союз-2»
этапа 16 является использование на блоке третьей сту-
пени нового двигателя 14Д23 разработки
КБХА. В связи с первым штатным при-
менением данного двигателя на ТК была
проведена дополнительная проверка
полярности сигналов, выдаваемых си-
стемой управления на отклонение камер
сгорания двигателя.
Несмотря на то, что система управ-
ления изделия «Союз-2» этапа 16 имеет
ряд отличий в приборном составе от СУ
изделия «Союз-2» этапа 1а, ее подготов-
ка на ТК и СК была проведена без особых
замечаний. 27 декабря 2006 г. был осу-
ществлен успешный запуск PH «Союз-2»
этапа 16 с европейским КА «Коро».
На конец октября 2010 г. проведено
шесть пусков PH «Союз2-1а» и три пу-
ска PH «Союз2-1б», причем в ходе этих
испытательных полетов на орбиту выве-
дены один макет и девять космических
аппаратов, три из них по коммерческим
контрактам «Коро», «Метоп», «Глобал-
стар» (шесть космических аппаратов - од-
ним пуском). Теперь уже можно подвести
определенные итоги одной из наиболее
значимых модернизаций «Семерки».
На этапе модернизации 1а были
проведены следующие работы:
-	на двигателях первой и второй сту-
пеней применены форсуночные голов-
ки с улучшенным смесеобразованием;
-	разработана новая, единая для
всех трех ступеней, система управле-
ния на базе высокопроизводительной
цифровой вычислительной машины с
использованием современной элемент-
ной базы и прогрессивных системно-
технологических решений;
658
Глава 8
-	применена принципиально новая цифровая ра-
диотелеметрическая система.
На этапе модернизации 16, в дополнение к этапу
1а, на третьей ступени установлен новый двигатель, вы-
полненный по схеме с дожиганием газогенераторного
газа на компонентах «жидкий кислород - керосин»,
обладающий высокими удельными характеристиками.
Екатеринбургским НПО «Автоматика» была созда-
на и прошла полный цикл наземной отработки новая
цифровая система управления. Информационно-вы-
числительным ядром аппаратуры СУ БЦВК, размеща-
емый на блоке третьей ступени, предназначенный для
решения вычислительных и управляющих задач, об-
работки текущей информации, поступающей от смеж-
ных систем и датчиков внешней информации, выдачи
управляющих команд в смежные системы и на испол-
нительные органы.
Сформированные команды управления БЦВК вы-
дает по кодовой линии связи на периферийную аппа-
ратуру СУ, расположенную на всех блоках PH. Эта аппа-
ратура осуществляет преобразование кодовых команд
БЦВК в аналоговые и релейные команды управления
исполнительными органами, а также преобразование
аналоговых и релейных сигналов с датчиков внешней
информации в кодовые сигналы для выдачи в БЦВК.
Для создания на борту PH инерциальной системы
координат, определения положения PH относительно
этой системы координат, измерения углов поворота
PH, приращений кажущейся скорости и выдачи в БЦВК
соответствующей информации используется высоко-
точный комплекс командных приборов, включающий
два трехосных гиростабилизатора, размещаемых на
блоке третьей ступени, и два датчика угловых скоро-
стей, размещаемых на блоке третьей ступени и на цен-
тральном блоке.
Технические особенности, внедренные НПОА в СУ
ракеты космического назначения «Союз-2», можно
обобщить следующим образом:
-	осуществление азимутального наведения мето-
дом гирокомпасирования с последующим разворотом
РКН в полете;
-	использование терминального способа управле-
ния с прогнозом параметров движения на моменты
отделения элементов РКН и полезной нагрузки;
-	применение резервированной электромеханики в
гироскопических приборах;
-	способность оперативного (в пределах одного
часа) изменения (замены) ПМО в управляющих ЦВМ
бортовой, наземной систем управления и на КИА си-
стемы управления, в т.ч. непосредственно в местах
эксплуатации;
-	расчет полетного задания на запуск КА непо-
средственно перед пуском, позволяющий оперативно
менять программу полета;
-	применение унифицированной БЦВМ «Малахит 3»;
-	распределение приборов СУ по всем ступеням РКН;
-	использование информации аппаратуры спутни-
ковой навигации как для коррекции траектории полета,
так и для внешнетраекторных измерений;
-	применение двух химических источников тока на
каждом блоке РКН;
-	вывод на орбиту реальных коммерческих КА на
этапе ЛКИ (за период с 8 ноября 2004 г. по 2 ноября
2010 г. PH «Союз-2» этапов 1а и 16 в ходе ЛКИ вы-
ведены на орбиту три космических аппарата);
-	разработка и внедрение автоматической аппара-
туры контроля цепей РКН с соответствующим ПМО;
-	автоматический контроль методом обтекания
безопасными токами пиросредств на полностью со-
бранной РКН.
Применение новой системы управления позволило:
-	увеличить диаметр и длину головных обтекате-
лей, те. существенно увеличить допустимые размеры
полезной нагрузки;
-	почти на порядок улучшить точность выведения
КА на заданную орбиту;
-	отказаться от нацеливания ракеты по азимуту
стрельбы разворотом стартового стола, обеспечив
разворот ракеты на нужный азимут на начальном
участке полета;
-	сократить требуемые размеры и число районов
падения отделяющихся частей за счет терминального
управления;
-	автоматизировать процесс испытаний и пред-
стартовой подготовки.
Применение новой высокоинформативной циф-
ровой системы бортовых измерений существенно
расширило возможности контроля состояния и функ-
ционирования бортовых систем ракет-носителей. На
PH «Союз-2» предусмотрена передача текущей теле-
метрической информации и ТМИ, задержанной на
3 с, что позволило исключить потери в радиоканале,
обусловленные кратковременными сбоями, особенно
при разделении ступеней, отделении ГО и панелей хво-
стового отсека третьей ступени.
Применение высокоинформативной системы с по-
вышенной достоверностью обеспечило качественную
передачу информации о работе бортовых алгоритмов
БЦВМ СУ и передачу целевой информации системы
внешнетраекторных измерений. Внедрение новой
системы стартовых измерений позволило сократить
число существовавших ранее систем, обеспечивающих
контроль подготовки PH к запуску и набору готовно-
сти. Концентрация всей информации о подготовке PH
к запуску в единый поток позволяет оперативно обе-
спечить информацией не только руководителя испы-
таний, но и всех потребителей, что очень важно при
проведении операций по осуществлению пуска PH.
КБОМ им. В.П.Бармина совместно со смежными
предприятиями модернизировали стартовый ком-
659
История развития отечественного ракетостроения
PH «Союз-2». Подготовка к испытательному пуску. Космодром Плесецк, 2004 г.
Старт PH «Союз-2»
плекс. Был создан ряд новых тех-
нологических систем, доработан
транспортно-установочный агрегат
обслуживания. Были размещены
наземные части новых бортовых
систем. СК 17П32-6 стал универ-
сальным. С него могли запускаться
все модификации ракет семейства
«Союз».
Энергетические возможности PH
«Союз-2», по сравнению с базовой
PH «Союз», заметно повышены, при
этом увеличение выводимой массы
полезного груза на этапе 1а соста-
вило 250-300 кг, а на этапе 16 -
1100-1200 кг, в зависимости от кон-
кретного типа КА и характеристик
районов падения на трассе запуска.
Благодаря новой системе управле-
ния стали обеспечиваться:
-	высокая точность параметров
орбит выведения: ошибка по перио-
ду составляет ±2,5 с вместо ±22 с для
существующей системы управления;
-	возможность увеличения диа-
метра ГО с 3,3 до 4,11 м и его длины
до 10,7-11,43 м.
PH «Союз-2» (этапы 1а и 16) с
РБФ в полном объеме выполняют
задачи трех типов ракет-носителей:
«Союз», «Молния» и «Восток»;
также они обеспечивают решение
задач, ранее недоступных для всей
номенклатуры семейства ракет
Р-7А. При создании модернизиро-
ванной PH «Союз-2» и разгонного
блока «Фрегат» снимаются с про-
изводства PH «Союз» и «Молния»;
при этом сокращается количество
изготавливаемых типов ракетных
блоков с десяти до четырех, двига-
тельных установок - с семи до четы-
рех, систем управления - с четырех
до двух.
Создание РКН «Союз-2», успеш-
ное начало ее испытаний опреде-
лили следующие перспективные
направления работ ГНПРКЦ «ЦСКБ-
Прогресс» и кооперации:
1. Модернизация РКН «Союз-2»,
предусматривающая:
- переход с ЦВМ «Малахит-3»
на более производительную, тех-
нологичную и менее тяжелую ЦВМ
«Малахит-7»;
660
Глава 8
-	замену трехосного гиростабилизатора разработ-
ки НПО «Электромеханика» на облегченный высоко-
точный трехосный гиростабилизатор;
-	перевод бортовой кабельной сети на новые со-
временные облегченные материалы.
2.	Создание на базе РКН «Союз-2» РКН легкого
класса «Союз-2-1 в».
3.	Создание перспективной PH среднего класса по-
вышенной грузоподъемности для пилотируемых КА с
космодрома «Восточный» с внедрением ряда иннова-
ционных технических решении в бортовой и наземной
аппаратуре СУ.
4.	Создание блока выведения «Волга» для РКН
«Союз-2-1 в» с реализацией в системе управления
РКН принципа лифтирования (перемещения с PH на
блок выведения) командно-вычислительного ядра.
Важно отметить, что кооперация предприятий,
осуществляющих разработку и изготовление РКН
«Союз-2», полностью российская.
КБОМ им. В.П.Бармина (проектирование и изготов-
ление технологического оборудования стартового
комплекса, изготовление и монтаж мобильной башни
обслуживания на стартовом комплексе), НПО имени
САЛавочкина (изготовление РБ «Фрегат»), ЦЭНКИ и
другие российские и европейские компании.
Интерес европейцев к «Союзу» был неслучаен.
Во-первых, в 2003 г. была прекращена эксплуатация
семейства удачных в техническом отношении носите-
лей среднего класса Ariane-4. В зависимости от ком-
плектации различными ускорителями - жидкостными
и твердотопливными - эти ракеты могли выводить на
геопереходные орбиты спутники массой от 2500 до
4500 кг. Недальновидный отказ от PH этого семейства
мог привести к утрате значительной доли рынка. Евро-
пейцам срочно нужна была замена в среднем классе.
«Союз», зарекомендовавший себя очень надежным
носителем и ставший своеобразным брендом России,
оказался весьма подходящим кандидатом на замену
Ariane-4.
«Союз-СТ» в Гвианском
космическом центре
С целью расширения возможно-
стей коммерческого использования PH
типа «Союз» на международном рынке
пусковых услуг, как уже упоминалось
выше, в августе 1996 г. в Париже была
учреждена компания «Стареем», акцио-
нерами которой стали с российской сто-
роны Российское космическое агентство
и Ракетно-космический центр «ЦСКБ-
Прогресс», с французской - фирмы
«Аэроспасьяль» и «Арианспас». Стра-
тегической задачей компании явилось
занятие устойчивого места на рынке за-
пусков малых и средних спутников.
Решению этих задач была посвяще-
на очередная модернизация «Союза» и
создание ракеты космического назна-
чения «Союз-СТ», а также стартового
комплекса для нее на французском кос-
модроме «Куру» во Французской Гвиане
(Южная Америка). Контракт с участием
АО «Стареем» на проведение запусков
РКН «Союз-СТ» с космодрома в Гвиане
был подписан в апреле 2005 г. В проек-
те участвовали Роскосмос, ЕКА, фран-
цузское космическое агентство CNES,
компания Arianespace (участие в соз-
дании пусковой инфраструктуры, ком-
мерческая эксплуатация носителя), АО
«Стареем», ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
(проектирование и изготовление PH),
Башня обслуживания PH «Союз-СТ» Гвианский космический центр
661
История развития отечественного ракетостроения
PH «Союз-СТ» на старте. Гвианский космический центр
Сыграли свою роль и многочисленные попыт-
ки российских предприятий конца 1990-х - начала
2000-х гг. предложить перспективные отечественные
носители для коммерческого использования со вновь
строящихся космодромов в районе экватора. Европей-
цам вовсе не нужен был еще один конкурент, и они сочли
за благо побыстрее договориться с Россией, которая,
в свою очередь, кроме денег, хотела и получила воз-
можность загрузить заказами предприятия ракетно-
космической отрасли.
Создаваемый в Гвианском космическом центре
комплекс предназначен для обеспечения в течение
ближайших 15 лет всех видов работ по подготовке и
запуску с помощью PH «Союз-СТ» с РБФ различных
аппаратов на требуемые орбиты:
-	спутников на ГПО или непосредственно на гео-
стационарную орбиту;
-	спутников на солнечно-синхронную орбиту;
-	одного или группы (нескольких аппаратов) на
низкую опорную орбиту;
-	спутников на орбиту средней высоты;
-	небольших научных аппаратов на орбиты различ-
ных высот;
-	запуск микроспутников в «попутной» конфигу-
рации вместе с основным полезным грузом.
Комплекс должен выполнить не менее 50 пусков
за 15 лет. В целом считается, что размещение пуско-
вых мощностей Ariane-5 и «Союз-СТ» в одном месте
дает возможность более эффективно использовать
существующую инфраструктуру космодрома, обеспе-
чивая гибкое управление общим планом работ. Также
считается, что совместная эксплуатация Ariane-5 и
«Союза-СТ» позволит укрепить и расширить европей-
ско-российскую кооперацию в космической отрасли и
662
Глава 8
1,А
А.Т. Абрамов (1910-1987 гг.).
С 1941 г. работал на Государ-
ственном авиационном заводе
№ 1 (завод «Прогресс»): с 1962
по 1966 г. -директор завода.
Н.П.Родин (род. в 1938 г).
С 2012 г,- консультант генераль-
ного директора по производству
ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
Р.НАхметов (род. в 1948 г).
С 2006 г. - первый замести-
тель генерального директора -
генеральный конструктор - на-
чальник ЦСКБ ФГУП ГНПРКЦ
«ЦСКБ-Прогресс».
АДСторож (род. в 1950 г).
С 2008 г. - первый заместитель
генерального конструктора -
первый заместитель начальника
ФГУП ЦСКБ ГНПРКЦ «ЦСКБ-
Прогресс».
А.Н.Кирилин (род. в 1950 г).
С 2003 г. - генеральный дирек-
тор ФГУП ГНП РКЦ «ЦСКБ-
Прогресс». Д.т.н., профессор.
С.И.Ткаченко (род. в 1950 г).
С2007г. - заместитель генераль-
ного конструктора по научной ра-
боте ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс».
Д.т.н., профессор.
Л.И.Котенев (1928-1985 гг).
С 1972 по 1981 г. - главный ин-
женер завода «Прогресс».
С.В.Тюлевин (род. в 1960 г).
С 2008г. - первый заместитель
генерального директора - глав-
ный инженер ФГУП ГНПРКЦ
«ЦСКБ-Прогресс».
В.Н.Ментюков (род. в 1928 г).
С 1981 по 1988 г. - главный ин-
женер - первый заместитель ди-
ректора завода «Прогресс».
ААЧижов (род. в 1934 г).
В 1980-1997 гг. - директор са-
марского завода «Прогресс»
663
История развития отечественного ракетостроения
будет способствовать реализации общеевропейских и
мировых космических программ.
Ракета-носитель «Союз-СТ» способна выводить
на ГПО спутник массой 2810 кг, а на ССО высотой
820 км - аппарат массой 4230 кг. Эти данные относят-
ся к носителю «Союз-СТ-А», создаваемому на основе
«Союз2-1а». После некоторой доработки стартового
комплекса возможна эксплуатация «Союза-СТ-Б» на
базе ракеты «Союз-2-1б», способной выводить на
ГПО 3250 кг, а на ССО - до 4900 кг.
Благодаря близости стартового комплекса к эква-
тору, штатная ракета способна выводить на ГСО по-
лезный груз в 1,5-2 раза больше, чем при старте с
космодрома Байконур. Таким образом, в перспективе
«Союз» сможет практически полностью занять в Куру
нишу Ariane-4. Французские партнеры также рассма-
тривали варианты оснащения «Союза» верхней кисло-
родно-водородной ступенью (РБ), но эти планы пока
остались только на бумаге.
Эксплуатация российской ракеты в условиях влаж-
ного экваториального климата и ее транспортировка
морем, размещение стартового и технологических
комплексов на иностранном космодроме со сложив-
шимися эксплуатационно-техническими устоями по-
требовали существенных доработок.
Для проекта «Союз» в Гвианском космическом
центре составные части ракеты космического назначе-
ния и их системы были адаптированы к условиям при-
менения на этом космодроме. Для этого проведены
следующие мероприятия:
-	адаптация PH «Союз-2» с РБ «Фрегат» и СЗБ к
условиям эксплуатации на космодроме в Гвиане (кли-
матические условия, морская транспортировка, защита
от тропических грызунов и насекомых и т.п.);
-адаптация системы телеизмерений PH «Союз-2»
этапа 1а и РБ «Фрегат» для работы в полосе
S-диапазона в части сокращения числа каналов пере-
дачи телеинформации до двух для PH и до одного
для РБ «Фрегат» с целью использования антенных
устройств и наземных приемных станций, предназна-
ченных для ракеты-носителя Ariane-4 (для выполне-
ния этого требования на PH произведена доработка
блоков передатчиков, блока задержки, основного
коммутатора-формирователя и разработка антен-
ны S-диапазона радиотелеметрической системы. По
требованию службы безопасности космодрома вновь
введено дистанционное управление с Земли, необхо-
димое для прекращения полета ракеты космического
назначения. С этой целью на блоке третьей ступени
установлена специальная аппаратура, поставляемая
европейской стороной: приемники с дистанционным
управлением; антенны приемников; радарные ответ-
чики; антенны ответчиков. Для сопряжения этой ап-
паратуры с системой управления PH в согласующее
коммутационное устройство блока третьей ступени
введен блок, осуществляющий прием команды служ-
бы безопасности ГКЦ на автономное выключение
маршевых двигателей PH;
-	обеспечение гарантированного затопления бло-
ков PH при приводнении. Гарантированное затопление
центрального блока и блока третьей ступени обеспе-
чивается их разрушением при входе в плотные слои
атмосферы, а гарантированное затопление боковых
блоков обеспечивается разгерметизацией баков го-
рючего с помощью устанавливаемого вновь специаль-
ного пироклапана, срабатывающего по команде СУ, и
разгерметизацией баков окислителя путем открытия
по команде СУ крышки сопла увода. Ракете-носителю
«Союз-2», адаптированной к условиям эксплуатации
на космодроме в Гвиане, присвоено условное наиме-
нование PH «Союз-СТ».
В рамках неизменной конфигурации «Союза» еще
возможно некоторое совершенствование. В частности,
определенные перспективы (хотя и довольно незначи-
тельные) имеет применение новых алюминий-литие-
вых сплавов и композиционных материалов, особенно
в конструкции второй и третьей ступеней. Не исключе-
но и некоторое улучшение параметров двигателей всех
ступеней. По оценкам авторов, такие «косметические»
улучшения могут привести к росту грузоподъемности
«Союза» примерно до 9000 кг. Но это уже предел.
Между тем тенденция роста грузоподъемности
носителей среднего класса имеет место во всем мире.
В США на смену ракетам Atlas-2AS и Atlas-З пришли
носители Atlas-5, которые способны вывести на НОС
массу груза до 15 т.
Еще одна общемировая тенденция во всех классах
носителей - использование модульного принципа по-
строения, когда из ограниченного набора блоков мо-
гут собираться ракеты различной грузоподъемности.
Эта концепция, несмотря на некоторые недостатки,
позволяет во многих случаях производить «тонкую на-
стройку» возможностей PH под желания и требования
Заказчика.
К сожалению, «Союзы» в своей традиционной
конфигурации не соответствуют ни первой, ни вто-
рой тенденциям. Поэтому неудивительно, что с сере-
дины 1990-х гг. предпринимаются активные попытки
кардинальных модернизаций семейства, связанных
с применением новых двигателей на центральном
(а в некоторых проектах - и на боковых) блоках. Но
эти задачи, возможно, будут решаться в рамках другой
темы - космодрома «Восточный».
Для запуска автоматических космических аппара-
тов предприятие отправило более 900 ракет-носителей
на космодром Плесецк, свыше 850 - в обеспечение
вывода на орбиту пилотируемых и автоматических КА
на космодром Байконур. В феврале 2013 г. был успеш-
но осуществлен 1800-й запуск ракеты-носителя семей-
ства Р-7 производства РКЦ «ЦСКБ-Прогресс».
664
Глава 8
А.Лопота, ТС'И.С&мяноЬ,
КП.Ле1осй1ае£, ЪЛ.Алис^,
‘И.С.'Радушн, В.Л1.Филип
ОАО «РКК «Энергия»
'&.'&.3ие&, А.С.Короткой,
S.^.Tld\лькх£-С^ирмс&скяи,
АЮ. 31им\£пка
ГП «КБЮ»
ГП «ПО «Южмаш»
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС
«МОРСКОЙ СТАРТ
Ракетно-космический комплекс «Морской старт»
является первым коммерческим международным про-
ектом в истории создания и эксплуатации российской
и мировой ракетно-космической техники. По мнению
аналитиков мировых медиаизданий, «Морской старт»
вошел в 100 лучших проектов XX века. С технологи-
ческой точки зрения, это настоящий прорыв: удалось
создать реальную альтернативу наземным пусковым
комплексам. При создании РКК «Морской старт» был
использован опыт компаний-участников проекта по
результатам работ в предыдущие годы.
Принципиальная возможность старта баллистиче-
ской ракеты с надводного морского судна была проде-
монстрирована запуском 16 сентября 1955 г. в Белом
море с подводной лодки Б-67, находящейся в надво-
дном положении, ракеты Р-11ФМ, созданной в ОКБ-1
под руководством главного конструктора академика
С.П.Королева. В дальнейшем интерес к использованию
подвижных плавучих средств для запусков ракет-но-
сителей возникал по мере увеличения массы, сроков
активного существования и стоимости КА, выводимых
на геостационарные орбиты.
Конструкторское бюро транспортного машино-
строения в середине 1960-х гг. разработало аванпроект
стартового комплекса на морских грузовых судах для
запуска PH «Циклон», а в конце 1970-х гг. совместно
с КБ «Южное» провели НИР «Плавучесть» по иссле-
дованию возможности создания плавучего ракетного
комплекса для пуска PH «Зенит».
В 1967 г. был введен в эксплуатацию итальян-
ский космодром Сан-Марко вблизи берегов Кении,
состоящий из двух заякоренных в морское прибреж-
ное дно платформ. С 1967 по 1988 гг. с космодро-
ма Сан-Марко был осуществлен с помощью ракеты
«Скаут» запуск девяти небольших спутников на низ-
кие орбиты ИСЗ.
Ключевой элемент концепции морского базирова-
ния - достижение энергетической и экономической
эффективности пуска ракеты за счет оптимально
выбираемой точки старта в Мировом океане, исклю-
чение отчуждаемых территорий под зоны падения
отделяющихся элементов в экономических зонах го-
сударств и минимизация инфраструктуры комплекса.
Потребности мирового рынка пусковых услуг и новые
социально-политические и экономические условия в
России определили необходимость разработки этой
концепции и ее реализации, включая создание и ввод
в эксплуатацию первого в мире ракетно-космического
комплекса морского базирования «Морской старт»
при головной роли РКК «Энергия».
История создания проекта
История международного проекта, получившего
название «Морской старт», началась в марте 1993 г.,
когда делегация специалистов Научно-производствен-
ного объединения «Энергия» (с 4 февраля 1994 г. -
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени
С.П.Королева) в качестве одного из возможных на-
правлений сотрудничества представила фирме «Боинг
Коммершл Спейс Компани» результаты своих пред-
варительных исследований по проекту мобильного
ракетно-космического комплекса морского базирова-
ния, позволяющего проводить пуски из любой точки
океанских акваторий. В ноябре 1993 г. в г. Турку (Фин-
ляндия) представители будущих партнеров обсудили
предложения по стартовой платформе и подписали
рамочное соглашение о создании РКК МБ и необхо-
димости учреждения международной компании. Акту-
альность и перспективность нового проекта были об-
условлены следующими факторами:
-	возрастающим спросом на мировом рынке услуг
на запуски КА;
-	богатым опытом предприятий России и Украи-
ны в разработке, производстве и эксплуатации совре-
менных относительно недорогих, но высоконадежных
средств выведения и стартовых РК;
-	участием в проекте авторитетнейших компа-
ний «Боинг Коммершл Спейс Компани», «Кварнер
Мосс Технолоджи», Ракетно-космической корпора-
ции «Энергия» имени С.П.Королева, ГКБ «Южное» и
ПО «Южмаш».
-	поддержкой проекта Правительствами США, Рос-
сии, Украины и Норвегии.
Реализация проекта стала возможной после ор-
ганизации совместного предприятия «Си Лонч»
(«Морской старт») и выполнения партнерами со-
вместно с кооперацией предприятий и компаний боль-
шого дополнительного объема проектно-конструк-
торских и экспериментальных работ. В марте 1994 г.
в РКК «Энергия» были разработаны технические
предложения по РКК МБ с участием традиционной
665
История развития отечественного ракетостроения
российской кооперации. К работам было привлечено
ГКБ «Южное» (Украина). В мае 1995 г. президенты
четырех компаний («Боинг Коммершл Спейс Компа-
ни», г. Сиэттл, США; РКК «Энергия», г. Королев, Рос-
сия; «Кварнер Мосс Технолоджи», г. Осло, Норвегия;
ГКБ «Южное» и ПО «Южмаш», г. Днепропетровск,
Украина) подписали Соглашение об образовании со-
вместного предприятия «Морской старт». Последу-
ющие встречи партнеров стали определять стратегию
развития программы «Морской старт». В РКК «Энер-
гия» совместно с предприятиями-соисполнителями
был разработан концептуальный проект комплекса и
развернута разработка проектной и конструкторской
документации по всем составным частям проекта.
6 декабря 1994 г. в г. Москве участниками про-
екта были подписаны ТТТ по комплексу «Морской
старт», которые затем были утверждены руково-
дителями предприятий Ю.П.Семеновым, С.Н. Ко-
нюховым, П.Х.Кристинсеном, П.С.Иньяртом. Для
реализации проекта «Морской старт» была необ-
ходима государственная поддержка. Представители
РКК «Энергия» обеспечивали ее получение в России,
Ю.Н.Коптев (род. в 1940 г.).
С1992г. -руководитель Россий-
ского космического агентства,
Российского авиационно-кос-
мического агентства. Д.т.н., про-
фессор. Лауреат Государствен-
ных премий СССР, РФ. Украины.
Ю.С.Алексеев (род. в 1948 г.).
С 2010 г. - председатель ГКАУ.
Герой Украины. Лауреат Государ-
ственной премии Украины.
А.В.Дегтярев (род. в 1951 г).
С 2010 г. - генеральный кон-
структор - генеральный дирек-
тор ГПКБ «Южное». Д.т.н.
В.Г.Команов (род. в 1938 г.).
С 1996 по 2003 г. - заместитель
генерального конструктора по
программе «Морской старт» -
директор программы. Герой
Украины. Лауреат Ленинской
премии, Государственной премии
Украины.
В.П.Легостаев (род. в 1935 г).
С 2009 г. - первый заместитель
генерального конструктора по
научной работе, председатель
научно-технического совета РКК
«Энергия» им. С.П.Королева.
Академик РАН.
В.В.Рюмин (род. в 1939г.). Дваж-
ды Герой Советского Союза.
Летчик-космонавт СССР. Дирек-
тор программы работ по МКС
от российской стороны. Лауреат
Государственных премий СССР
и РФ.
ВАСоловьев (род. в 1946 г).
Дважды Герой Советско-
го Союза. Летчик-космо-
навт СССР. С 2009 г. - пер-
вый заместитель генерально-
го конструктора РКК «Энер-
гия» им. С.П.Королева. Член-
корреспондент РАН. Лауреат
Государственной премии СССР.
А.Ф.Стрекалов (род. в 1948 г).
С 2006 г- первый вице-
президент РКК «Энергия»
им. С.П.Королева, генеральный
директор ЗАО «Завод экспери-
ментального машиностроения».
Лауреат Государственных премий
СССР и РФ.
666
Глава 8
а 15 февраля 1994 г. прошла встреча с Президен-
том Украины Л.Д.Кучмой, в которой участвовали
Ю.П.Семенов, В.М.Филин, Ю.Н.Коптев, В.П.Горбулин,
С.Н.Конюхов, Ю.С.Алексеев, П.Х.Кристинсен и
Д.Шнитлер. Вопрос о государственной поддержке был
решен положительно. Кроме того, подписан документ
на уровне космических агентств России и Украины
о взаимодействии и выдаче разрешения на эксклю-
зивное использование PH «Зенит». Весомый вклад
в подготовку основополагающих документов внесли
А.В.Дегтярев, В.Д.Пинягин, В.Г.Команов.
С целью повышения эффективности работ в дека-
бре 1995 г. в РКК «Энергия» были организованы но-
вые структуры - дирекция и научно-технический центр
по программе «Морской старт», также создано опера-
тивно-техническое руководство работами кооперации.
Вновь образованными структурами в феврале 1996 г.
разрабатывались также совместные (международные)
документы. Аналогичные специальные структуры под-
разделения были организованы и на предприятиях
партнеров.
В марте 1996 г. на совещании представителей «Бо-
инг Коммершл Спейс Компани», РКК «Энергия»,
«Кварнер Мосс Технолоджи», ГКБ «Южное» и КБТМ
в г. Осло по инициативе РКК «Энергия» было принято
решение о создании международных рабочих групп
для управления проектом на рабочем уровне. Про-
грамма работ по проекту в 1997 г. была весьма напря-
женной, насыщенной принятыми решениями. В марте
определилась кооперация российских предприятий,
обеспечивающих монтаж оборудования ракетного сег-
мента на судах:
-	ЦКБ МТ «Рубин», г. Санкт-Петербург-разработ-
ка монтажной документации;
-	ОАО «Кварнер-Выборг-Верфь», г. Выборг - до-
оснащение стартовой платформы ракетным оборудо-
ванием;
-	ЗАО «Канонерский судоремонтный завод»,
г. Санкт-Петербург - дооснащение сборочно-команд-
ного судна ракетным оборудованием.
В течение года шло изготовление и поставлялось
оборудование ракетного сегмента. В эти работы были
вовлечены более 100 предприятий России и Украины.
3-4 марта прошел Совет главных конструкторов в
г. Королеве, на котором были рассмотрены проблем-
ные вопросы, связанные с созданием РКК «Морской
старт». 30 мая 1997 г. стартовая платформа прибыла
на верфь «Кварнер - Выборг» для оснащения систе-
мами и оборудованием ракетного сегмента и завер-
шения работ по морскому оборудованию. 16-27 июня
состоялся первый обзор по сертификации проекта
(г. Москва) с участием представителей заказчиков.
Важным событием на этом этапе работ было подпи-
сание Постановления Правительства России № 951
от 28 июля 1997 г. «О предоставлении Российской
Федерацией гарантий по международному проекту
создания ракетно-космического комплекса морского
базирования «Морской старт».
27 декабря 1997 г. сборочно-командное судно
пришло на Канонерский судоремонтный завод. Очень
напряженным оказалось начало 1998 г, поскольку до
октября предстояло завершить дооснащение судна на
Канонерской верфи в. г. Санкт-Петербурге и старто-
вой платформы в Выборге. В январе - июне сбороч-
но-командное судно на Канонерском судоремонтном
заводе оснащалось системами и оборудованием ра-
кетного сегмента и завершались работы с морским
оборудованием. В апреле компания «Си Лонч» про-
вела в ПО «Южмашзавод» и РКК «Энергия» техниче-
скую приемку изготовленного первого летного ком-
плекта PH «3енит-23» и разгонного блока «ДМ-SL».
В мае в морском порту г. Санкт-Петербурга на СКС
проведены комплексные испытания (первый этап),
в формате которых отрабатывались операции:
-	погрузочно-разгрузочные - с помощью макета
PH «Зенит-25»;
-	погрузочные - двух летных комплектов
PH «Зенит-25» и разгонного блока «ДМ-SL».
На верфи «Кварнер - Выборг» в июне в основ-
ном завершилось дооснащение стартовой платфор-
мы системами и оборудованием ракетного сегмента.
12 июня -13 июля 1998 г. состоялся морской переход
сборочно-командного судна, оснащенного системами
и оборудованием ракетного сегмента, с двумя летны-
ми комплектами PH «Зенит-25» и разгонного блока
«ДМ-SL» на борту, из порта г. Санкт-Петербурга в
базовый порт (г. Лонг-Бич, США). 22 июня стартовая
платформа, оснащенная системами и оборудованием
ракетного сегмента, вышла из г. Выборга. Она прибыла
в базовый порт 4 октября 1998 г. Весь месяц прово-
дились комплексные испытания (второй этап). 31 де-
кабря завершилась сборка на борту сборочно-команд-
ного судна первой космической ракеты «Зенит-35Б».
Большой объем работ по обеспечению достав-
ки составных частей PH с завода-изготовителя
в базовый порт выполнен ГП ПО ЮМЗ. В сжатые
сроки Южным машиностроительным заводом по
документации ФГУП КБТМ были изготовлены три
комплекта транспортировочных рам, разработана
документация и изготовлены два комплекта универ-
сальных траверс для перегрузки составных частей
PH в порту отправки. Важную роль в решении тех-
нических вопросов по организации транспортиров-
ки, по отработке технологии перегрузочных работ в
порту отправки и в базовом порту, по изготовлению
комплектов нестандартного оборудования сыгра-
ли главный инженер ГП ПО ЮМЗ А.С.Коротков,
заместитель главного инженера В.И.Дюков,
главный технолог В.А.Туров, заместитель гене-
рального директора А.Ф.Науменко, начальник
667
История развития отечественного ракетостроения
инструментального производства Н.Н.Янковский,
начальник транспортного управления П.Г.Медведь,
начальник сборочного цеха М.Д. Тарасевич.
1999 г. стал определяющим годом создания ком-
плекса «Морской старт». Международный проект
вышел на этап практической реализации. 28 марта
1999 г. был осуществлен первый (демонстрацион-
ный) пуск ракеты космического назначения «Зенит-
3SL» с макетом КА.
Состав, назначение
и основные характеристики
ракетно-космического комплекса
морского базирования
Ракетно-космический комплекс «Морской
старт» состоит из ракетного сегмента, сегмента
космического аппарата (блок полезного груза) с
КА); морского сегмента, а также Базового порта и
привлекаемых средств. Ответственность за созда-
ние ракетного сегмента, общую увязку и интегра-
цию его составных частей с морскими средствами
и космическими головными частями возлагалась
на РКК «Энергия» им. С.П.Королева. Ракетный сег-
мент включает:
-	комплекс ракеты космического назначения
«Зенит-SSL» (ответственность КБ «Южное» и РКК
«Энергия»);
-	комплекс автоматизированных систем управле-
ния подготовкой и пуском (РКК «Энергия»);
-	автоматизированную систему управления поле-
том разгонного блока (РКК «Энергия»);
-	измерительный комплекс (РКК «Энергия»),
В морской сегмент входят стартовая платформа
«Одиссей» и сборочно-командное судно «Си Лонч
Коммандер».
В Базовом порту на небольшой (около 2 га земли)
арендованной береговой территории порта Лонг Бич
(США) находятся монтажно-испытательный корпус
БПГ и КА, ангары хранения ракетных блоков ступе-
ней ракет-носителей «Зенит-25» и разгонных блоков
ДМ-SL, морской пирс для якорной стоянки стартовой
платформы и сборочно-командного судна, заправоч-
но-сливные средства и коммуникации компонентов
ракетного топлива и сжатых газов, средства общей
и технологической связи, офисные и вспомогатель-
ные помещения. В состав привлекаемых средств вхо-
дят Центры управления полетом разгонного блока
«ДМ-SL» и космических аппаратов, спутники-ретран-
сляторы с наземной инфраструктурой, стационарные
и мобильные измерительные пункты и др.
Ракетно-космический комплекс «Морской старт»
предназначен для запуска космических аппаратов раз-
личного назначения на околоземные орбиты, включая
геостационарную, высокие круговые, эллиптические
без ограничений по наклонению орбиты и отлетные
траектории.
Сборочно-командное судно
668
Глава 8
Преимущества комплекса «Морской старт»
перед наземными космодромами:
-	проведение пусков непосредственно с эквато-
ра повышает эффективность средств выведения при
запуске космических аппаратов на геостационарную
орбиту и снижает удельную стоимость их доставки на
целевую орбиту;
-	возможность осуществления пусков с любым
азимутом из нейтральных океанских акваторий
устраняет зависимость от политических рисков,
упрощает межгосударственное взаимодействие при
проведении запусков, а также исключает необходи-
мость отчуждения земли как под космодром с соот-
ветствующей зоной безопасности, так и под районы
падения отделяемых ступеней PH и створок обтека-
теля КА;
-	компактность, минимизация наземной инфра-
структуры и связанной с ней социально ориентиро-
ванной сферы (дороги, энергетика и т.п.) позволяют
сократить численность персонала, участвующего в
проведении работ, и снизить затраты на ее эксплуа-
тацию;
-	подготовка космических аппаратов к пуску прак-
тически в инфраструктуре города, недалеко от сбороч-
ных цехов компаний - основных изготовителей зару-
бежных коммерческих аппаратов.
Стартовая платформа
669
История развития отечественного ракетостроения
Космическая ракета «Зенит-381.» в ангаре сборочно-командного судна
Краткие технические характеристики
комплекса «Морской старт»
Масса космического аппарата, выводимого на стандартную
геопереходную орбиту Нр=200км,На=35786км, 1=0°, т-до6,1
Вероятность безотказной работы средств
выведения - не менее 0,95
Количество пусков в год -6-8
Время до проведения запуска от момента заключения контракта с
Заказчиком КА -12-18 мес.
Краткие технические характеристики
ракеты космического назначения «3еиит-3$1»
Ракета космического назначения «Зенит-381.» разработана на базе
находящихся в эксплуатации российско-украинской PH «Зенит-2» и
космического разгонного блока «ДМ», что обеспечивает достижение
высокой полетной надежности уже на начальных этапах эксплуатации.
Стартовая масса
космической ракеты - 473,5 т
В том числе:
-ракета-носитель «Зенит-28»-445,3 т
-	разгонный блок «ДМ-SL» -19,7т
-	блок полезного груза (при массе КА на
переходной орбите 6,1) - 8,5 т
Компоненты топлива - жидкий кислород+керосин
Количество ступеней-2+разгонный блок
Двигатели:
-	блок первой ступени - маршевый двигатель РД-171М
(управление гидроприводами камер сгорания)
- блок второй ступени - маршевый двигатель
РД-120, рулевой двигатель РД-8
-	разгонный блок «ДМ» -двигатель 11Д58М
Длина космической ракеты -59,6 м
Диаметр блока полезного груза -4,15 м
Длина блока полезного груза -11,4м
670
Глава 8
Ракетно-космический комплекс «Морской старт» в Базовом порту
Основные характеристики
ракеты-носителя «Зенит-25»
Двухступенчатая ракета-носитель «Зенит»
зарекомендовала себя как простое в экс-
плуатации современное и перспективное
средство выведения с высокой автоматиза-
цией процессов подготовки и пусков, кото-
рые осуществляются с космодрома Байконур
с 1985 г. Ракета-носитель выполнена по схе-
ме с поперечным делением ступеней (схема
«тандем»). Разгонный блок «ДМ-SL» уста-
навливается на верхний торец приборного
отсека блока второй ступени.
Краткие технические характеристики
ракеты-носителя «Зенит-25»
Рабочий запас топлива:
-	первой ступени - 322,0 т
-	второй ступени - 81,5 т
Масса блока при отделении:
-	первой ступени - 32,5 т
-	второй ступени-9,5'т
Тяга двигателей на основном режиме (у Земли / в вакууме):
-	маршевого первой ступени - 740/806,4 тс
-	маршевого второй ступени --/93 тс
-	рулевого второй ступени —/8,1 тс
Удельный импульс тяги двигателей на основном
режиме (у Земли/в вакууме):
-	маршевого первой ступени - 309,5/337,2 кгсс / кг
-	маршевого второй ступени —/350 кгсс/кг
-	рулевого второй ступени --/342,5 кгсс / кг
★Включая нижний переходник разгонного блока «ДМ-SL»
Стартовая платформа во время морского перехода
Основные характеристики стартовой
платформы «Одиссей»
Самоходная полупогружаемая, типа катамарана, стартовая платформа
является плавучим стартовым ракетным комплексом Построена на
базе морской платформы для добычи нефти на верфи «Розенберг»
(г Ставангер, Норвегия), оснащена стартовым столом, установщиком
ракеты-носителя, системами заправки компонентами топлива и
другими системами, обеспечивающими подготовку и пуск космической
ракеты. Монтаж ракетных систем и оборудования проводился на
верфи «Кварнер - Выборг - Верфь» в г. Выборг (Россия).
На платформе имеется ангар, в котором транспортируется к
месту старта собранная космическая ракета «3bhht-3SL»
671
История развития отечественного ракетостроения
с полезным грузом. На СП могут размещаться 68 человек
(экипаж и обслуживающий пуски персонал).
Водоизмещение стартовой платформы:
-	на ходу-27400 т
-	в полупогруженном состоянии - 46000 т
Скорость движения - до 12 узлов
Длина:
-	по понтонам-133м
-попалубе-78м
Ширина (до вертолетной площадки) -71 м
Высота до пусковой палубы - 42,5 м
Осадка:
-находу-7,5м
-	в полупогруженном состоянии - 21.5 м
Основные характеристики сборочно-командного
судна «Си Лонч Коммандер»
Сборочно-командное судно является самоходным специализирован-
ным техническим и командным ракетным комплексом, построено на
верфи «Кварнер Гован» (г. Глазго, Великобритания). Монтаж ракетных
систем и оборудования проводился на Канонерском судоремонтном
заводе (г. Санкт-Петербург). При создании его использовалась кон-
структивная схема грузового судна типа Ро-Ро (ролл он, ролл офф).
Судно оснащено системами и оборудованием, позволяющими про-
водить на борту сборку, автономные и совместные испытания PH,
разгонного блока и БПГ с КА, заправку разгонного блока высоко-
кипящими компонентами топлива и газов. На борту могут разме-
ститься три комплекта PH. Судно выполняет также функции центра
управления при подготовке и пуске.
Кроме того, на СКС располагается командный пункт управления
полетом разгонного блока и средства приема и обработки теле-
измерений. На СКС могут разместиться до 240 человек экипажа и
персонала, участвующего в подготовке и проведении пуска, вклю-
чая представителей Заказчика.
Водоизмещение СКС - 26400 т
Скорость движения -19,6 узлов
Длина-203 м
Ширина-32,2 м
Высота (включая рубку) - 43,6 м
0садка-8м
Основные технологические операции
подготовки и выполнения пуска
В проекте «Морской старт» реализуется особая
технология подготовки пусков. Изготовленные на
Украине и в России ступени PH и РБ (2-3 комплекта)
после доставки железнодорожным транспортом в
«перевалочный» порт «Октябрьский» (г. Николаев,
Украина) транспортируются на фрахтуемом судне
в Базовый порт (время перехода - около полутора
месяца), куда также доставляется отсек полезного
груза и КА.
Подготовка (испытания, заправка) КА и сборка блока
полезного груза проводятся в специальном сооружении
порта - МИК БПГ и КА. После сборки, испытаний ракеты
космического назначения и заправки разгонного блока
высококипящими компонентами топлива и сжатыми га-
зами выполняется ее перегрузка со сборочно-команд-
ного судна в ангар стартовой платформы в положении
соосной (друг за другом) швартовки судов.
Емкости систем заправки ракеты космического
назначения, размещенные на стартовой платформе
заправляются керосином российского производства,
жидким кислородом и жидким азотом американского
производства. Сборочно-командное судно и СП с ра-
кетой космического назначения на борту отправляются
в район старта в разное время. Общая длительность
перехода составляет около 12 суток.
В районе старта платформа переходит в полупо-
груженное состояние, РКН устанавливается на стар-
товый стол, проходит электрические проверки, в ходе
автоматической стартовой циклограммы заправляется
керосином, жидким кислородом и сжатыми газами.
Все операции подготовки к пуску и выполнения пуска
регламентированы эксплуатационной документацией
и осуществляются в течение трех стартовых дней.
Последняя группа членов пускового персонала и
экипажа стартовой платформы за три часа до пуска на
вертолете эвакуируется на сборочно-командное судно.
Управление подготовкой к пуску и пуском осуществля-
ется по радиоканалам из Центра управления полетом на
СКС, располагаемом в 5 8 км от стартовой платформы.
Полетные операции
Типовая схема выведения КА включает в себя не-
сколько полетных операций: выведение на промежуточ-
ную орбиту, выведение на опорную орбиту, выведение
на целевую орбиту, отделение КА, обеспечение ТМИ кон-
троля, увод разгонного блока на орбиту хранения, сброс
остатков компонентов топлива разгонного блока.
Характерные события для номинальной траекто-
рии. Две ступени PH обеспечивают выведение орби-
тального блока (РБ ДМ-SL+KA) на незамкнутую с от-
рицательным перигеем промежуточную орбиту. Двумя
(или одним) включениями маршевого двигателя раз-
гонного блока КА выводится на заданную целевую
орбиту. После отделения космического аппарата РБ
уводится на орбиту хранения и утилизируется (из него
стравливаются остатки топлива и газы).
Телеметрическая информация во время полета
передается на СКС и в ЦУП (г. Королев Московской
обл.). Для передачи используются система спутни-
ков-ретрансляторов (TDRSS) и системы спутниковой
связи. Управление полетом РБ осуществляется специ-
алистами ЦУП.
672
Глава 8
Стартовая платформа и сборочно-командное судно в районе пуска
Стартракеты «Зенит-SSL»
673
История развития отечественного ракетостроения
Со времени успешного выполнения первого пуска
по программе «Морской старт» ракеты космического
назначения «Зенит-ЗБЬ» 28 марта 1999 г. из эквато-
риальной зоны Тихого океана с плавучей стартовой
платформы «Одиссей» при обеспечении пусковых
операций со сборочно-командного судна «Си Лонч
Коммандер» реализовано еще 34 коммерческих пуска.
Из 35 выполненных пусков 3 пуска были неудачными.
Ракетно-космический комплекс «Морской старт»
осуществил запуски космических аппаратов самых
известных в мире изготовителей КА: 17 космических
аппаратов компании Boeing Space Systems; 10 кос-
мических аппаратов компании Space Systems Loral;
3 космических аппарата компании EADS Astrium;
2 космических аппарата компании Lockheed Martin;
2 космических аппарата компании Alcatel Alenia Space.
«Морской старт» остается на мировом рынке пуско-
вых услуг, готовый к реализации всех своих уникаль-
ных технических и технологических качеств.
К.4.Лопата, Ю.П.Семено&,
Ъ.К.Лсюстаг^, 'U.C.Tcufyuut, 'К.ЛС.Фимш
ОАО «РКК «Энергия»
'Б.Ъ.Зис^, А.С.КоаопДса^,
^.Л31ам>к^ё-(3^иршс£скмй.
АЮМмм^снка
ГП «КБЮ»
ГП «ПО «Южмаш»
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС
«НАЗЕМНЫЙ СТАРТ»
Маркетинговые исследования, проведенные ком-
панией Sea Launch в процессе реализации проекта
«Морской старт», выявили, что значительное чис-
ло запусков космических аппаратов массой до 4 т в
перспективе целесообразно осуществлять не с мор-
ской платформы, а с пусковой установки космодрома
Байконур. Проект «Наземный старт», в котором уча-
ствуют Россия, Украина и США, предусматривает ис-
пользование стартового комплекса на Байконуре для
пусков модернизированных PH «Зенит» (двухступен-
чатой «Зенит-25ББ» и трехступенчатой «Зенит-ЗЗББ»)
с различными космическими полезными нагрузка-
ми в широком диапазоне орбит и наклонений. С этой
целью были проведены доработки PH «Зенит-25» и
разгонного блока «ДМ-SL», технического и стартово-
го комплексов КРК «Зенит», технического комплекса
КГЧ, заправочной станции и других объектов наземной
космической инфраструктуры космодрома Байконур.
Совокупность решенных организационно-техниче-
ских вопросов модернизации комплекса «Зенит», на-
личие на рынке пусковых услуг полезных нагрузок для
PH среднего класса «Зенит» при поддержке проекта
«Наземный старт» Правительством Российской Феде-
рации и российскими инвесторами создали благопри-
ятные условия для успешного осуществления проекта.
Открылась новая ниша оказания космических услуг (на
коммерческой основе) по запуску космических аппа-
ратов на различные целевые орбиты.
История создания проекта
История международного проекта, получившего
название «Наземный старт», началась с подписания
в июле 2002 г. «Соглашения о принципах реализа-
ции проекта «Наземный старт» между компанией Sea
Launch, Росавиакосмосом, ГКБ «Южное», ПО «Юж-
маш», РКК «Энергия», ООО «Международные кос-
мические услуги», ЦЭНКИ и КБТМ. Основанием для
принятия этого документа явился выпущенный по за-
данию Росавиакосмоса аванпроект. С целью организа-
ции работ в РКК «Энергия» издан приказ президента
корпорации № 116 от 10 августа 2002 г. «О проведении
работ по программе «Наземный старт».
21-23 августа 2002 г. в г. Днепропетровске (Украина)
представителями ГКБ «Южное», РКК «Энергия», КБТМ
и НПЦ АП было принято решение о развертывании про-
ектных работ по программе. 19 декабря 2002 г. был за-
ключен контракт между ООО «Международные космиче-
ские услуги» и компанией Sea Launch на оказание услуг
космического назначения. В декабре 2003 г. была произ-
ведена окончательная защита эскизного проекта по теме.
23 декабря 2003 г. вышло Постановление Прави-
тельства Российской Федерации № 773 «О проведе-
нии работ по модернизации космического ракетного
комплекса «Зенит» на космодроме Байконур». Поста-
новлением определено:
-	финансирование работ по проекту «Наземный
старт» производится из внебюджетных средств;
-	модернизация комплекса «Зенит» производится
в интересах МО РФ и в целях реализации ФКП России,
а также расширения возможностей комплекса для за-
пусков КА в рамках международного сотрудничества,
в т.ч. в интересах иностранных заказчиков.
Государственным Заказчиком ОКР «Наземный
старт» было определено Российское авиационно-
космическое агентство, которое разработало ТТЗ на
ОКР «Модернизация КРК «Зенит» с присвоением ей
шифра ОКР «Зенит-М». Было также разработано ТЗ
на составную часть ОКР «Модернизация космическо-
го ракетного комплекса (КРК) «Зенит-М». Разгонный
блок «flM-SLB». Головным исполнителем ее была
определена РКК «Энергия».
674
Глава 8
С целью обеспечения общей координации работ
участников проекта при модернизации КРК «Зенит»
и процессе дальнейшей коммерческой эксплуатации
КРК «Зенит-М», выполнения работ в установленные
сроки и решения общих организационных вопросов
был образован Координационный совет по программе
«Наземный старт». Для решения организационно-тех-
нических, научно-технических и оперативных вопро-
сов, связанных с выполнением ТТЗ на КРК «Зенит-М»
и ТЗ на его составные части, а также возникающих в
процессе эксплуатации комплекса или его перспек-
тивного развития, был образован Совет главных кон-
структоров по КРК «Зенит-М». Председателем совета
был назначен генеральный конструктор - генераль-
ный директор ГКБ «Южное» С.Н.Конюхов, сопредсе-
дателем СГК - президент, генеральный конструктор
РКК «Энергия» Ю.П.Семенов. В это же время был
образован СГК по РБ ДМ-SLB под председательством
Ю.П.Семенова.
К началу 2008 г. были завершены модернизация
и экспериментальная отработка РБ ДМ-SLB, собран
и испытан РБ ДМ-SLB №1ТЛ, проведены доработка
объектов наземной космической инфраструктуры и
автономные испытания размещенного на них обо-
рудования. С целью подтверждения заявленных ха-
рактеристик объектов наземного оборудования и
КРК «Зенит-М» в целом заданным требованиям, а
также для отработки эксплуатационной документа-
ции с декабря 2007 г. по март 2008 г. на космодроме
Байконур были проведены комплексные испытания
КРК «Зенит-М». Испытания подтвердили соответствие
комплекса и его составных частей требованиям ТТЗ.
В процессе их была полностью выполнена программа
по отработке всех операций подготовки и проведения
пуска РКН «Зенит-ЗБББ».
20 марта 2008 г. в
ГКБ «Южное» состоял-
ся Совет главных кон-
структоров, на котором
отмечалось завершение
комплексных испытаний с
положительным результа-
том. Принято решение о на-
чале летно-конструкторских
испытаний КРК «Зенит-М»,
первым этапом которых
была штатная подготовка
РКН «Зенит-ЗЭББ» № 1Л с
разгонным блоком ДМ-SLB
№ 1ТЛ к запуску КА Amos-3.
С апреля 2008 г. по сентябрь
2013 г. были проведены с
положительными результа-
тами пуски шести космиче-
ских аппаратов.
Основные участники реализации проекта
В реализации проекта приняли участие:
-	Компания Sea Launch;
-	ООО «Международные космические услуги»;
-	ФГУП «Центр эксплуатации объектов наземной
космической инфраструктуры»;
-	ОАО «Ракетно-космическая корпорация «Энер-
гия» имени С.П.Королева»;
-	Государственное конструкторское бюро «Юж-
ное» им. академика М.К.Янгеля;
-	Филиал ФГУП ЦЭНКИ - НИИСК им. В.П.Бармина;
-	ФГУП «Научно-производственный центр автома-
тики и приборостроения им. академика Н.А.Пилюгина»;
-	ФГУП «Научно-производственное объединение
им. С.А.Лавочкина»;
-	ОАО «Научно-производственное объединение
«Энергомаш» им. академика В.П.Глушко»;
-	ГП «Производственное объединение «Южный
машиностроительный завод имени А.М.Макарова».
Состав и основные характеристики
ракетно-космического комплекса
«Наземный старт»
Космический ракетный комплекс «Зенит-М», ис-
пользуемый для запуска космических аппаратов по
программе «Наземный старт», дислоцируется на кос-
модроме Байконур (63° в.д. и 46° с.ш.).
Комплекс включает;
-	ракету космического назначения «Зенит-28ББ»;
-	ракету космического назначения «Зенит-ЗЗББ»;
-	стартовый комплекс «Зенит-СМ»;
-технический комплекс PH (РКН) «Зенит-ТМ»;
Ракета космического назначения «Зенит-381_Б»
675
История развития отечественного ракетостроения
В состав КРК «Зенит-М» входят функционально:
-	технический комплекс разгонного блока «ДМ-SLB»;
-	технический комплекс КА, КГЧ и заправочная
станция;
-	комплект транспортного оборудования для РБ
«ДМ-SLB», головного обтекателя и КГЧ;
-	комплект транспортного оборудования для КА и
его наземное вспомогательное оборудование;
наземный измерительный комплекс
КРК «Зенит-М», включающий комплекс средств изме-
рения, сбора и обработки информации PH и наземный
комплекс управления РБ «ДМ-SLB»;
-	средства метеорологического обеспечения и связи;
-	комплекс районов падения отделяющихся ча-
стей РКН.
Краткие технические характеристики
РКК «Наземный старт»
Масса выводимых космических аппаратов:
- на геостационарную орбиту -до 1600 кг
- на переходную орбиту (Нп=4100 км,
На=35786км, i=23,2°) - до 3600 кг
- на среднюю круговую орбиту (Нкр = 1ОООО км.
i=51,4°)-до 4830 кг
Максимальная производительность (количество пусков в год) - 7
Время от заключения контракта с Заказчиком
КА до проведения запусков -12-18 мес.
Время подготовки и пуска РКН (при односменной работе) -41 сут.
Время осуществления пуска подготовленной РКН
(с момента вывоза РКН из МИКа) - до 3 сут.
Время проведения повторного пуска после отмены
пуска заправленной РКН - не менее через 3 сут.
Продолжительность стоянки на ПУ незаправленной РКН -4 сут.
Продолжительность циклограммы пуска -5 ч
Максимальный запас компонентов топлива
и сжатых газов -на 2пуска
Вероятность подготовки и проведения пуска в
заданный момент (интервал) времени - 0,97
Вероятность безотказной работы РКН при выведении КА - 0,96
РКН «Зенит-35ББ» является дальнейшим раз-
витием ракет-носителей семейства «Зенит» и пред-
ставляет собой модификацию ракеты космического
назначения «Зенит-SSL» проекта «Морской старт»,
приспособленную для запуска с космодрома Байко-
нур. Ракета выполнена по трехступенчатой схеме с по-
следовательным расположением ступеней. В качестве
основных компонентов ракетного топлива применены
экологически чистые компоненты - жидкий кислород
и керосин.
Основным отличием РКН «Зенит-BSLB» от РКН
проекта «Морской старт» является замена капсулиро-
ванного блока полезного груза разработки компании
Boeing космической головной частью, образующейся
при последовательной стыковке в чистом помещении к
разгонному блоку «ДМ-SLB» (разработка РКК «Энер-
гия» им. С.П.Королева) космического аппарата и го-
ловного обтекателя (разработка НПО им. Лавочкина).
Краткие технические характеристики РКН «Зенит-ЗЯБ»
Стартовая масса РКН (при выведении
ПГ массой 3600 кг) - 466,25 т
Масса полезного груза (включая средства
установки и отделения КА):
-	при выведении на переходную к геостационарной орбиту
с недобором скорости до ГС01500 м/с -до 3600 кг
-	при выведении на геостационарную орбиту -до 1600 кг
-	при выведении на круговую орбиту
(Нкр = 10000км, i=51,4°) - до 4830 кг
Используемые компоненты топлива:
окислитель - жидкий кислород
горючее - нафтил
Количество ступеней - 2+РБ ДМ-SLB
Используемые для РКН двигатели:
-	блок первой ступени - РД-171 -1
-	блок второй ступени:
-	маршевый - РД-120 -1
-	рулевой -РД-8-1
РБ ДМ-SLB-11Д58М-1
Длина РКН-58,6 м
В том числе:
-	длина PH «Зенит-25» -43,3 м
-	диаметр PH «Зенит-28» -3,9м
-	длина КГЧ-15,3 м
-	диаметр КГЧ-4,1 м
Космическая головная часть
Основные оп&дации с космический
головной частно
Подготовка космической головной части по теме
«Наземный старт» - это симбиоз традиционных тех-
нологий, применяемых при подготовке РБ типа ДМ на
космодроме Байконур по другим темам с отработан-
ными технологиями в применении к существующим
комплексам космодрома. В результате этого процес-
са создана технология, которая была отработана при
проведении комплексных испытаний и использовалась
при всех пусках по теме «Наземный старт».
Техническое руководство по подготовке КГЧ на
космодроме осуществляет РКК «Энергия». Решением
Роскосмоса после миссии Measat-1R РКК «Энергия»
поручено техническое руководство по обеспечению
подготовки КА. Составные части КГЧ проходят авто-
номную подготовку на своих технических комплексах:
676
Глава 8
РБ - на площадке 254, ГО и переходная система - на
площадке 31. После автономной подготовки РБ транс-
портируется на станцию 11Г12, где его заправляют вы-
сококипящими компонентами топлива и газами (при
этом на разных миссиях заправка РБ проводилась как
до заправки КА, так и после). Далее РБ транспортиру-
ется в другое сооружение, где проводится его совмест-
ная подготовка с ГО к стыковке с КА. Параллельно с
подготовкой РБ ведется подготовка КА. Все аппараты
на космодроме проходят цикл подготовки с момента
прибытия на аэродром «Юбилейный», автономную
подготовку, заправку.
Интеграция КА, подготовка и сборка КГЧ ведутся
совместными расчетами с участием изготовителя КА.
По завершении работ КГЧ транспортируют на техниче-
ский комплекс «Зенит-ТМ», где проводится стыковка
КГЧ с PH «Зенит-23!_Б». По окончании сборки РКН
перегружается на транспортно-установочный агрегат и
готовится к вывозу на стартовый комплекс.
I*
Головной
обтекатель
РБ ДМ-SL
л
Ik;еходнаг
 хама
Космическая головная часть РБ ДМ-SLB
Космическая головная часть с РБ ДМ-SLB - КГЧ 465ГК
Состав КГЧ
Разработчик (изготовитель) головного
обтекателя - НПО им. САЛавочкина
Разработчик (изготовитель) разгонного блока
- РКК «Энергия» им. С.П.Королева
Переходная система:
Разработчик переходного отсека - РКК
«Энергия» им. С.П.Королева
Разработчик адаптера КА - RUAG (Швейцария)
Основные размеры:
Длина -15300 мм
Диаметр -4100 мм
Космический
аппарат
Укрупненная технология подготовки РКН «Зенит-
3SLB» на СК «Зенит-СМ» к пуску сходна с технологией
работ с РКН «3енит-331_» на пусковом столе стартовой
платформы в районе старта. Однако есть отличия, об-
условленные иной конфигурацией стартового обо-
рудования, его характеристиками и взаимодействием
систем, наличием автономных систем заправки РБ
кислородом и комплекса управления подготовкой РБ
на СК, ПИК PH, иной конфигурацией НКУ РБ (включая
ПКУ «Наука» и ЦУП РБ).
Ракета «Зенит-ЗЭЬБ» на старте
Старт ракеты «Зенит-ЗЭЬБ»
677
История развития отечественного ракетостроения
Табл. 2
Хронология запусков, осуществленных по программе «Наземный старт»
№	Дата пуска	Разгонный блок	Космический аппарат	Результат
1	28.04.2008	ДМ-SLB №1ТЛ	Amos-3	Успех
2	26.02.2009	ДМ-SLB №2Л	Telstar 11N	Успех
3	22.06.2009	ДМ-SLB №ЗЛ	MeasaHR	Успех
4	01.12.2009	ДМ-SLB №4Л	Intelsat 15	Успех
5	06.10.2011	ДМ-SLB №5Л	Intelsat 18	Успех
6	01.09.2013	ДМ-SLB №6Л	Amos-4	Успех
ВАЛопота (род. в 1950 г.).
С2007г.-Президент РКК «Энер-
гия» имени С.П.Королева. Ге-
неральный конструктор ПКК.
Председатель Совета Главных
конструкторов по ПКК. Член-
корреспондент РАН.
ВАШеголь (род. в 1951 г.).
С 2006 г. - генеральный дирек-
тор ГП ПО ЮМЗ. Герой Украины.
Лауреат Государственной премии
Украины.
4th
Внимание дальнейшему развитию программы «На-
земный старт» уделяют президент РКК «Энергия»
ВАЛопота, генеральный директор ГП ПО ЮМЗ В.А. Ще-
голь и многие другие руководители предприятий.
Продолжительность подготовки РБ до пуска по
программе «Наземный старт» составляет 45-60 дней
в зависимости от требований КА и загруженности тех-
нических комплексов площадки 31 работами по дру-
гим темам.
Ю.П.СеменоС,
C.n.AeioafiaeC, СЛ.АлнеС,
И.СМушн, К.М.Филин
ОАО «РКК «Энергия»
РАЗГОННЫЕ БЛОКИ ТИПА «ДМ»
Созданные в РКК «Энергия» им. С.П.Королева
разгонные блоки типа «ДМ» решали задачу перехода
космических аппаратов, запускавшихся на PH «Про-
тон», с опорной орбиты на геопереходную и геостаци-
онарную, а также на отлетные траектории. Прототипом
разгонных блоков типа «ДМ» являлся блок «Д», соз-
данный для лунного пилотируемого комплекса Н1-ЛЗ.
В полет первой (10 марта 1967 г.) в качестве четвертой
ступени ракеты-носителя «Протон» ушла модифика-
ция этого блока (по сути базовый модуль с нижним и
средним переходными отсеками будущих блоков типа
ДМ) РБ 11С824, созданная в ОКБ-1 в 1960-е гг. Блоки
серии «824» не имели собственной системы управле-
ния и управлялись по командам от КА - полезной на-
грузки.
На блок «Д» устанавливался созданный в ЦКБЭМ
двигатель 11Д58. Это двигатель второго поколения с
дожиганием, универсального назначения и много-
разового действия, сочетающий повышенные эконо-
мичность и эффективность, надежность и большой
Разгонный блок «ДМ»
Приборный
отсек
Бак_________
окислителя
Су. ний
переходник
Бак
горючего
цвигательная
установка
стабилизации
и ориентации
Маршевый
двигатель
Нижний
переходник
678
Глава 8
Табл. 3
Итоговая статистика пусков РБ типа «Д» и «ДМ» (по состоянию на 1 января 2011 г.)
№	Разгонный блок	Ракета-носитель	Функционировало РБ в полете		Эксплуатация РБ	
			Всего	Отказало	Начало	Окончание
1	11С824(Блок«Д»)	«Протон»	38	4	1967	1975
2	11С824М	«Протон»	12	0	1975	1990
3	11С824Ф	«Протон»	3	0	1988	1996
4	11С86	«Протон»	66	0	1974	1990
5	11С861	«Протон-К» / «Протон-М»	117	4	1982	2012
6	11С861-01	«Протон-К»	13	0	1994	
7	17С40	«Протон-К»	2	0	1997	
8	ДМ-1	«Протон-К»	1	0	1996	
9	ДМ-2	«Протон-К»	4	0	1997	
10	ДМ-3	«Протон-К»	25	2	1996	
11	ДМ-4	«Протон-К»	1	0	1996	
12	ДМ-SL	«Зенит-25»	351	0	1999	
13	ДМ-SLB	«Зенит-2ББ»	6	0	2008	
14	11С861-03	«Протон-М»	2	0	2010	
Всего			325	10		
Полетная надежность РБ типа ДМ - 0,979						
ресурс. Для обеспечения многократного запуска в
состав двигателя 11Д58 включены бустерные ТНА
и блок многократного запуска, емкости которого
заполнены пусковым горючим. В результате со-
вместных работ с рядом организаций создано новое
углеводородное горючее РГ-1. На модификацию
блока «Д» - блок «ДМ» - устанавливается модер-
низированный двигатель 11Д58М разработки отде-
ла 13 (Б.А.Соколов), который продолжает успешно
эксплуатироваться. Он имеет удельный импульс тяги
354 кгс • с/кг в пустоте на кислороде и горючем РГ-1,
362 кгс • с/кг в пустоте при использовании разрабо-
танного под руководством ЦКБЭМ синтетического
углеводородного горючего синтин без изменения
конструкции двигателя.
Всего было создано 14 модификаций блоков
типа «ДМ». Отличия их друг от друга продиктованы
особенностями решаемых задач и, как правило, не
касаются принципиальных конструктивных решений.
Некоторые модификации РБ, в свою очередь, модер-
низировались с целью дальнейшего повышения энер-
гомассовых характеристик.
За время эксплуатации все модификации разгон-
ного блока подтвердили свою высокую надежность. По
состоянию на 1 сентября 2013 г. только 10 блоков типа
«ДМ» имели отказы. Все они были связаны с заме-
чаниями по технологии их производства. Наибольшее
количество отказов разгонного блока пришлось на на-
чало штатной эксплуатации. В дальнейшем они стали
происходить гораздо реже и приобрели характер чрез-
вычайных происшествий.
Разгонные блоки типа «ДМ» по своей подтверж-
денной надежности и эффективности являются не-
превзойденными в мировой практике. Это достигну-
то благодаря тщательно продуманной конструкции и
большому объему наземной экспериментальной отра-
ботки, а поскольку изначально прототип этих РБ пред-
назначался для использования в программе высадки
человека на Луне, то требования, предъявлявшиеся к
его надежности, были чрезвычайно высокими.
679
История развития отечественного ракетостроения
КН.Самояшк.
ПРОИЗВОДСТВО РАЗГОННЫХ БЛОКОВ
на КРАСНОЯРСКОМ
МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОМ ЗАВОДЕ
Освоение производства разгонных
блоков «ДМ». «Красмаш» -
изготовитель базовых модулей РБ
История изготовления разгонных блоков «ДМ» на
Красмашзаводе начинается с 1984 г., когда приказом
министра общего машиностроения № 338 от 17 ав-
густа 1984 г. Красноярскому машиностроительному
заводу предписывалось приступить к освоению про-
изводства разгонных блоков. В приказе ставилась за-
дача подготовки производства как уже освоенных на
смежном предприятии блоков, так и аналогичных по
назначению криогенных разгонных блоков, разраба-
тываемых вновь. В это время блоки «ДМ» изготавли-
вались в г. Калининграде Московской области на заво-
де экспериментального машиностроения. Основными
составными частями РБ являются базовый модуль,
приборный отсек и переходники, устанавливаемые на
базовом модуле. Красноярский машиностроительный
завод изготавливает базовые модули разгонных бло-
ков «ДМ» и его модификаций.
Базовый модуль разгонного блока представляет
собой энергетическую установку и имеет в своем со-
ставе баки окислителя и горючего, переходник верх-
ний, маршевый двигатель, установки системы ориента-
ции и обеспечения запуска, ферму-термомост, ферму
межбаковую, более сотни трубопроводов, включающие
Базовый модуль РБ
десятки агрегатов автоматики, обеспечивающих работу
маршевого двигателя. Учитывая, что используемый в
качестве окислителя жидкий кислород имеет рабочую
температуру -183 °C, для обеспечения необходимого
теплового режима во время эксплуатации на базовом
модуле установлена экранно-вакуумная теплоизо-
ляция, состоящая из сотен слоев теплоизоляционных
материалов, заключенная в герметичный чехол из вы-
сокопрочной ткани. Переходник верхний, баки, фермы
и маршевый двигатель образуют жесткую силовую
конструкцию, которая передает усилие тяги маршевого
двигателя блоку полезной нагрузки. Все комплектую-
щие, за исключением блоков маршевого двигателя и
верхнего переходника, изготавливает ОАО «Красмаш».
В результате сборки базового модуля с приборным
отсеком и обтекателями и окончательной проверки
функционирования всех систем РБ (выполняет ЗАО
ЗЭМ РКК «Энергия») рождается космический разгон-
ный блок, готовый после заправки компонентами то-
плива к использованию по назначению в составе ракет
космического назначения. С сентября 1984 г. на завод
стала поступать конструкторская документация на раз-
гонный блок «ДМ». На конец 1985 г. от РКК «Энер-
гия» было получено 1760 групп чертежей и текстовых
документов общим объемом около 300000 листов
формата А4.
Во исполнение приказа министра на заводе в крат-
чайшие сроки был выпущен ряд организационных до-
кументов, регламентирующих проведение постановки
на производство в соответствии с нормативными доку-
ментами. Так как конструкция разгонного блока суще-
ственно отличалась от изделий, изготавливаемых на за-
воде, руководством «Красмаша» было принято решение
о создании специализированного цеха по изготовлению
РБ, специального производства № 6, а также конструк-
торского и технологического подразделений. Задачей
вновь созданных подразделений было организация из-
готовления и изготовление разгонных блоков, а также
решение конструкторских и технологических вопросов.
В 1985 г. были созданы технологическое и конструк-
торское подразделения. С конца 1985 г. на заводе для
технического руководства при изготовлении было орга-
низовано постоянное представительство конструкторов
РКК «Энергия». Для обеспечения изготовления, сборки
и испытаний было развернуто строительство и оснаще-
ние оборудованием производственного корпуса глав-
ной сборки РБ и контрольно-испытательной станции,
задействование которых было запланировано на 1987 г.
Первым начальником вновь созданного цеха сборки
РБ был назначен В.В.Рычков, начальником производ-
ства - В.Н.Рубцов, начальником технологического от-
дела - В.А.Баус, конструкторского отдела - НАТерехин.
Освоение производства РБ проходило поэтапно.
На 1986 г. приказом министерства № 415 от 29 ноября
1985 г. была определена номенклатура, количество и
680
Глава 8
сроки поставки узлов и деталей разгонного блока.
Первым этапом было освоение производства пневмо-
щитка, блока продувки, двигательной установки систе-
мы ориентации и обеспечения запуска, а также ряда
трубопроводов и кабелей, которые затем отправлялись
на ЗЭМ РКК «Энергия» для последующей установки
в разгонные блоки. Производство этой номенклатуры
было успешно освоено.
В соответствии с нормативной документацией до
изготовления разгонных блоков необходимо было
провести подготовку производства и наземную отра-
ботку РБ - изготовить ряд макетов разгонных блоков,
по положительным результатам испытаний которых
можно было приступать к изготовлению товарных раз-
гонных блоков. Для подтверждения возможности ка-
чественного изготовления разгонных блоков на новой
технологической базе конструкторами РКК «Энергия»
была разработана номенклатура изделий для назем-
ной отработки - установочная партия, состоящая из
макета для статических испытаний, макета для вибро-
динамических испытаний, стендового и электрическо-
го макетов. Так как в первоначальном решении ми-
нистерства Красмашзавод должен был изготавливать
и испытывать РБ полностью, в рамках подготовки к
изготовлению широкой гаммы разгонных блоков было
построено и оснащено необходимым оборудованием
помещение контрольно-испытательной станции. Од-
нако затем министерством было принято решение,
в соответствии с которым Красмашзавод был опре-
делен как изготовитель базовых модулей разгон-
ных блоков, а окончательная сборка РБ поручалось
ЗЭМ РКК «Энергия». В связи с принятым решением
отпадала необходимость в задействовании КИС и свя-
занного с ним изготовления электрического макета.
В1990 г. помещение КИС было законсервировано.
В течение 1989 г. изделия установочной партии,
необходимые для наземной отработки, были изго-
товлены (кроме электрического макета) и успешно
испытаны. Параллельно с изготовлением изделий
установочной партии изготавливалась и материальная
часть товарных (штатных) изделий. После получения
положительных результатов испытаний установочной
партии предприятие приступило к завершающей ста-
дии изготовления двух товарных базовых модулей,
Табл. 4
Основные технические характеристики базовых модулей
Характеристика	Модификация базового модуля				
	ДМ.ДМ1-ДМ4, ДМ-01	ДМ-SL	ДМ-51_А18	flM-SLE	ДМ-03
Габариты БМ, мм: -длина -диаметр					
	5400	5400	6380	5400	5870
	3700	3700	3700	3700	3700
Объем баков, л: - окислителя - горючего					
	10200	10200	11250	10200	12900
	5850	5850	6400	5850	7115
Масса БМ, кг	1370	1420	1370	1290	1400
Тип маршевой ДУ	11Д58М	11Д58М	11Д58М	11Д58М	11Д58М
Компоненты топлива: - окислитель - горючее					
	02	02	02	О2	О2
	керосин	керосин	керосин	керосин	керосин
Масса полезного груза, кг: -	на ГСО -	на ГПО					
	2200				3000
		5200	6100	3600	
681
История развития отечественного ракетостроения
РБ в сборочном цехе
которые были сданы Заказчику в декабре 1990 г.,
а затем использованы в составе РБ при запуске
спутника серии «Космос» и «Луч-1». Успешное
проведение испытаний установочной партии и
летных испытаний явились подтверждением по-
тенциальных возможностей предприятия в сфере
изготовления сложной РКТ.
С декабря 1990 г. предприятие приступило к
изготовлению БМ и уже в следующем году было
изготовлено 8 БМ. С 1993 г. заказы на производ-
ство РБ по линии Минобороны стали сокращаться,
с этого же времени началось изготовление базовых
модулей разгонных блоков нескольких модифи-
каций коммерческого назначения: ДМ-01, ДМ1,
ДМ2, ДМ3, ДМ4. В1991 г. был изготовлен первый
базовый модуль варианта ДМ-01. В 1993 г. было
изготовлено три базовых модуля для РБ ДМ-01.
В 1994 г. изготовлен первый модуль для РБ вари-
анта ДМ4. В1995-1996 гг. изготавливались модули
для РБ вариантов ДМ2 и ДМ3. В1997 г. изготовлен
первый образец базового модуля варианта ДМ-SL,
история создания которого изложена далее. Всего
за 1993-2011 гг. заводом «Красмаш» изготовлено
46 базовых модулей вариантов ДМ1 (для выведе-
ния КА «Инмарсат-3»), ДМ2 (для выведения КА
«Иридиум»), ДМ3 (для выведения КА «Астра»),
ДМ4 (для выведения КА «Темпо»), ДМ-01 (для вы-
ведения КА «Галс», «Экспресс», «Ямал»).
РБ на стапеле
682
Глава 8
Участие в проекте «Морской старт»
На заводе «Красмаш» работы по проекту «Мор-
ской старт» начались с конца мая 1995 г., когда
была получена телеграмма с предложением прибыть
в РКК «Энергия» для рассмотрения материалов по
проекту. 6 июля 1995 г. был получен для согласования
«График создания РБ ДМ-SL», который был согласо-
ван письмом от 13 июля 1995 г.
Для подтверждения прочностных характеристик
вновь создаваемого блока предусматривалось прове-
дение статических испытаний на макете 2И и виброди-
намических испытаний на макете 1КМД. Для макета 2И
«Красмашем» была изготовлена ферма-термомост,
а для макета 1КМД был изготовлен базовый модуль,
в конструкции которого была использована матчасть
с ранее изготовленного макета 4С-К. В конце 1996 г.
испытания были проведены в соответствии с «План-
графиком проведения зачетных вибродинамических
испытаний блока «ДМ-SL» ПГ314ГК-29/167-95».
В связи с тем, что времени на разработку рабочей
КД на вновь создаваемый блок было мало, РКК «Энер-
гия» предложило специалистам КБ завода «Красмаш»
принять участие в разработке рабочей конструкторской
документации на базовый модуль разгонного блока
«ДМ-SL». Разработка КД проводилась по техниче-
скому заданию РКК «Энергия» сначала на Красмаш-
заводе силами конструкторской службы предприятия,
затем в ноябре 1995 г. разработанная КД была пере-
дана в РКК «Энергия» для дальнейшего оформления.
Подобная кооперация при разработке КД позволила
существенно сократить время ее разработки.
В течение 1996 г. полностью оформленная КД на
базовый модуль ДМ-SL была получена и запущена в
производство. С начала 1997 г. комплектующие базо-
вого модуля начали поступать в цех главной сборки.
Конструкция разгонного блока «ДМ-SL» существенно
отличалась от блока «ДМ», поэтому было необходимо
проверить правильность принятых вновь конструктор-
ских решений. Для реализации подобных задач выпол-
няется конструкторское макетирование и эталонирова-
ние. Часть работ по конструкторскому макетированию
и эталонированию была проведена на макете 1КМД,
но в полном объеме конструкторское макетирование,
эталонирование, а также отработку технологии сборки
и испытаний предстояло выполнить на первом изде-
лии - № 1ТЛ. Работы предстояло провести в чрезвы-
чайно короткие сроки. Для выполнения этой задачи в
цехе главной сборки была организована круглосуточ-
ная работа, которая не прекращалась ни в выходные,
ни в праздничные дни. Из РКК «Энергия» прибыла
бригада конструкторов, которая осуществляла тех-
ническое руководство в процессе проведения работ.
Итогом напряженной работы была сдача базового мо-
дуля РБ № 1ТЛ в точно установленный срок - 31 мар-
та 1997 г. Год спустя состоялся первый пуск ракеты
космического назначения «Зенит 3SL» с разгонным
блоком № 1ТЛ. На целевую орбиту был выведен спут-
ник-демонстратор. Завод приступил к планомерному
изготовлению последующих летных образцов базовых
модулей, и с марта 1997 г. до конца 2001 г. было изго-
товлено 14 базовых модулей блока «ДМ-SL». Все они
были использованы по назначению.
Далее, в связи с изменением потребностей за-
казчиков, возникла необходимость повышения энер-
гомассовых характеристик разгонных блоков. Для
реализации потребностей заказчиков была проведена
существенная модернизация разгонного блока. Вновь
разработанный блок «ДМ-SLAI8» отличался от преж-
него увеличенными объемами топливных баков и
усовершенствованной компоновкой трубопроводов,
обеспечивающих работу ДУ. Работы по модернизации
блока были начаты с сентября 2001 г., когда был полу-
чен план-график экспериментальной отработки проч-
ности РБ ДМ-SL № А18Л, для реализации которого
«Красмаш» в августе 2002 г. завершил изготовление
материальной части для макета статических испытаний
2И1 (топливные баки с фермами) и макет для вибро-
динамических испытаний ЗД2.
В целях обеспечения своевременного изготовле-
ния БМ № ЗД2 и 18Л, а также проведения макети-
рования и эталонирования в полном соответствии с
нормативной документацией конструкторской и тех-
нологической службой «Красмаша» была разработана
методика поэтапного проведения работ на макете ЗД2
и БМ № 18Л, которая позволила провести поэтапные
работы по мере готовности материальной части. Раз-
работанная методика была успешно реализована, что
позволило значительно сократить сроки изготовления
как макета ЗД2, так и товарного БМ № 18Л, которые
были изготовлены в августе 2002 г. 10 июня 2003 г. с
использованием БМ № 18Л был успешно выведен на
целевую орбиту КА «Турайя». Последующие БМ ДМ-
SL изготавливались в варианте А18, на сентябрь 2012 г.
изготовлено двадцать базовых модулей, семнадцать
из которых использованы по назначению. Производ-
ство базовых модулей для проекта «Морской старт»
на «Красмаше» получило высокую оценку руководства
компании Sea Launch.
Освоение и изготовление
базового модуля разгонного блока ДМ-03
В конце сентября 1997 г. «Красмаш» получил Гене-
ральный график создания разгонного блока ДМ-03, в
соответствии с которым было необходимо изготовить
изделия 2И и ЗД для проведения прочностных испы-
таний и в 1999 г. изготовить первый товарный БМ ва-
рианта 03. В отличие от ранее изготавливаемых БМ,
683
История развития отечественного ракетостроения
разработчиком конструкторской документации базо-
вого модуля был Волжский филиал РКК «Энергия» в
г. Самара (далее - ВКБ). Рабочая КД разрабатывалась
по техническому заданию РКК «Энергия». Разгонный
блок варианта 03 предназначался для выведения на це-
левые орбиты КА в составе РКН «Протон М» и имел по-
вышенные энергетические характеристики по сравнению
с блоком «ДМ». Повышение энергетики достигалось за
счет существенного увеличения объемов топливных ба-
ков и усовершенствований в пневмогидросхеме блока.
В третьем квартале 1998 г. от ВКБ был получен и
запущен в производство полный комплект КД на ба-
зовый модуль. Для реализации графика создания
блока на «Красмаше» были оформлены необходи-
мые организационные документы, оформлено по-
ложение о взаимоотношениях между «Красмашем»,
ВКБ и РКК «Энергия». Была организована полно-
масштабная работа по изготовлению узлов и агрега-
тов блока и экспериментальных узлов. На время ма-
кетирования и эталонирования, которое проводилось
на изделии № 1КМ, прибыла бригада конструкторов
РКК «Энергия» под руководством В.В.Ерпылева и ВКБ
под руководством Б.С.Кобушко. Из представителей
РКК, ВКБ и «Красмаша» была образована макетная ко-
миссия, осуществлявшая техническое руководство при
макетировании. Экспериментальные изделия 2И и ЗД
были изготовлены в установленные сроки. Работники
«Красмаша» с энтузиазмом взялись за изготовление
материальной части, однако в связи с трудностями в
финансировании проекта изготовление блоков неод-
нократно приостанавливалось; генеральный директор
Красмашзавода В.К.Гупалов приложил немало усилий
для продвижения проекта.
Макетирование и эталонирование продолжалось
и на изделии № 1Л. Макетирование проводилось ма-
кетной комиссией под руководством В.В.Ерпылева
с 14 января по 14 февраля 2003 г. От конструктор-
ской службы «Красмаша» в макетной комиссии
активно участвовали Л.А. Ковригин, САПешков,
АН.Савкин, АВ.Пекарский, В.Н.Гайдуков, Г.В. Дубинин,
ВАКазанцев, ВПЛутовинов, А.П.Люкшин, от техноло-
гической службы - В.Н.Баус, А.Д.Дрянных, от произ-
водства - начальник цеха 39 Н.К.Клепиков, начальник
цеха 32 ЕЛ.Васютин. После подписания Акта макетной
комиссии первый летный образец БМ № 1Л был сдан
Заказчику 20 февраля 2003 г. Однако судьба этого из-
делия незавидна. 6 декабря 2010 г. при запуске КА си-
стемы ГЛОНАСС орбитальный блок, в составе которого
был и разгонный блок, был выведен на незамкнутую ор-
биту и упал в акватории Тихого океана, так и не включив-
шись в работу. Комиссия, созданная для исследования
причин неудачного запуска КА, признала причиной ава-
рии ошибки в процессе предстартовой подготовки РБ. В
2010 и 2011 гг. были изготовлены три базовых модуля,
которые до настоящего времени не использованы.
Участие в проекте «Наземный старт».
Освоение и изготовление
базового модуля DM-SLB
20 октября 2003 г. собрание Совета директоров компа-
нии Sea Launch решило выйти с предложением услуг по за-
пуску PH «Зенит» с космодрома Байконур в дополнение к
морским пускам с экватора. Новое предложение- «Назем-
ный старт» - направлено на удовлетворение потребностей
коммерческих заказчиков со спутниками средней массы.
В 2004 г. предприятие получило от РКК «Энергия» ком-
плект КД и приступило к подготовке производства базово-
го модуля разгонного блока «ДМ-SLB».
Первый образец БМ варианта «ДМ-SLB» № 1ТЛ
изготовлен 30 ноября 2006 г. Использован при выве-
дении КА «Амос-3» 28 апреля 2008 г. До 30 ноября
2010 г. изготовлены еще пять базовых модулей, четы-
ре из них использованы по назначению при выведении
двух КА «Миасат» и двух КА «Интелсат».
Руководители, специалисты ОАО «Красмаш»,
принимавшие активное участие в разработке
МБР и космических ракет-носителей
Ф.И.Ашмаров
(1897-1944 гг.). Герой
Советского Союза. С1941 г.
работал на «Красмаше».
Л.Р.Гонор (1906-1969 гг.).
Герой Социалистического
Труда. С1950по 1952 г.-
на «Красмаше»: директор.
В.ИЪайков (род. в 1939 г.).
Герой Социалистического
Труда. С1962 по 2001 г.
работал на «Красмаше»:
слесарь-сборщик
сборочного цеха двигателей.
А.М.Ваганов
(1930-2007 гг.). С1968
по 1985 г.-на «Красмаше».
главный инженер.
Лауреат Государственной
премии СССР.
684
Глава 8
Н.С.Бавыкин
(1903-1967гг.). С1941
по 1951 г. работал на
«Красмаше»: главный
конструктор. Лауреат
Государственной
премии СССР.
Н.И.Горбачев
(род. в 1929 г).
Герой Социалистического
Труда. С1951
по 1997 г. работал
на «Красмаше» сварщиком
цеха отсеков.
В.К.Гупалов (род. в 1936 г).
Герой Социалистического
Труда. С1960 по 2005 г.
работал на «Красмаше»:
генеральный директор.
Лауреат Государственной
премии СССР.
ЮАДраничников
(1938-1998 гг.).
Герой Социалистического
Труда. С1957по 1994г.-
на «Красмаше»:
токарь цеха
крупногабаритной оснастки.
Б.Н.Гуров
(род. в 1929 г.).
С1958 по 1969 г.
работал на «Красмаше».
директор.
ВЛЕрмаков
(род. в 1927г). Герой
Социалистического
Труда. С1973 по 1989 г.
работал на химзаводе.
В.П.Котельников
(1932-1974 гг).
С1969 по 1974 г. -
директор
«Красмаша».
ВАКолмыков
(род. в 1957г).
С1978 г. работает
на «Красмаше»: с2005 г. -
генеральный директор.
<-»
АЯКитаев (род. в 1928 г).
С1968 по 2003 г. работал на
«Красмаше»: заместитель
главного инженера -
главный конструктор.
Лауреат Государственной
премии СССР.
Е.П.Козырев
(род. в 1937 г). С1953
по 2005 г. работал на
«Красмаше»: бригадир
фрезеровщиков цеха РМ.
Лауреат Государственной
премии СССР.
М.М.Кузнецов
(1919-1992 гг). Герой
Социалистического Труда
С1975 по 1987г.-на
«Красмаше»: главный
конструктор. Лауреат
Ленинской премии.
Н.Ф.Куприянов
(1910-1991 гг). С1941 по
1959 г, с 1968 г. по 1988 г.
работал на «Красмаше»:
главный конструктор завода.
Лауреат Государственной
премии СССР.
685
История развития отечественного ракетостроения
ЕЛЛебедев
(род. в 1925 г.). Герой
Социалистического
Труда. С1942 по 1995 г.
работал на «Красмаше».
токарь цеха РМ.
ИАЛямин
(род. в 1906 г.). С1941
по 1946 г. работал на
«Красмаше»: главный
конструктор. Лауреат
Сталинской премии.
ААМатвеев
(род. в 1926 г.). Герой
Социалистического Труда.
С1942 по 1981 г. работал
на «Красмаше»: бригадир
бригады расточников.
В.КЛетров
(род. в 1932г). С1949
по 1994 г. работал на
«Красмаше»: токарь цеха
РМ. Лауреат Государственной
премии СССР.
ВАМоисеев
(род. в 1945 г). С1962
по 1990 г. работал на
«Красмаше»: главный
инженер - первый
заместитель генерального
директора. Лауреат
Государственной
премии СССР.
Б.С. Прудченко
(род. в 1938 г).
Герой Социалистического
Труда. С1957
по 1994 г. -
на «Красмаше»:
электросварщик цеха
экспериментального
производства.
ВАХрамцов
(род. в 1915 г).
С1941 по 1956 г.
работал
на «Красмаше»:
заместитель главного
конструктора ОГК.
Лауреат Государственной
премии.
И.М.Чупров
(род. в 1924 г).
Герой Социалистического
Труда.
С1942 по 1986 г.
работал
на «Красмаше»:
слесарь-
инструментальщик.
МАСмовжов
(род. в 1936 г). С1962
по 1994 г. работал на
«Красмаше»: контр, мастер.
Лауреат Государственной
премии СССР
АЛ.Субботин
(1900 гр.). С1932
по 1937 г. работал на
«Красмаше»: первый
директор завода - начальник
строительства СКМ.
КВ.Сухарников
(1913-1985 гг). С1941
по 1977г. работал на
«Красмаше»: токарь
механического цеха. Лауреат
Сталинской премии.
686
Глава 8
ПАСысоев
(1911-1991 гг.). Герой
Социалистического Труда.
С1953 по 1966 г. работал
на «Красмаше»: директор.
В.М.Чумилин
(1928-1983 гг). Герой
Социалистического Труда.
С1969 по 1983 г. работал
на химзаводе испытателем.
Итогом работы ОАО «Красмаш» в части изготов-
ления космических разгонных блоков явилось следу-
ющее. С 1990 по 2012 г. «Красмашем» были освоены
и изготавливались базовые модули модификаций:
для PH «Протон» - ДМ, ДМ-01, ДМ-03, ДМ1-ДМ4
(для пусков с космодрома «Байконур»); для PH «Зе-
нит» - ДМ-SL, HM-SLA18 (для пусков с морской
платформы); для PH «Зенит» - ДМ-SLB (для пусков
с наземного старта, космодром «Байконур») общим
количеством более 130 изделий, более 120 из них ис-
пользованы при запусках как российских, так и ино-
странных КА различного целевого назначения.
KA.AaaiuKMH,
С.ьМшип
ФГУП «НПО имени С.А.Лавочкииа»
МЕЖОРБИТАЛЬНЫЕ БУКСИРЫ ТИПА «ФРЕГАТ»
Межорбитальный буксир «Фрегат» был создан
ФГУП «НПО им. САЛавочкина по ТТЗ Министерства
обороны РФ и Роскосмоса с целью расширения воз-
можностей применения ракет-носителей типа «Союз»
по выведению полезных нагрузок на высокоэнерге-
тические орбиты. В разработке МБ «Фрегат» кроме
НПО им. САЛавочкина приняли участие КБ Хими-
ческого машиностроения им. А.М.Исаева (маршевый
двигатель С5.92, двигатели малой тяги С5.221, эле-
менты пневмогидроавтоматики), НПЦ АП им. акаде-
мика Н.А.Пилюгина (система управления), Ижевский
радиозавод (телеметрическая система), ИФ «Орион-
ХИТ» (литиевые батареи), НИИ КП (радиопередатчик),
ОКБ «Вымпел» (технический комплекс на космодро-
мах), КБ Общего машиностроения им. В.П.Бармина
(оборудование на стартовом комплексе).
Приступив к разработке межорбитального буксира,
НПО им. САЛавочкина руководствовалось следующи-
ми основными принципами. Буксир должен обладать
двигательной установкой многократного включения и
длительным временем активного существования для
обеспечения оптимальных межорбитальных пере-
летов. МБ должен обладать высокой надежностью и
энергетическими характеристиками, иметь минималь-
ную стоимость создания. Высокую надежность и низ-
кую стоимость создания буксира можно обеспечить,
применив в его составе уже существующие, прошед-
шие летную квалификацию комплектующие системы и
агрегаты.
Двигательные установки межорбитальных букси-
ров, как и космических аппаратов, на аналогичных
компонентах заправляются топливом на специальных
заправочных станциях до установки блока на PH. Это
также давало выбранному двигателю огромные преи-
мущества: заправочные станции уже существовали для
заправки космических аппаратов на космодромах Пле-
сецк и Байконур, откуда и предполагалось запускать
МБ. Исключалась дорогостоящая доработка стартовых
комплексов PH для заправки блока топливом непо-
средственно на старте, которая необходима для блоков
на криогенных компонентах.
Кроме того, ДУ на высококипящих компонентах
допускает практически любую заправку топлива - от
нуля до максимальной, что особенно важно для ме-
жорбитального буксира, обеспечивающего при выве-
дении импульсы скорости от нескольких сотен (при
выведении на ССО) до нескольких тысяч (при выведе-
нии на ГСО и отлетные траектории) метров в секунду.
Топливо двигательной установки обеспечения запуска,
гидразин, располагается в баке с эластичным вытесни-
телем, что обеспечивает работу двигателей в условиях
невесомости.
В результате выбора и сопоставления различных
вариантов компоновок остановились на форме из ше-
сти сферических обечаек одинакового диаметра. Такая
форма позволила четыре сферы использовать в каче-
стве топливных баков: два бака горючего и два бака
окислителя, еще две - в качестве приборных контей-
неров: один - герметичный, другой - негерметичный.
Конструктивную основу блока составляют, как было
сказано ранее, шесть расположенных равномерно по
окружности вваренных друг в друга сферических обе-
чаек диаметром 1360 мм. Через баки и приборные
отсеки проходят восемь силовых штанг, которые вы-
полняют роль переходной фермы от полезной нагруз-
ки к PH. В приборных отсеках МБ размещены система
управления, телеметрическая система, радиопередат-
чик и система радиоконтроля орбиты. Герметичный
приборный отсек оборудован активной газовой систе-
мой теплорегулирования. Приборы в отсеках установ-
лены на рамах, закрепленных на крышках приборных
687
История развития отечественного ракетостроения
Межорбитальный буксир «Фрегат»
Табл. 5
Этапы совершенствования МБ «Фрегат»
	1 этап (2000 г)	2 этап (2005 г)	3 этап (2008 г)	4 этап (2014 г.)
Удельный импульс, с	327	331	333,2	333,7
Конечная масса, кг	1100	980	930	860
контейнеров. Такая схема значительно упрощает мон-
таж при изготовлении и эксплуатации. Маршевый дви-
гатель расположен в межбаковом пространстве.
Для управления разгонным блоком по каналам кур-
са и тангажа на активных участках маршевый двигатель
установлен в механизме плоскопараллельного переме-
щения и снабжен рулевыми электрогидравлическими
машинами. Движение двигателя возможно только в по-
перечной плоскости «Фрегата». Управление во время
включений выполняется перемещением вектора тяги
параллельно продольной оси относительно центра масс
головного блока. Две рулевые машины выполняют пе-
ремещение двигателя по двум различным перпендику-
лярным площадкам. Величина перемещения маршевого
двигателя по осям в поперечной плоскости ±30 мм.
Топливо в баках МДУ находится в свободном со-
стоянии. Для обеспечения запуска МД с целью разде-
ления жидкой и газовой фаз за 55 с до включения МД
включаются четыре двигателя ДУ СОЗ, обеспечивая
сепарацию жидкости и газа за счет продольной пере-
грузки. Затем происходит включение МД. Четыре дви-
гателя малой тяги обеспечивают управление по курсу и
тангажу по силовой схеме, четыре двигателя - по крену
по моментной схеме. Четыре двигателя используются
для создания продольной перегрузки для обеспечения
условий запуска маршевого двигателя. ДУ СОЗ сохра-
няет работоспособность при выходе из строя одного
любого из двенадцати двигателей. Двигатели управле-
ния по тангажу и крену дублированы двигателями обе-
спечения запуска и наоборот. При нештатной ситуации,
688
Глава 8
когда МД при движении в попереч-
ной плоскости доходит до крайнего
значения, а управляющего момента
недостаточно, предусмотрено под-
ключение двигателей малой тяги.
Вся внешняя поверхность буксира,
за исключением крышек приборных
контейнеров, которые являются ра-
диаторами-излучателями, закрыта
экранно-вакуумной теплоизоляцией.
В ходе эксплуатации, с целью
улучшения тактико-технических ха-
рактеристик МБ, была проведена его
поэтапная модернизация.
На третьем этапе модернизации
в контур управления буксиром вве-
дена аппаратура спутниковой нави-
гации, что обеспечило практически
идеальную точность выведения.
Кроме того, масса заправляемого в
МБ топлива может быть увеличена
за счет установки дополнительных
топливных емкостей различных
диаметров. В настоящее время на
МБ «Фрегат» применяются ДЕ диа-
метров 480,620 и 720 мм.
Первый запуск МБ «Фрегат»
состоялся 9 февраля 2000 г. До
февраля 2013 г. осуществлено 35 за-
пусков. Все космические аппараты
выведены на рабочие орбиты. Ме-
жорбитальный буксир «Фрегат»
создавался в первую очередь для
PH типа «Союз», которая выводит
на опорную орбиту полезный груз
массой около 8 т, и заправляемого
в МБ топлива недостаточно для его
использования в составе более тя-
желых PH, например, «Зенит», име-
ющей грузоподъемность около 14 т.
Кроме того, в ходе работ было по-
казано, что масса полезного груза,
выводимого PH «Союз-2» этапа 16
с МБ «Фрегат» на геостационарную
орбиту, может быть существенно
увеличена за счет введения опе-
рации доразгона, выполняемой
буксиром, для чего массу топлива
Модификации МБ «Фрегат»
а - базовый МБ. М топлива = 5250 кг;
б-МБ с малыми дополнительными
емкостями. М топлива = 5750 кг;
в-МБ с большими дополнительными
емкостями. М топлива = 7100 кг
689
История развития отечественного ракетостроения
Сбрасываемый блок баков
Межорбитальный буксир «Фрегат-СБ»
Основные характеристики МБ «Фрегат-СБ»
1.	Конечная масса:
-	основного РБ -1050 кг
-	сбрасываемого блока баков - 360 кг
2.	Габаритные размеры:
-высота--2500 мм
-диаметр (описанный) - 3870 мм
3.	Максимальный статический момент
на верхний стык РБ -15,7 тс хм
4.	Рабочий запас топлива, максимальный:
-	основного РБ - 7150 кг
-	сбрасываемого блока баков - 3100 кг
5.	Удельный импульс двигателя -333,2 с
МБ необходимо увеличить. Учитывая высокие экс-
плуатационные характеристики МБ «Фрегат», в НПО
им. САЛавочкина было принято решение адаптиро-
вать его для выведения на высокоэнергетические ор-
биты в составе PH «Союз-2» этапа 16, «Союз-2-3»,
«Зенит», «Ангара-АЗ» за счет увеличения массы за-
правляемого топлива. Задача была решена введением
в состав МБ «Фрегат» сбрасываемого блока баков. В
результате в НПО им. САЛавочкина был создан ме-
жорбитальный буксир «Фрегат-СБ».
Сбрасываемый блок баков МБ «Фрегат-СБ» пред-
ставляет собой торовую обечайку, разделенную на че-
тыре бака (два бака горючего и два
бака окислителя) сферическими три-
металлическими перегородками.
Первые запуски МБ «Фрегат-
СБ» в составе ракеты-носителя «Зе-
нит» состоялись в 2011 г. На геоста-
ционарную и высокоэллиптическую
орбиты были успешно выведены
космические аппараты «Электро-Л»
и «Спектр-Р».
Ъ.Е.Ншперс^
ФГУП «гкнпц
имени М.В.Хруничева
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «РОКОТ»
После подписания договоров об
СНВ практически вся продукция за-
вода им. М.В.Хруничева попала под
сокращение. Это было ударом для
завода. Тогда родилось резонное
предложение использовать сокраща-
емую военную ракетную технику для
решения научно-технических задач,
а также в коммерческих целях, т.е. превратить боевую
РС-18 в ракету космического назначения, получившую
название «Рокот».
Правительство России 16 декабря 1992 г. возло-
жило задачу конверсии на завод им. М.В.Хруничева,
причем в правительстве приняли к сведению, что
финансирование всех работ, включая строительство
стартового комплекса на площадке 133 космодрома
Плесецк, берет на себя завод, привлекая также сред-
ства российских и зарубежных инвесторов. Чтобы
продолжить работы над «Рокотом», заводу при-
шлось купить у Министерства обороны 35 подлежа-
щих утилизации ракет.
Для реализации конверсионной темы 16 мая
1994 г. к тому времени уже образованный Центр
им. М.В.Хруничева и немецкая компания «Даймлер
Бенц Аэроспейс» организовали совместное предпри-
ятие «Еврокот» для продвижения «Рокота» на между-
народный рынок. Позже российское правительство
передало Центру под использование «Рокотов» стар-
товый комплекс 11П865П в Плесецке, а все работы
по новой космической ракетной системе включило в
Федеральную космическую программу России. Ракета
«Рокот» стала своего рода «первопроходцем» среди
ракетных комплексов в прохождении обязательной с
1995 г. государственной экологической экспертизы на
федеральном уровне.
690
Глава 8
Стартовый комплекс PH «Рокот» в Плесецке
Для реализации этого проекта КБ «Салют» с уча-
стием всех структурных подразделений ГКНПЦ проде-
лало огромный объем работ по проведению инженер-
ных расчетов, разработке технической документации
и авторскому сопровождению по изготовлению со-
ставных частей РКН и дооборудованию техническо-
го и стартового комплексов космодрома Плесецк. В
проведении этих работ под руководством Е.Г.Сизова,
НАМельянкова, А.М.Лазарева принимали участие
все подразделения КБ «Салют», РКЗ, ЗЭРКТ и дру-
гих служб ГКНПЦ. Одновременно со строительством
открытого старта в Плесецке Центр Хруничева начал
строить в подмосковном Болшеве Центр управления
полетом и Центр обработки информации, получаемой
с будущих спутников дистанционного зондирования
Земли. Для полноты «комплекта» в КБ «Салют» раз-
работали такие же «малые», как ДЗЗ, космические
аппараты связи и телекоммуникаций «Диалог», а по-
том разработали и изготовили для всех этих аппаратов
унифицированную платформу «Яхта».
Ракета космического назначения «Рокот» была
создана на базе блока ускорителей снятой с дежурства
МБР РС-18 путем ее дооснащения разгонным блоком
новой разработки серии «Бриз». Следует отметить, что
МБР РС-18 выполнила более 150 успешных пусков, из
которых за последние более чем 15 лет не было от-
казов. При разработке РКН «Рокот» использовался
задел по ракете-носителю на базе МБР РС-18 для вы-
ведения спутников в интересах Министерства оборо-
ны, проект которой разрабатывался в конце 1980-х гг.
Новые требования со стороны коммерческих и феде-
ральных полезных нагрузок потребовали пересмотра
проекта РКН. В частности, требовалось обеспечить:
-	значительно большее свободное пространство
для полезной нагрузки под ГО;
-	приемлемые перегрузки, приходящие на ПН от
носителя;
-	необходимую чистоту окружающей среды вокруг
ПН в период ее эксплуатации в составе РКК;
-	необходимое количество транзитных цепей для
обслуживания ПН в составе носителя;
-	использование телеметрии РКН для нужд ПН во
время предстартовой подготовки и полета;
-	требуемые температурно-влажностные режимы
на всех этапах эксплуатации ПН в составе РКК.
Удовлетворение всех требований потребовало пере-
смотра ранее принятых подходов к созданию на базе
МБР РС-18 ракеты-носителя. Воплощение в жизнь при-
нятых новых решений шло постепенно. Имея большую
степень проработки по ракете-носителю, Центр Хруни-
чева произвел три испытательных пуска РКН «Рокот»
с космодрома Байконур (20 ноября 1990 г., 20 декабря
1991 г. и 26 декабря 1994 г.). Все три пуска осущест-
влялись из ШПУ. При этом использовался в качестве
третьей ступени разработанный на базе проработок
1980-х гг. прототип разгонного блока «Бриз-К» и ГО,
рассчитанный на небольшие габариты ПН.
Первые два пуска выполнены по баллистической
траектории, в процессе которых были практически про-
верены управляемость РКН, работоспособность РБ.
691
История развития отечественного ракетостроения
поверхность в непосредственной близости от
головного обтекателя.
Это одно из обстоятельств, которое об-
условило принятие решения производить
пуски с открытого наземного стартового
комплекса. Также дальнейшее развитие ком-
плекса потребовало применения ГО больших
размеров. Анализ требуемых орбит выведе-
ния для федеральных и коммерческих по-
лезных нагрузок показал целесообразность
использования космодрома Плесецк. Этот
космодром расположен в высоких широтах,
что выгодно при запуске ПН на полярные
и околополярные орбиты. Другим важным
фактором является то, что активный уча-
сток полета носителей проходит над мало-
населенными местностями, что упрощает
обеспечение безопасности по трассе полета
и выбор районов падения отработавших сту-
пеней. Для выведения полезных нагрузок с
космодрома Плесецк на низкие околоземные
орбиты была рассмотрена КГЧ для РКН «Ро-
кот» с большим головным обтекателем с РБ,
получившим индекс «Бриз-К».
Технический проект РКК «Рокот» с
РБ «Бриз-К» был успешно защищен перед Го-
скомиссией в 1995 г. Этот проект обозначил
облик РКК «Рокот» на космодроме Плесецк.
При создании комплекса заимствовалась на-
земная инфраструктура от других ракетно-кос-
мических комплексов. Технический комплекс
для РКН «Рокот», предназначенный для приема, хра-
нения составных частей РКН, сборки и испытаний КГЧ
и подготовке к пуску РКН и КА, создан на базе ТК для
PH «Циклон». ТК был дооборудован «чистой камерой»
для сборки КА с РБ. Стартовый комплекс создан на базе
существующего стартового комплекса PH «Космос».
Изменяющаяся обстановка на рынке коммерческих
КА потребовала пересмотра конфигурации космической
головной части РКН. Планку возможностей РКК «Ро-
кот», которая используется в настоящее время, задала
такая габаритная и энергетически напряженная по па-
раметрам целевой орбиты полезная нагрузка, какой
были КА «Иридиум». Организация работ по адаптации
РКК «Рокот» для запуска КА «Иридиум» легла на плечи
ведущего конструктора А.Б.Колтового, имевшего к тому
времени опыт работ по адаптации КРК «Протон».
РКН «Рокот» с РБ «Бриз-КМ» успешно эксплуати-
руется. 16 мая 2000 г. состоялся первый пуск РКН «Ро-
кот» с космодрома Плесецк. В этом пуске успешно
выведены на орбиту и отделены от РБ два имитатора
КА «Иридиум». Были проверены заложенные в РБ
конструкторские решения, система разделения РБ, ГО,
КА, замерены продольные и боковые перегрузки, от-
работана технология эксплуатации РКН.
Ракета-носитель «Рокот» перед стартом
Третий пуск РКН «Рокот» с прототипом РБ «Бриз-К»
впервые вывел полезную нагрузку на орбитальную траек-
торию. При этом был запущен спутник «Радио-РОСТО»
на высоту Нкр = -2000 км и наклонением 1 = 65°. Три
испытательных пуска позволили проверить функциони-
рование всех систем РКН, оценить динамические харак-
теристики РБ в условиях невесомости при многократном
запуске ДУ и получить данные по уровням линейных,
ударных, вибрационных и акустических нагрузок.
Принятый для последующих проработок этот РБ
обеспечивает высокую маневренность и многократное
включение ДУ, что позволяет реализовать различные
схемы выведения ПН, включая групповое выведение
космических аппаратов на одну или несколько орбит.
Полученные данные от трех пусков были тщатель-
но проанализированы и легли в основу дальнейшего
развития комплекса. Оказалось, что старт из ШПУ об-
уславливает повышенное акустическое воздействие
на полезную нагрузку. Происходит это потому, что ДУ
первой ступени носителя запускаются прямо в транс-
портно-пусковом контейнере, который стоит в шахте.
При этом выходящие газы от двигателей проходят
между стенками шахты и контейнера и вырываются на
692
Глава 8
Старт и первые секунды полета
17 марта 2002 г. состоялся первый пуск РКН «Ро-
кот» с реальными КА. На орбиту выведены два КА Grace.
В этом пуске использовалась аналогичная система раз-
деления, что и при предыдущем запуске, но адаптер
для КА был изготовлен в Германии. 20 июня 2002 г.
РКН «Рокот» успешно вывела два КА «Иридиум». Не-
смотря на жесткие условия по зазорам между КА и
головным обтекателем носителя, никаких неблагопри-
ятных последствий не произошло. Это подтвердило
правильность выбранных технических решений и точ-
ность расчетов. 30 июня 2003 г. впервые на РКН «Ро-
кот» выведено на различные орбиты восемь спутников
различных стран (КА Most (Канада), КА Mimosa (Чехия),
наноспутники (Чехия)) с имитатором КА «Монитор».
Также в этом пуске РКН «Рокот» впервые вывела КА
(это был канадский Most) на солнечно-синхронную
орбиту. Кстати, этот космический аппарат был первым
КА с канадским телескопом на борту. При этом пуске
впервые применена универсальная переходная система
для установки нескольких спутников. Эта конструкция
рассматривается и при выводе таких перспективных
попутных нагрузок, как «Солнечный ветер» и «Тормоз-
ной надувной спускаемый аппарат». 30 октября 2003 г.
успешно запущен японский КА Servis-1 на солнечно-
синхронную орбиту. Это был первый пуск РКН «Рокот»
с использованием кольцевой системы разделения КА,
разработанной Центром им. М.В.Хруничева совместно
с испанской фирмой CASA.
Последние проработки на основе таких данных по
КА в Центре им. М.В.Хруничева показали перспектив-
ность создания РКН «Рокот» с РБ «Бриз-КС» другой
конфигурации. Потенциал предыдущих разработок и
принятие нестандартных решений позволили разра-
ботать РБ, обеспечивающий выполнение задач как в
интересах МО, так и в коммерческих целях. Большая
часть космических аппаратов, запускавшихся и плани-
руемых к запуску с помощью РКК «Рокот», - это науч-
ные спутники, обеспечивающие зондирование Земли в
различных областях применения: картографирования,
зондирования атмосферы, водных поверхностей, от-
дельных видов участков суши и других физических
параметров Земли.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ПРОТОН-М»
Складывалось впечатление, что у «Протона-К» мо-
жет остаться только одно преимущество: его рекорд-
ная надежность. Тем более на рынке уже наметилось
определенное снижение спроса на запуски: на арену
выходили все новые и новые носители, и у Заказчика
появилась возможность выбирать. Кроме европей-
ской «Ариан-5», на подходе была «Дельта-4» фир-
мы «Боинг» и «Атлас-5» фирмы «Локхид-Мартин»
с улучшенными энергомассовыми характеристиками,
готовилось к первому запуску совместное предприя-
тие «Морской Старт», завершились разработки новых
носителей в Китае и Японии...
Составить конкуренцию зарубежным носителям, и
прежде всего «Ариану-5», мог только модернизиро-
ванный «Протон» с новыми разгонными блоками. Но
средств катастрофически не хватало и это означало,
что необходимы очередной «мозговой штурм» и ис-
пользование внутренних резервов.
В результате от доброго, старого «Протона-К»
осталась только... конфигурация, за исключением
головного обтекателя. Вся начинка «Протона-М» ока-
залась новой. Начали с двигателей первой ступени:
смежники из Химок модернизировали их, увеличили
тягу двигателя 14Д14 на 7 %. Устаревшая как мораль-
но, так и по элементной базе система управления за-
менена на более современную, с цифровой бортовой
вычислительной машиной, что дает возможность про-
странственного маневра ракеты на активном участке
полета, а следовательно, значительно расширяет диа-
пазон выбора наклонений опорных орбит при доставке
спутников на «геостационар». Особое внимание фи-
левцы уделили улучшению экологических показателей
носителя. Цифровая система управления в сочетании
с новой системой одновременного «опорожнения»
693
История развития отечественного ракетостроения
топливных баков позволила существенно снизить в них
остатки горючего и окислителя, что дало возможность
«опорожнять» их на больших высотах от весьма ток-
сичных компонентов топлива.
Конструкторы использовали новые конструкцион-
ные материалы, из которых, в частности, делают то-
пливные баки. И еще одно нововведение - применение
иного головного обтекателя - «набалдашника» в «го-
лове» ракеты, под которым находится выводимый на
орбиту аппарат, некоторые элементы которого могут
не вписаться в габариты центрального блока носителя.
Рассказывает главный технолог Ракетно-космиче-
ского завода В.Ф.Митин:
«После изготовления корпусов головных частей
боевых ракет из неметаллических материалов в КБ и
на заводе некоторое время не занимались подобными
силовыми конструкциями. Вернулись к ним, когда ста-
ло ясно, что для доставки на орбиту множества новых
целевых модулей для системы «Мир», и тем более при
второй модернизации «Протонов», нужно менять при-
PH «Протон-M» в сборочном цехе
Вывоз PH «Протон-М» на стартовую позицию
вычные металлические обтекатели на принципиально
другие конструкции. По настоянию Е.С.Кулаги в КБ
развернули экспериментальные работы, к которым
тут же подключились заводские технологи. Конечно,
было много трудностей в поиске полимерных компо-
зиционных материалов, отработке новых технологий
изготовления оболочек и сборки обтекателей. Завод
поначалу освоил производство пяти типов головных
обтекателей: применение того или иного типа зависит
от характера и конфигурации выводимого груза. Сей-
час подготовлено производство еще нескольких типов,
в т.ч. диаметром в пять с лишним метров. Столь об-
ширным типажом, как мы говорим, головных обтека-
телей не владеет ни одна компания в мире...».
«Протон-М» совершил свой первый полет 7 апре-
ля 2001 г. и к июлю 2005 г. совершил восемь успеш-
ных полетов. Во всех пусках в составе ракеты-носите-
ля использовался высоконадежный разгонный блок
«Бриз-М», заменивший ранее используемые в составе
«Протона-К» разгонные блоки типа «Д» и «ДМ».
С целью улучшения энер-
гетических характеристик в
конструкции «Протона-М»
применен ряд новых мате-
риалов, включая применение
углепластика в конструкции
сухих отсеков. Энергетические
возможности «Протона-М»
сравнительно с «Протоном-К»
возросли не менее чем на
10 %. Достигнутая к насто-
ящему времени высокая на-
дежность нашей PH наряду с
высокой энергетикой делает
ее сегодня весьма привлека-
тельной как в планах развития
отечественных космических
программ, так и для выпол-
нения коммерческих запусков.
С начала XXI столетия «Про-
тоны» совершили уже более
сорока запусков космических
аппаратов различного назна-
чения, все пуски успешные.
Вопреки прогнозам, ко-
торые несколько лет назад
предрекали постепенный уход
«Протонов» на «пенсию» к
2005 г., они остаются весьма
востребованными средства-
ми выведения отечественной
космической техники и пока
единственными представите-
лями средств выведения КА
тяжелого класса.
694

История развития отечественного ракетостроения
Старт и первые секунды полета ракеты-носителя «Протон-М»
КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС
«АНГАРА»
В конце 1993 г. постановлением Правительства РФ
в состав долгосрочной космической программы был
включен проект создания нового космического ракет-
ного комплекса с PH тяжелого класса. Кроме большой
грузоподъемности, к новой ракете-носителю были
предъявлены следующие требования:
-	в целях обеспечения независимого доступа Рос-
сии в космическое пространство пуски должны вестись
с космодрома, расположенного на территории РФ;
-	на PH необходимо использовать экологически
чистые компоненты топлива.
Выбор головного разработчика КРК проходил на
конкурсной основе. В результате многоэтапного рас-
смотрения проектов, предложенных различными
предприятиями ракетно-космической промышлен-
ности, победителем в конкурсе по созданию перспек-
тивного космического ракетного комплекса стал Госу-
дарственный космический научно-производственный
центр им. М.В.Хруничева. Победа в конкурсе закре-
пила лидирующие позиции Центра и его руководителя
А.И.Киселева. В 1995 г. вышел указ Президента Рос-
сийской Федерации о развертывании работ по новому
космическому ракетному комплексу, который получил
наименование «Ангара».
Проектирование «Ангары» проходило в условиях
сложившейся в то время в стране сложной экономиче-
ской обстановки. Недофинансирование разработки КРК
со стороны государственных заказчиков вынуждало
ГКНПЦ им. М.В.Хруничева вкладывать в проект «Ан-
гара» часть собственных средств, полученных от ком-
мерческой эксплуатации ракеты «Протон». Одним из
решений, принятых уже в ходе разработки техническо-
го проекта «Ангара», было изменение первоначально
предложенной компоновочной схемы тяжелой ракеты
в моноблочном исполнении на схему модульного по-
строения первой ступени PH. В составе первой ступени
этой ракеты было предложено использовать несколько
однотипных ракетных блоков, основу которых составля-
ет универсальный ракетный модуль, включающий в себя
топливные баки, сухие отсеки, маршевый двигатель с
обеспечивающей его работу пневмогидросистемой, ряд
электронных блоков. УРМ является законченной про-
дукцией при изготовлении ракеты.
Главной идеей перехода к модульной конструкции
было стремление к минимизации объемов наземной
отработки за счет сведения ее в основном к отработке
696
Глава 8
одного универсального ракетного модуля, имеющего
размерность PH легкого класса. Эта задача была вы-
полнена и дала существенный экономический эффект,
касающийся как объемов наземных стендовых изде-
лий, так и существующей стендовой базы для прове-
дения испытаний.
Помимо экономии средств на наземной отработке
модульная схема построения комплекса позволяет на
базе УРМ формировать PH разного класса. Это дало
возможность начать летную отработку всего ряда ра-
кет «Ангара» с пуска PH с первой ступенью из одного
УРМ, что существенно снизило риск аварии на стар-
те при первом пуске. Данная задача была решена при
трех пусках УРМ в составе PH КСЛВ-1 с полигона Наро
(Южная Корея). В результате реализована принципи-
ально новая идеология отработки средств выведения,
предусматривающая проведение летной отработки
параллельно с наземными испытаниями. Примене-
ние универсальных модулей на первой и второй сту-
пенях ракет в пакетной схеме позволяет использовать
универсальный стартовый комплекс для подготовки
и пуска ракет различного класса. Это существенным
образом снижает затраты на поддержание наземной
инфраструктуры и обеспечивает постоянную загрузку
как стартового, так и технического комплексов.
Важным преимуществом модульной схемы являет-
ся увеличение серийности изготовления ракетных мо-
дулей. При параллельной эксплуатации трех носителей
разного класса число изготавливаемых УРМ может
достигнуть 40-60, что приведет к существенному сни-
жению себестоимости и повы-
шению качества изготовления.
Использование большого коли-
чества универсальных модулей
уже на ранней стадии летной
эксплуатации позволит выявить
и ликвидировать все недостат-
ки конструкции и технологии,
приводящие к отказам, и тем
самым обеспечит максимально
быстрое подтверждение требу-
емого уровня надежности.
Фактически разработка мо-
дульной схемы PH на базе УРМ,
начатая в 1999 г., положила на-
чало созданию ракетных ком-
плексов, обеспечивающих воз-
можность постоянной загрузки
производственных мощностей и
наземной инфраструктуры, и по-
зволяет перейти к действительно
экономной структуре ракетной
отрасли. Сегодня подобные ряды
PH предлагают большинство раз-
работчиков средств выведения.
Ан гара-1
PH легкого класса
Как уже говорилось, использование УРМ по-
зволяет создавать на их основе PH различных клас-
сов. В составе ряда ракет, предложенного ГКНПЦ
им. М.В.Хруничева, - PH легкого класса с одним УРМ
в составе первой ступени «Ангара 1.1»и «Ангара 1.2»,
PH среднего класса «Ангара-АЗ» с двумя однотипны-
ми боковыми ракетными блоками и одним централь-
ным в качестве второй ступени (все на основе УРМ) и,
наконец, PH тяжелого класса «Ангара-А5», где первая
ступень состоит из четырех боковых блоков, располо-
женных вокруг одного центрального, используемого в
качестве второй ступени. Проектные проработки пока-
зывают, что предельной по количеству блоков может
быть PH, состоящая из семи УРМ. В состав УРМ вхо-
дит мощный жидкостной ракетный двигатель с тягой
на уровне земли 196 т, созданный в КБ «Энергомаш».
В качестве второй ступени ракеты «Ангара 1.2» и
в качестве третьей ступени ракет среднего и тяжело-
го классов применяется унифицированная ступень
с одинаковым для всех типов PH кислородно-керо-
синовым четырехкамерным двигателем общей тягой
30 т разработки КБ химавтоматики. В качестве раз-
гонных блоков, входящих в состав КГЧ ракет-носите-
лей среднего и тяжелого классов, на первом этапе их
эксплуатации применяется разгонный блок «Бриз-М»
(ракеты «Протон-М») с последующим переходом к
использованию на PH «Ангара-А5» кислородно-водо-
родного разгонного блока, а на ракете среднего класса
возможно применение разгонного блока «Фрегат СБ»
разработки НПО им. С.А.Лавочкина.
Ангара-5
PH тяжелого класса
Ангара-3
PH среднего класса
697
История развития отечественного ракетостроения
В составе второй ступени PH «Ангара 1.1» и косми-
ческой головной части PH «Ангара 1.2» используется
блок с многократным запуском маршевого двигателя и
конструкцией, аналогичной конструкции находящегося в
эксплуатации разгонного блока в составе конверсион-
ной ракеты ГКНПЦ им. М.В.Хруничева «Рокот». Разра-
ботку систем управления для всех типов семейства «Ан-
гара» выполняет НПЦ АП им. НАПилюгина, используя
передовые технические решения, реализованные на экс-
плуатируемых ракетах «Протон-М» и «Зенит».
Таким образом, большинство технических реше-
ний по ракетам-носителям ряда «Ангара» опирается
на имеющийся в отрасли задел и обеспечено произ-
водственными возможностями предприятий-изго-
товителей. В разработку проекта «Ангара» большой
вклад внесли руководители и специалисты Центра
им. М.В.Хруничева: АА.Медведев, Ю.О. Бахвалов,
В.К.Карраск, Г.Д.Дермичев, И.С.Радугин, С.А.Петро-
ковский, Е.И.Постоюк, Е.Г.Пашков, Г.Б. Клейменов,
Ю.А.Цуриков, О.Г.Федоров, В.Ю.Юрьев, О.Г.Слепов,
Е.В. Леонов, ЕАМузыченко и многие другие.
25 ноября 2005 г. генеральным директором ГКНПЦ
им. М.В.Хруничева был назначен В.Е.Нестеров. Было
проведено реформирование ФГУП «ГКНПЦ» пу-
тем присоединения к нему пяти предприятий:
ФГУП «ВМЗ», ФГУП «ПО «Полет», ФГУП «КБХМ
им. А.М.Исаева», ФГУП «МПКО Двина» (Указ Пре-
зидента № 127 от 03.02.2007 г.) и ФГУП «УКВЗ им.
С.М.Кирова» (Указ Президента № 772 от 11.06.2011 г.).
Кроме того, ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева» были
переданы в хозяйственное ведение 100 % пакета акций
ОАО КБХА (Указ Президента № 905 от 03.08.2009 г.).
При этом численность персонала Центра возросла с
17 до 43 тыс. рабочих и служащих. По данным жур-
нала «Форбс», в части объемов реализации Центр
Хруничева занимает первое место в отрасли с суще-
ственным отрывом от таких предприятий, как ФГУП
«ГКНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс», ОАО «РКК «Энергия
им. С.П.Королева», ФГУП «МИТ», ОАО «ИСС им. ака-
демика М.Ф. Решетнева», ОАО «ВПК «НПО машино-
строения».
В этот период было налажено устойчивое госу-
дарственное финансирование разработки семейства
PH «Ангара». Космический центр решил все финан-
совые вопросы с совместным предприятием ILS (за-
нималось маркетингом PH «Протон» и «Ангара» на
международном рынке). В июне 2008 г. ГКНПЦ купил
контрольный пакет акций ILS, практически вернув Рос-
сии право на осуществление коммерческой деятельно-
сти на этих ракетах. Совершив реорганизацию, Центр
им. М.В.Хруничева объединил усилия своих основных
смежников и перестал зависеть от возможной конъюн-
ктуры по поставкам. Это позволило Центру увеличить
объем производства почти в 5 раз по сравнению с
2005 г. В 2009 г. В.Е.Нестеров был назначен генераль-
ным конструктором средств выведения космических
аппаратов на орбиту и их межорбитальной транспор-
тировки.
В октябре 2012 г. состоялся конкурс на замещение
должности генерального директора Государственного
космического научно-производственного центра им.
М.В.Хруничева. По результатам конкурса 19 октября
2012 г. был подписан приказ Руководителя Федераль-
ного космического агентства о назначении с 22 октября
генеральным директором ГКНПЦ им. М.В.Хруничева
А.И.Селиверстова.
Требование осущест-
влять запуск PH «Ангара»
с территории Российской
Федерации предопреде-
лило задействование
космодрома Плесецк, а
в перспективе - нового
российского космодрома
Восточный. Осуществля-
ется проработка соот-
ветствующих технических
решений. Для запуска всех
типов ракет используется
универсальная стартовая
установка. Это важно, т.к.
эффективность модуль-
ной конструкции может
быть получена только
при эксплуатации едино-
го стартового комплекса,
поскольку затраты на соз-
дание нового старта со-
измеримы с затратами на
создание новой PH.
Следует отметить но-
вое для отечественной
техники решение по увязке
PH «Ангара» со стартовым
А.А.Медведев
(род. в 1952 г). С 2001
по 2005 г. - генеральный
директор ГКНПЦ им
М.В.Хруничева. Лауреат
премии Правительства РФ
Ю.О.Бахвалов
Ю.А.Цуриков.
Начальник отдела, ученый
секретарь НТС ГКНПЦ
им. М.В.Хруничева.
Д.т.н., профессор.
В.Е.Нестеров
(род. в 1949г). В2005-
2012 гг. - генеральный
директор ГКНПЦ
им. М.В.Хруничева.
698
Глава 8
комплексом: применена стационарная кабель-запра-
вочная башня стартового сооружения, расположенная
вблизи корпуса ракеты. Связи ракеты со стартовым
комплексом разрываются уже после начала подъема
ракеты. Такое решение позволило сохранить все связи
PH с наземным комплексом на случай отмены пуска
при обнаружении неполадок даже на начальном этапе
запуска маршевых двигателей, что крайне важно для
повторной подготовки ракеты к пуску. Энергетические
характеристики всех предложенных классов PH семей-
ства «Ангара» отвечают перспективным характеристи-
кам наиболее востребованных космических аппаратов.
Несмотря на более высокоширотное расположе-
ние космодрома Плесецк относительно космодрома
Байконур, что при выведении КА на геопереходные и
геостационарные орбиты требует больших энергети-
ческих затрат, характеристики PH «Ангара-А5» будут
сохранены на уровне достигнутых на PH «Протон-М».
«Ангара-АЗ» по своим характеристикам превосходит
существующий носитель «Зенит». Ракеты «Ангара»
легкого класса будут способны заменить эксплуати-
руемые ныне комплексы на токсичных компонентах
(«Космос», «Циклон», «Рокот»), производство ко-
торых прекращено. В 2013 г. наземная отработка PH
«Ангара» успешно завершена и первое летное изделие
отправлено на космодром «Плесецк».
Анализ тенденций развития зарубежных PH тяжело-
го класса показывает, что их модернизационный потен-
циал направлен на увеличение массы ПН, выводимой
на высокоэнергетические орбиты, что обусловлено в
первую очередь требованием динамично развивающе-
гося рынка телекоммуникационных КА. В связи с этим
встала задача разработать носитель тяжелого класса
повышенной грузоподъемности и обеспечить его экс-
плуатацию на космодромах Плесецк и Восточный. По-
этому в ГКНПЦ им. М.В.Хруничева были разработаны
предложения по дополнению существующего семейства
унифицированных PH «Ангара» двухступенчатой PH
тяжелого класса повышенной грузоподъемности -
35-тонным носителем «Ангара-А7.2», макет которого
был впервые представлен в рамках экспозиции ГКНПЦ
им. М.В.Хруничева на выставке МАКС-2009.
PH «Ангара А7.2» относится к тяжелым носителям
и может использоваться для запуска тяжелых крупного-
PH «Ангара» в сборочном цехе
699
История развития отечественного ракетостроения
PH «Ангара»
баритных спутников на геосинхронные орбиты, а также
космических аппаратов на отлетные траектории со-
вместно с разгонными блоками. Для этого на PH «Ан-
гара А7.2» устанавливается ГО диаметром 6,5 м. Масса
полезной нагрузки PH «Ангара А7.2» при старте с кос-
модрома Восточный может достигать 35 т, обеспечивая
конкурентоспособность с перспективными тяжелыми
ракетами-носителями «Дельта-4Н», «Ариан-5ЕСВ»,
«Атлас 5». Основным преимуществом использования
PH «Ангара А7.2» является применение освоенной
производственной базы и универсального наземного
комплекса на всем жизненном цикле создания сверх-
тяжелой ракеты. Существует возможность проводить
запуски регулярно без дополнительных затрат.
Рост энергетических возможностей создаваемого
КРК «Ангара» и обеспечение его конкурентоспособности
напрямую связаны с использованием разгонных блоков
на криогенных компонентах. Применение на РБ кисло-
родно-водородных двигателей с высокими удельными
характеристиками даст возможность свести к минимуму
энергетические потери, обусловленные переводом места
запуска PH со среднеширотного космодрома Байконур на
высокоширотный российский космодром Плесецк.
В 1986 г. началась разработка кислородно-во-
дородного разгонного блока для применения на
PH «Протон-К». С 2000 г. рассматривалось его приме-
нение на PH «Ангара А5», и КВРБ введен в состав ком-
плекса «Ангара». В 2007 г. ГКНПЦ им. М.В.Хруничева
выиграл конкурс, проводимый Роскосмосом, на соз-
дание кислородно-водородного РБ тяжелого класса
для КРК «Ангара». При выпуске эскизного проекта
КВТК состав и компоновка РБ были существенно пере-
работаны с учетом внедрения передовых технологий
и опыта использования в КРК «Ангара». В частности,
был применен двигатель РД-0146, разработанный
Конструкторским бюро химавтоматики.
Разгонный блок КВТК предназначен для использова-
ния в составе PH «Ангара А5» и имеет заправку 20 т. Учи-
тывая, что ряд комплекса «Ангара» включает PH средне-
го класса, разработаны предложения по модификации
КВТК в кислородно-водородном РБ среднего класса
с заправкой 11 т. Модификация заключается в уменьше-
нии длин баков окислителя и горючего с сохранением
всех систем РБ без изменения. Использование КВТК
и КВСК на PH «Ангара А5» и «Ангара АЗ» позволит за-
пускать на ГСО КА массой 4,6 и 2,0 т соответственно.
С учетом возможности создания PH «Ангара А7»
предусматривается модификация кислородно-водо-
родного РБ тяжелого класса для PH «Ангара А7.2»
(КВТК-А7) с увеличенной заправкой до 27 т (при этом на
ГСО могут быть запущены КА массой 7,6 т). Такая моди-
фикация обеспечивается увеличением диаметра баков
до 5,5 м при сохранении всех систем. Таким образом,
образуется унифицированный ряд РБ для использова-
ния с различными вариантами PH комплекса «Ангара».
Ввод в строй ряда кислородно-водородных разгон-
ных блоков позволяет значительно расширить возмож-
ности и повысить конкурентоспособность комплекса
«Ангара». Появляются новые возможности дальнейшей
модернизации комплекса, причем существует возмож-
ность предоставления пусковых услуг с двух космодро-
мов, обеспечивается их максимальная эффективность
и выполняется задача независимого эффективного до-
ступа в космос.
Развитие КРК «Ангара»
гий станет материально-
технической базой для
успешной реализации но-
вого этапа освоения кос-
мического пространства,
позволит ФГУП «ГКНПЦ
им. М.В.Хруничева» удер-
жать лидирующие позиции
в российской космонав-
тике и обеспечит конку-
рентоспособность отече-
ственных средств выведе-
ния в долгосрочной пер-
спективе на международ-
ной арене
и водородных техноло-
А.И.Селиверстов
(род. в 1960 г.). С 2012 г.-
генеральный директор
ГКНПЦ им. М.В.Хруничева.
700
Глава 8
^1.Тайкуно£, АС.Осад'тгнка,
'Б.'К.Жаииьшш, M.ft.Ka^aJCoi
ВКЛАД ЦНИИмаш
В РАЗВИТИЕ СТРАТЕГИЧЕСКИХ ВООРУЖЕНИЙ
И КОСМИЧЕСКИХ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ
В1992-2012 гг.
1990-е гг. были тяжелейшим периодом для от-
расли. В это сложнейшее для ракетно-космических
предприятий время существенно сократился общий
объем космической деятельности нашей страны. Было
ликвидировано союзное Министерство общего маши-
ностроения. Стали закрываться основные космические
программы. За десять лет (1990-2000 гг.) финанси-
рование космической деятельности значительно сни-
зилось, по многим направлениям в 15-20 раз. Были
прекращены работы по программе «Энергия-Буран»,
несмотря на положительные результаты первых двух
пусков PH «Энергия» и успешный полет многоразо-
вого корабля «Буран». Практически не финансирова-
лись работы по модернизации PH «Союз» и «Протон»,
а также по разработке КРК «Ангара» на космодроме
Плесецк. Космодром Байконур оказался на террито-
рии другого государства (Казахстан), поддержание его
объектов по существу не проводилось.
В этот сложный период ЦНИИмаш возглавил гене-
ральный конструктор КБ «Южное» В.Ф.Уткин.
Начавшиеся в 1990-1991 гг. перестроечные про-
цессы в экономике страны и резкое сокращение го-
сударственного финансирования больно ударили по
ЦНИИмаш. Начался опок кадров и прогрессирую-
щее сокращение численности сотрудников института.
За 1990-1999 гг. количество сотрудников сократилось
в 2,1 раза. Не хватало средств на эксплуатацию и даже
просто на содержание производственных корпусов и
уникальных экспериментальных установок.
Главной задачей В.Ф.Уткина стали сохранение
ЦНИИмаш как головного института ракетно-косми-
ческой промышленности. Действенную помощь ему
в детальном знакомстве с ЦНИИмаш оказывали бывший
директор ЮАМозжорин, который остался работать
в институте в качестве главного научного сотрудника, а
также первый заместитель директора В.М.Суриков.
Повышенное внимание уделил Владимир Федо-
рович уникальной экспериментальной базе института,
неоднократно подчеркивая из своего опыта ее опре-
деляющее значение для наземной отработки вновь
разрабатываемых РКС. Наступивший экономический
кризис обусловил резкое сокращение научной и прак-
тической деятельности военно-промышленного госу-
дарственного сектора и, следовательно, самым суще-
ственным образом отрицательно сказался на научной
деятельности ЦНИИмаш, особенно на проведении экс-
периментальных исследований. В связи с этим инсти-
тут начал искать возможности использования своего
научного потенциала и уникального эксперименталь-
ного оборудования в направлении конверсии.
В частности, институт занимал активную позицию
в создании конверсионных ракет-носителей на базе
снимаемых с боевого дежурства МБР и БРПЛ. В этот
период КБ отрасли были разработаны и проводились
пуски PH «Днепр», «Рокот», «Стрела», «Старт-1»,
«Штиль», «Волна». В.Ф.Уткин был одним из иници-
аторов создания компании МКК «Космотрас», объ-
единившей предприятия России и Украины для созда-
ния PH «Днепр» на базе МБР РС-20, разработанной
КБ «Южное». ЦНИИмаш стал одним из акционеров
компании, а В.Ф.Уткин был научным руководителем
программы «Днепр». Первый пуск PH «Днепр» был
осуществлен в 1998 г., а к 2012 г. было проведено
17 успешных пусков и выведено на орбиту 65 косми-
ческих аппаратов различных стран.
Институт сыграл немаловажную роль в процессе
создания в 1992 г. Российского космического агентства
и возглавил первую четверку научно-исследователь-
ских организаций, вошедших в его состав. ЦНИИмаш
принял активное участие в разработке целого ряда
основополагающих документов, регламентирующих
В.Ф.Уткин (1923-2000 г.). Дваж-
ды Герой Социалистического
Труда. С 1990 г. - директор
ЦНИИ машиностроения (ФГУП
«ЦНИИмаш»), Д.т.н. Академик
АН СССР, АН УССР. Лауреат
Ленинской и Государственной
премий.
Директора ЦНИИмаш ЮАМозжорин (слева) и В.Ф.Уткин
со своим первым заместителем В.М.Суриковым. 1992 г.
701
История развития отечественного ракетостроения
космическую деятельность, таких как «Концепция
космической деятельности Российской Федерации»,
«Основные направления космической деятельности
Российской Федерации», «Государственная космиче-
ская программа России на 1993-2000 гг.». Особенно
важное значение имело принятие Государственной Ду-
мой Российской Федерации Закона «О космической
деятельности», проект которого был разработан при
непосредственном участии
НААнфимов
(род. в 1935 г). С 2002г-
генеральный директор ФГУП
«ЦНИИмаш». Академик РАН.
Лауреат Государственных
премий СССР и РФ.
ГГРайкунов
(род. в 1952 г). В 2008-
2013 г - генеральный
директор ФГУП
«ЦНИИмаш». Д.т.н.,
профессор. Лауреат премии
Правительства РФ.
ЦНИИмаш (Э.Г.Семененко,
А.И.Рудев).
23 февраля 2000 г. ди-
ректором ЦНИИмаш был
назначен НААнфимов.
Являясь активным
участником международ-
ных космических проектов,
НААнфимов с 1995 по
2003 г. руководил совмест-
ными работами с Европей-
ским космическим агент-
ством, связанными с про-
работкой перспективных
концепций многоразовых
транспортных космических
систем, а также отдельны-
ми технологическими ис-
следованиями. Под его ру-
ководством был разрабо-
тан проект Федеральной
целевой программы «Обе-
спечение экологической
безопасности ракетно-кос-
мической деятельности»
(программа «Экос-РФ»),
проводились исследования
по адаптации PH «Союз-
2» к условиям Гвианского
космического центра в ча-
сти газодинамики старта и
другие работы по разви-
тию космических средств
выведения. НААнфимов
стал научным руководите-
лем конверсионной про-
граммы «Днепр».
С 2008 по 2013 г. ге-
неральным директором
ЦНИИмаш был Г.Г. Райку-
нов. Большое внимание
он уделял вопросам со-
вершенствования отече-
ственной системы средств
выведения. Работая ге-
неральным директором
и главным конструктором ФГУП НПО ИТ (2001—
2008 гг.), он смог решить проблему повышения на-
дежности телеметрических систем, в частности, прин-
ципиально повысить надежность информационного
обеспечения нового российского РКК «Протон-М».
Успешная работа вышеуказанных информационных
телеметрических систем в течение 2002-2006 гг. при
натурных испытаниях РКК «Протон-М» дала возмож-
ность проконтролировать и отработать основные эле-
менты конструкции изделия и аппаратуры управления,
что облегчило и сократило этап летных испытаний
РКК, позволивших получить эффективные результа-
ты при минимальных затратах. Практически сразу по-
сле назначения генеральным директором ЦНИИмаш
ГГРайкунов стал инициатором и руководил разработ-
кой системного проекта вновь создаваемого космо-
дрома Восточный.
В начале XX века ЦНИИмаш стал основным анали-
тическим центром Федерального космического агент-
ства в части общесистемных исследований проблем
развития космической деятельности России. Институт
осуществляет головную роль в научно-техническом
обеспечении формирования Роскосмосом государ-
ственной научно-технической политики в области соз-
дания ракетно-космических комплексов, а также при
решении вопросов долгосрочного прогнозирования и
программно-целевого планирования развития и опре-
деления технического облика перспективной РКТ.
В структуре института основным исполнителем ра-
бот в данном направлении является Центр системного
проектирования, который осуществляет свою деятель-
ность под руководством Управления стратегического
планирования и целевых программ Роскосмоса, а так-
же тематических управлений Агентства. С 2009 г. ЦСП
руководит А.В.Головко.
Большое внимание ЦНИИмаш уделяет проведе-
нию исследований по разработке опережающего на-
учно-технического задела по ключевым технологиям
создания перспективной РКТ, в т.ч. космических ра-
кет-носителей. Уникальная экспериментальная база и
значительный научно-технический потенциал позволя-
ют проводить системную наземную отработку всех во-
просов аэрогазодинамики, аэрофизики, теплообмена
и теплозащиты, нагрузок и прочности, необходимых
при создании образцов аэрокосмической и ракетной
техники, на всех этапах их функционирования. Полу-
ченные при этом результаты могут быть использованы
при выполнении практически всех ОКР, связанных с
разработкой PH и БР.
ЦНИИмаш осуществляет головную роль в отрасли по
организации работы с целью обеспечения качества и на-
дежности изделий РКТ, по вопросам стандартизации и
сертификации. Институтом разработана и внедрена от-
раслевая система управления качеством, надежностью
и безопасностью РКТ, включая Положения о порядке
702
Глава 8
создания, производства и эксплуатации (применения)
ракетных и космических комплексов (Положения РК-
98-КТ и РК-11-КТ), а также систему независимых на-
учно-технических экспертиз проектной документации,
программ обеспечения надежности и безопасности,
комплексных программ экспериментальной отработ-
ки и программ ЛИ. Конечным результатом экспертиз
являются заключения ЦНИИмаш о допуске ракетных и
космических комплексов к очередным пускам в рамках
выполнения ФКП России, программ международного
сотрудничества и коммерческих программ.
Системные и проектно-поисковые
исследования
космических средств выведения
После создания в 1987 г. отделения космических
систем (начальник отделения - В.В.Вахниченко, заме-
стители начальника - С.Г.Миронов и В.И.Бондаренко),
с начала 1990-х гг., в ЦНИИмаш получили дальнейшее
развитие системные и проектно-поисковые исследова-
ния космических средств выведения.
К основным результатам исследований этого на-
учного коллектива, полученным в период до 2000 г.,
относятся:
-	разработка предложений в проект первой ФКП
России на период до 2000 г. в части средств выведения
КА и наземных объектов космической инфраструкту-
ры (В.В.Вахниченко, С.В.Чекалин и др.);
-	разработка и реализация предложений по ис-
пользованию разгонного блока «Д», созданного
по программе «Н1-ЛЗ», в составе PH «Протон» и
«Зенит» для запуска КА на ГСО (В.В.Вахниченко,
Л.П.Васильев);
-	развертывание исследований по НИР «Орел»,
направленной на комплексное обоснование концепций
создания перспективной многоразовой космической
транспортной системы на базе новых технологий,
обеспечивающих достижение высоких показателей
ее эксплуатационной эффективности (НААнфимов,
С.Ф.Костромин, А.М.Ромашкин);
-	разработка предложений по долгосрочной арен-
де космодрома Байконур в обеспечение выполнения
ФКП, которые были положены в основу соглаше-
ния между Российской Федерацией и Казахстаном
(А.С.Фролов);
-	разработка концепции создания российского но-
сителя тяжелого класса, нового поколения типа «Анга-
ра» (С.В.Чекалин);
-	разработка межотраслевой комплексной про-
граммы по обеспечению экологической безопасности
при создании и эксплуатации РКТ (Я.Т.Шатров).
В 2008 г. на базе отделения космических систем
создан комплекс системных и проектно-поисковых
исследований средств выведения и космодромов. До
2010 г. комплекс возглавлял В.В.Вахниченко, в 2010—
2011 гг. - А.Г.Гончар. С 2011 г. начальником комплекса
является И.И.Кузнецов, заместителями начальника -
А.С.Осадченко, А.М.Ромашкин и В.Ю.Клюшников.
В.В.Вахниченко
В.И.Бондаренко
С.В. Чекалин	С. Ф.Костромин
А.М.Ромашкин
И.И.Кузнецов
703
История развития отечественного ракетостроения
Комплекс объединяет подразделения по средствам
выведения, космодромам, системам управления, эко-
логической безопасности, энергетическим системам
и прикладной плазмодинамики. Научный коллектив
комплекса обеспечивает головную роль ЦНИИмаш
в части развития средств выведения и космодромов,
выполняя системные и проектно-поисковые исследо-
вания по обоснованию стратегии и определению ос-
новных направлений развития, технического облика,
созданию научно-технического задела по ключевым
технологиям перспективных средств выведения и на-
земной космической инфраструктуры.
СИСТЕМНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПЕРСПЕКТИВ РАЗВИТИЯ
СИСТЕМЫ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ ПОЛЕЗНЫХ ГРУЗОВ В КОСМОС
ОСНОВНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Создание новых
видов средств
транспортировки
в космосе
й
Воздушный старт
PH
“Рокот”
Задача
Обоснование технического облика
РКК для выведения пилотируемых
кораблей нового поколения и
автоматических КА с космодрома
“Восточный”
PH
“Старт-1”
(с 1993 г.)
PH “Ангара-5”
(ПН«24 т)
Разработка экологически
чистой самой мощной
ракеты-ноемтили Семейства
“Ангара*
Протон М
(ПН=22 т)
многоразовое™ и
сеазимутальности СС
Формирование
экологически чистой,
современной и
независимой ССВ
“Союз-2
(ПН=8,2 т)
В.Ю.Клюшников
Космодромы
Вариант в
орбиту малых
Космодром Космодром
Плесецк Восточный
Конверсионные ракеты-нос»
Полигон
Капустин Яр
МЖМухамеджанов
И.В.Агапов
PH
Днепр”
(с 1994 г.) (с 1999 г.)
ААСаморуков
704
Глава 8
К наиболее важным работам, выполненным этим
коллективом за последние десять лет, относятся сле-
дующие:
-	разработка при головной роли ЦНИИмаш проек-
тов ФКП России на 2001-2005 гг., на 2006-2015 гг. и
на 2011-2020 гг. в части средств выведения и назем-
ной космической инфраструктуры;
-	разработка и поддержание в актуальном со-
стоянии электронного банка данных по характери-
стикам российских и зарубежных средств выведения
(М.Ж.Мухамеджанов) и космодромов (АМРомашкин),
трассам пусков, районам падения отделяющихся частей
PH и притрассовым территориям (И.В.Агапов);
-	обоснование необходимости создания и места
расположения нового российского космодрома и
разработка системного проекта по космодрому Вос-
точный (ГГРайкунов, А.В.Головко, В.В.Вахниченко,
АМРомашкин, А.С.Осадченко, И.Ф.Левченко, и др.);
-	разработка предложений по долгосрочной
стратегии развития российской системы средств вы-
ведения, основным направлениям ее развития и
этапности создания (В.В.Вахниченко, А.С.Осадченко,
М.Ж.Мухамеджанов, А.М. Ромашкин);
-	обоснование проектного облика многоразовых
ракет-носителей (С.Ф.Костромин, АМРомашкин);
-	разработка проектов технических заданий на
модернизируемые и вновь разрабатываемые ракет-
но-космические комплексы и их составные части
(М.Ж. Мухамеджанов и др.);
-	экспертиза проектных материалов по модерниза-
ции PH «Союз-2», «Протон-М», «Космос-ЗМ», кон-
версионных PH «Днепр», «Рокот», «Стрела», вновь
разрабатываемых PH семейства «Ангара», «Русь-М»,
«Байтерек» идр. (М.Ж.Мухамеджанов, А.С.Осадченко,
ААСаморуков, И.В.Агапов), а также по вариантам PH
нового поколения с многоразовой первой ступенью
и авиационного базирования МРКС-1, «Байкал»,
«Россиянка», «Воздушный старт», «Ишим», «Скиф»,
МАКС и др. (С.Ф.Костромин, А.М.Ромашкин и др.);
-	экспертиза проектных материалов по разгонным
блокам «Фрегат», «Фрегат-СБ», «Бриз-М», КВТК, КВСК,
ЭРТМ, «Волга» и др. (М.Ж.Мухамеджанов, В.Н.Бугаков);
-	разработка предложений по долгосрочной страте-
гии поддержания работоспособности, модернизации и
вводу в эксплуатацию объектов космодромов (И.Ф.Лев-
ченко, АМРомашкин, Г.И.Филиппов, Л.И.Казаринова);
-	разработка проектов технических заданий и
экспертиза проектных материалов по космическим
ракетным комплексам, объектам и средствам на-
земной инфраструктуры для космодрома Восточ-
ный (И.И.Кузнецов, А.С.Осадченко, В.Ю. Клюшни-
ков, М.Ж.Мухамеджанов, АМРомашкин, Я.Т.Шатров,
А.А. Саморуков и др.);
-	разработка комплекса методик оптимизации ме-
жорбитальных операций различных типов (С.С. Климов);
-	разработка программы российско-французского
сотрудничества «Урал» по созданию перспективных
средств выведения (А.М.Ромашкин);
-	разработка предложений по реализации косми-
ческих программ в условиях жестких ограничений по
линии ООН на использование озоноразрушающих ве-
ществ при изготовлении, испытаниях и эксплуатации
средств выведения (Я.Т.Шатров);
-	разработка предложений по расширению воз-
можностей и повышению эффективности применения
конверсионных PH «Днепр», «Рокот», «Старт-1»,
«Стрела», «Штиль» (А.С.Осадченко, ААСаморуков).
Работы по конверсионному направлению получили
высокую оценку. В 2005 г. А.С.Осадченко за участие
в реализации конверсионной программы «Днепр»
в составе творческого коллектива, выдвинутого
МКК «Космотрас», был удостоен премии Правитель-
ства РФ в области науки и техники.
В результате проведенных ЦНИИмаш совместно
с ведущими КБ и НИИ отрасли системных и проек-
тно-поисковых работ в 2012 г. был разработан проект
Концепции развития и использования средств выведе-
ния КА на период до 2030 г. (А.В.Головко, И.И. Кузне-
цов, АС.Осадченко, М.Ж.Мухамеджанов, А.Н.Юркин
и др.). Проект Концепции был одобрен Роскосмо-
сом, основные положения Концепции были включены
в «Основы политики Российской Федерации в обла-
сти космической деятельности на период до 2030 года
и дальнейшую перспективу».
Концепция развития и использования средств вы-
ведения предусматривает:
Достижение целей развития средств выведения
1.	Создание отечественной системы космических
средств выведения, обеспечивающей гарантированный
и независимый доступ России в космос.
2.	Выполнение программ запусков автоматических и
пилотируемых КА в соответствии с потребностями стра-
ны и программами международного сотрудничества.
3.	Повышение конкурентоспособности отечествен-
ных средств выведения и закрепления позиций на ми-
ровом рынке пусковых услуг.
Решение основных задач развития средств выведения
1.	Выполнение в требуемом объеме и с надлежа-
щим качеством планов запусков космических аппа-
ратов в рамках Федеральных космических программ
России, программ международного сотрудничества и
коммерческих программ. Обеспечение возможности
запусков всей номенклатуры КА социально-экономи-
ческого и научного назначения, в т.ч. в обеспечение
пилотируемых и оборонных программ, с территории
Российской Федерации.
2.	Завершение модернизации комплексов с PH
типа «Союз», создание КРК «Ангара» на космодроме
Плесецк, разработка высокоэффективных разгонных
блоков.
705
История развития отечественного ракетостроения
3.	В обеспечение выполнения Указа Президента
Российской Федерации от 6 ноября 2007 г. «О космо-
дроме Восточный» создание на космодроме космиче-
ского ракетного комплекса с PH «Союз-2» среднего
и легкого классов с готовностью к запуску в 2015 г.
автоматических КА (первая очередь) и КРК тяжелого
класса с готовностью к 2018 г. запусков КА на высокоэ-
нергетические орбиты и в обеспечение перспективных
пилотируемых программ.
4.	Создание к 2030 г. PH сверхтяжелого класса
(масса полезного груза на низкую околоземную орби-
ту не менее 70 т) с целью осуществления полетов пи-
лотируемого космического корабля нового поколения
к Луне, в точки Лагранжа L1 и L2, а также выведения
тяжелых автоматических КА к астероидам и другим не-
бесным телам.
5.	Разработка космических буксиров на основе
электроракетных и ядерных ДУ в обеспечение эффек-
тивной реализации после 2030 г. программ снабже-
ния долговременной базы на Луне и осуществления в
перспективе пилотируемых полетов на Марс в рамках
международной кооперации.
6.	Формирование научно-технического и техно-
логического заделов для создания PH сверхтяжелого
класса грузоподъемностью 130-180 т с целью выве-
дения модулей в обеспечение создания и эксплуатации
долговременной базы на Луне и реализации пилоти-
руемых полетов на Марс в рамках международной
кооперации.
7.	Снижение воздействия средств выведения на
окружающую среду, в т.ч. за счет сокращения количе-
ства и размеров районов падения отделяющихся частей
PH, отказа от применения токсичных компонентов то-
плива. Предотвращение взрывов и неконтролируемых
сходов с орбит отработавших последних ступеней PH
и РБ, исключение засорения околоземного космиче-
ского пространства и опасности причинения ущерба на
поверхности Земли.
8.	Разработка высоконадежных и экономичных
двигателей для верхних маршевых ступеней PH тяже-
лого класса и их разгонных блоков, создание мощ-
ных двигателей, в т.ч. открытой схемы, для нижних
ступеней PH нового поколения, обладающих высокой
надежностью и безопасностью (безаварийностью) и
низкой стоимостью изготовления, разработка двига-
телей для нижних ступеней PH сверхтяжелого класса,
разработка ключевых технологий для многоразовых
средств выведения, в т.ч. для многоразовых блоков
первых ступеней PH и для космических буксиров на
основе электроракетных и ядерных ДУ.
9.	Создание и внедрение на PH новых конструкци-
онных композиционных материалов и металлических
сплавов, разработка PH легкого класса нового по-
коления для отработки новых ракетных технологий с
целью снижения стоимости изготовления и запуска PH
с малыми КА и замены российских PH легкого класса,
созданных на основе МБР.
10.	Создание отказоустойчивых многофункцио-
нальных систем управления, основанных на приме-
нении распределенных структур с использованием
бесплатформенных навигационных систем, высоко-
производительных отказоустойчивых бортовых вычис-
лительных комплексов и ителлектуализированного
программного обеспечения.
Этапность реализаций
приоритетных направлений развития
средств выведения
до 2015 г. - завершение модернизации существу-
ющих средств выведения, создание КРК с экологиче-
ски чистыми PH «Ангара» легкого и тяжелого классов
на космодроме Плесецк; обеспечение готовности к
запускам автоматических КА с космодрома Восточный
ракетами-носителями типа «Союз-2»;
до 2020 г. - обеспечение эксплуатации на космо-
дроме Восточный космических ракетных комплексов,
среднего («Союз-2» этапов 1а и 16) и легкого («Союз-
2» этапа 1в) классов для выведения автоматических
КА; разработка КРК тяжелого класса для выведения пи-
лотируемых кораблей нового поколения, орбитальных
модулей и автоматических КА в интересах социально-
экономической сферы, науки, безопасности страны и
реализации перспективных пилотируемых программ;
проведение разработок по перспективным КРК, раз-
работка КВРБ для существующих и перспективных PH;
внедрение прогрессивных технологий по маршевым
двигателям, системам управления, конструкционным
материалам для обеспечения более высоких показа-
телей безопасности и технико-экономической эффек-
тивности, в т.ч. в обеспечение в последующие периоды
лунных экспедиций;
до 2030 г. - создание КРК с PH сверхтяжелого
класса с грузоподъемностью более 70 т с целью осу-
ществления запусков космических средств нового по-
коления на высокие околоземные орбиты, а также к
Луне, Марсу, Юпитеру и другим объектам Солнечной
системы; разработка многоразовых космических бук-
сиров на основе электроракетных ДУ в обеспечение
реализации программ снабжения долговременной
базы на Луне. При реализации в этот период систе-
мы обслуживания космических аппаратов на орбите
потребуется система средств выведения, включающая
многоразовые PH и межорбитальные буксиры как
ключевые элементы транспортно-технического обслу-
живания в космосе;
после 2030 г. - завершение создания и начало
эксплуатации космического ракетного комплекса PH
с многоразовой первой ступенью; разработка научно-
706
Глава 8
технического задела в обеспечение создания средств
выведения для осуществления пилотируемого полета
на Марс (PH грузоподъемностью до 130-180 т, меж-
планетные буксиры с мощными энергодвигательными
установками и др.).
Системные
и проектно-поисковые исследования
по системам управления ракет-носителей
Существенное расширение фронта работ в части
СУ обозначилось с конца 1990-х гг. в связи с модер-
низацией эксплуатируемых и разработкой новых PH
для выведения КА различного назначения, в т.ч. с ис-
пользованием современных технологий получения и
обработки информации в системах управления. От-
делом систем управления ракет и ракет-носителей
основное внимание уделялось исследованию научно-
технических проблем и разработке предложений по
рациональным путям создания нового поколения СУ
для средств выведения в обеспечение решения при-
оритетных задач по повышению целевой эффективно-
сти и конкурентоспособности СВ. Работы проводились
в обеспечение решения широкого спектра возлагаемых
на СУ СВ функциональных задач, в т.ч.:
-	по повышению безопасности пусков СВ средства-
ми СУ и обеспечению реализации возможностей СУ по
парированию нештатных ситуаций с учетом минимиза-
ции возможных рисков и ущерба;
-	по уменьшению районов падения отделяющихся
частей PH средствами СУ на основе использования
систем высокоточного приведения 04 PH в заданные
районы отчуждения;
-	по расширению транспортных возможностей
СВ путем обеспечения рационального использования
энергетического потенциала СВ на основе терминаль-
ных методов управления;
-	по обеспечению инвариантности PH к услови-
ям пуска с использованием перспективных методов
управления, обеспечивающих адаптацию к действую-
щим в процессе полета ветровым и другим возмуще-
ниям;
-	по максимально возможному уменьшению мас-
сы и энергопотребления бортовой аппаратуры СУ и
обеспечению возрастающих требований по точности
выведения полезной нагрузки на целевые орбиты и др.
Результаты исследований в виде требований к СУ
отражены, в частности, в ИЗ на разработку перспек-
тивных СВ, в т.ч. семейства PH «Ангара», PH среднего
класса повышенной грузоподъемности для космодро-
ма «Восточный», перспективного кислородно-водо-
родного разгонного блока, универсального транспорт-
ного модуля на основе солнечной электроракетной
двигательной установки для PH среднего и тяжелого
классов, а также были использованы при экспертизе
различных проектно-технических материалов.
Большое внимание уделялось разработке новых
моделей сложных цифровых многоконтурных много-
тактных систем стабилизации PH; новых методов,
вычислительных процедур, программ и программно-
моделирующих комплексов для анализа устойчивости
движения и управляемости разрабатываемых, модер-
низируемых и перспективных PH, в т.ч. в предельных
режимах; предложений по повышению запасов устой-
чивости движения и управляемости PH «Союз-2»,
«Протон М» и «Ангара» с учетом колебаний топлива в
баках, упругих колебаний корпуса, динамики подвески
двигателя, случайных разбросов характеристик PH и
действующих возмущений и др.
Активное творческое участие в этих работах прини-
мали Б.Н.Анохин.В.И.Голубев.В.Г.Динеев, Ю.В.Жердев,
А.Н.Зборошенко, А.И.Игнатов, М.И.Ковригин, Э.А. Ко-
лозезный, О.Д.Муравлев, А.Н.Наумов, И.В.Теплова,
В.Н. Чихарев и др.
В1990 г. в отделе командных приборов (начальник
отдела - В.Н.Дрофа) были развернуты исследования
по малогабаритному бесплатформенному инерци-
альному блоку. Были изготовлены два макетных об-
разца этого блока на основе гидродинамических
гироскопов разработки НПО электромеханики (г. Ми-
асс) и на основе волоконно-оптических гироскопов
разработки ПО «Корпус» (г. Саратов). Проведенные
в 1990-1992 гг. исследования позволили сделать вы-
вод о возможности создания к 1994 г. миниатюрной
бесплатформенной навигационной системы массой
300-400 г.
В 1993 г. впервые в отечественной практике были
начаты исследования по принципиально новому гиро-
скопическому чувствительному элементу - микроме-
ханическому вибрационному гироскопу-акселероме-
тру. При этом для реализации была выбрана рамочная
схема прибора из бериллиевой бронзы. Проведенные
испытания макетных образцов прибора подтвердили
правильность выбранных схемно-конструкторских ре-
шений.
В дальнейшем были разработаны конструкция и
технологический процесс изготовления микромеха-
нического вибрационного гироскопа-акселерометра
ГАМ-1 ОПЕОБ консольной схемы с электростатическим
датчиком момента и емкостным датчиком угла. Из-
готовление ГАМ-1 ОПЕОБ обеспечивалось примене-
нием пленочной технологии напыления инерционной
массы из никеля на сапфировую подложку. Размеры
инерционной массы составили 0,29 х 0,29 х 0,05 мм3.
Бесплатформенный инерциальный блок ДАРК34-05,
выполненный на основе трех бескорпусных элементов
ГАМ-1 ОПЕОБ и микроконтроллера, имел массу (вме-
сте с разъемом) 40 г и энергопотребление 140 мВт.
Основные технические решения по микромехани-
707
История развития отечественного ракетостроения
ческому вибрационному гироскопу-акселерометру
и бесплатформенному инерциальному блоку были за-
щищены пятью патентами РФ - № 2058534,2064682,
2162203,2162229,2162230 (авторы - В.М.Ачильдиев,
В.Н.Дрофа, В.М.Рублев и др.).
В феврале 1996 г. решением секции № 7 НТС РКА
был одобрен предложенный ЦНИИмаш во взаимо-
действии с отделом бортовых приборов перечень ра-
бот по ОКР «Гироскоп», обеспечивающий в области
гироскопических и оптико-электронных приборов,
инерционных исполнительных органов и ключевых
элементов бортовой энергетики решение соответству-
ющих задач ФКП. Программы работ по этим прибо-
рам в рамках ОКР «Гироскоп» также были разрабо-
таны ЦНИИмаш применительно к ФКП 2001-2005 гг.
и ФКП 2006-2015 гг. При этом ЦНИИмаш проводилось
согласование технических заданий всем исполнителям
ОКР «Гироскоп» с дальнейшим анализом полученных
результатов.
Ю.В.Жердев
А.Н.Зборошенко
В.И.Голубев
В.Н.Чихарев
В период с 1979 по 1985 гг. в отделе информаци-
онно-вычислительных систем и моделирования раз-
работаны принципы построения СУ на основе БЦВМ
с избыточной структурой. Был предложен новый спо-
соб конструктивного исполнения БЦВМ на основе
сверхплотной (дайсовой) компоновки для обеспечения
ремонтопригодности бортовой вычислительной систе-
мы, ориентированной на элементную базу следующего
поколения - «система на пластине».
В 1990 г. был разработан и выпущен отраслевой
стандарт ОСТ 92-5150-90, дополняющий положения
ГОСТ 26-765-52, используемого при построении внеш-
него интерфейса перспективных бортовых цифровых
вычислительных машин в части средств управления,
типовых технических решений устройств, электрофи-
зических характеристик технических средств и условий
их применения на изделиях отрасли.
Постоянно выполнялась важная работа по экспер-
тизе проектно-технических материалов, программ и
методик экспериментальной отработки СУ изделий РКТ
и выдаче заключений, анализу состояния разработки и
наземной отработки СУ, анализу результатов ЛИ, под-
готовке заключений о допуске СУ изделий РКТ к ЛИ.
В ЦНИИмаш создан и успешно функционирует
Орган по сертификации СУ ракетно-космической тех-
ники ФГУП ЦНИИмашиностроения, аккредитованный
в Федеральной системе сертификации космической
техники. Высококвалифицированными специалиста-
ми-экспертами проводится сертификация СУ и их со-
ставных частей для изделий РКТ в части аппаратуры
и программно-математического обеспечения СУ PH,
РБ и КА различных разработчиков.
Системные исследования
перспектив развития
стратегических ракетных вооружений
Начало 1990-х гг. ознаменовалось рядом струк-
турных преобразований в системе оборонных отрас-
лей промышленности Российской Федерации. В част-
ности, задачи по созданию боевой ракетной техники
были возложены на вновь созданный Комитет Россий-
ской Федерации по оборонным отраслям промышлен-
ности. ЦНИИмашиностроения, относящийся к Россий-
скому космическому агентству, оказался вне тематики
по боевой ракетной технике.
Для сохранения ответственности института за про-
ведение работ по обоснованию перспектив развития,
структуры, количественного и качественного состава
стратегических вооружений с учетом возможностей
оборонного комплекса по инициативе Центра систем-
ных исследований ЦНИИмаш (ГС.Летучих) был выпущен
совместный приказ Комитета по оборонным отраслям
промышленности (В.К.Глухих) и Российского косми-
708
Глава 8
ческого агентства (Ю.Н.Коптев) № 68/14 от 12 марта
1993 г., в котором ответственность по указанным на-
правлениям работ была возложена на ЦНИИмаш.
Это был наиболее тяжелый период для ракетно-
космической промышленности. Реальная экономиче-
ская ситуация, сложившаяся в России, не позволяла в
равной степени развивать все вооружения. Безуслов-
ным приоритетом должны были оставаться ядерные
силы. Безопасная эксплуатация ракетных комплек-
сов, дальнейшее развитие вооружений и информа-
ционно-управляющих систем требовали координации
работ по всем видам ракетно-космической деятель-
ности со стороны государства. Разобщение предпри-
ятий военно-промышленного комплекса было бы
недопустимо.
В этих условиях ЦНИИмаш инициировал письма-
обращения к Президенту Российской Федерации от
имени директора института В.Ф.Угкина, генеральных
конструкторов И.И.Величко, ГА.Ефремова и других
с предложением рассмотреть Российское космиче-
ское агентство в качестве органа, координирующего
работы в области боевой ракетной и ракетно-косми-
ческой техники. С учетом этих предложений по ини-
циативе Ю.Н.Коптева 20 января 1998 г. за номером 54
был издан Указ Президента России «О реализации
государственной политики в области ракетно-косми-
ческой промышленности», в соответствии с которым
на РКА было возложено «осуществление единой го-
сударственной политики в сфере проведения ракет-
но-космической промышленностью работ по боевой
ракетной технике стратегического назначения и РКТ
военного назначения».
В этот период продолжало укрепляться взаимодей-
ствие ЦНИИмаш со структурами Минобороны России
(РВСН, ВМФ, 46 ЦНИИ, 4 ЦНИИ, 1 ЦНИИ, 2 ЦНИИ).
Сложилась практика постоянного участия ЦНИИмаш
в работах по заказам Минобороны России в обосно-
вании технических решений по совершенствованию
ракетных комплексов, основных направлений и про-
грамм их развития с прогнозом на дальнюю перспек-
тиву, в разработке предложений в системный проект
по разнородным силам и средствам сдерживания.
С1992 г. сотрудниками ЦНИИмаш по заказам Ракет-
ных войск проводятся системные,
проектно-поисковые и расчет-
но-теоретические исследования.
Постоянное непрерывное прове-
дение этих работ позволило осу-
ществлять широкий поиск опти-
мальных технических решений по
развитию и совершенствованию
ракетных комплексов в конкретно
складывающейся военно-полити-
ческой обстановке с прогнозом
на дальнюю перспективу.
О.Н.Гончаров
По заданию РВСН были проанализированы воз-
можности создания и эксплуатации наземных РК сила-
ми российского оборонно-промышленного комплекса
за счет развертывания производства комплектующих
изделий и материалов, ранее изготавливаемых в стра-
нах ближнего зарубежья. На этой основе разработана
и утверждена Правительством Российской Федерации
«Целевая программа развертывания производства на
предприятиях России комплектующих систем и агре-
гатов РК, стоящих на боевом дежурстве, для поддер-
жания боеготовности и ядерной безопасности группи-
ровки РВСН, а также для обеспечения возможности
продления сроков их эксплуатации».
По заказу РВСН ЦНИИмаш (О.Н.Гончаров, Ю.А. Ка-
плин) с привлечением НПОмаш, ГРЦ им. академи-
ка В.П.Макеева и ГКНПЦ им. М.В.Хруничева были
проведены комплексные проектно-поисковые иссле-
дования возможности создания жидкостных МБР но-
вого поколения с использованием имеющегося в про-
мышленности научно-технического задела. Результаты
этих исследований рассмотрены на пленуме военно-
научного комитета РВСН, получили положительную
оценку и рекомендованы к использованию при про-
ведении ОКР по перспективному ракетному комплексу
стационарного базирования.
В1998 г. начата разработка нового комплекса мор-
ского базирования. При разработке этого комплекса с
твердотопливной ракетой «Булава» были применены
новые оригинальные технические решения по ракете и
по способу старта ракеты из-под воды. Специалисты
ЦНИИмаш приняли участие в анализе технических ре-
шений по старту, оценке безопасности эксплуатации
ракеты. Проводили анализ результатов ЛИ. Принимали
активное участие в работе комиссий по анализу ава-
рийных пусков ракеты «Булава».
Актуальной была разработка Роскосмосом
(Ю.Н.Коптев, Н.И.Шумков) с участием ГРЦ им. акаде-
мика В.П.Макеева и ЦНИИмаш обоснованных пред-
ложений о проведении ОКР в обеспечение воспро-
изводства жидкостной ракеты комплекса «Синева»
с использованием российской компонентной базы и
проведении заводских ремонтов существующих под-
водных лодок. ЦНИИмаш принимал участие в прове-
709
История развития отечественного ракетостроения
дении ОКР, были проведены комплексные экспертизы
аванпроекта и эскизного проекта, определены роль и
место разрабатываемого комплекса в составе морских
стратегических ядерных сил.
В 1990-е и последующие годы были продолжены
работы по исследованию рациональных путей совер-
шенствования резервных систем боевого управления
РВСН и СЯС. Была показана необходимость создания
специальной информационно-управляющей системы,
предназначенной для гарантированного управления
ответными действиями СЯС, определены основные
технические требования к этой системе и рациональ-
ные пути их реализации, которые используются в на-
стоящее время разработчиками космических систем.
По результатам исследований и проектных про-
работок в 1991-2000 гг. ЦНИИмаш (Г.Н.Черей),
ОАО «ГРЦ имени академика В.П.Макеева», ГП «Мо-
сковский институт теплотехники», ЦНИРТИ совместно
с рядом организаций Миноборонпрома, Минатома и
Минобороны РФ сформулированы приоритетные на-
правления развития оснащения РК стратегического на-
значения. Показано, что качественное совершенство-
вание оснащения стратегических ракет может быть
достигнуто путем создания средств нового поколения,
а также адаптивного комплектования РК средствами
противодействия в зависимости от возможного уровня
развертывания системы ПРО и ПВО.
Этапом дальнейшего совершенствования боевого
оснащения являются работы по созданию ступени с
блоками индивидуального разведения. Особенно акту-
альными такие исследования и проектные проработки
стали после выхода США из Договора по ПРО 1972 г.
Применение БИР сокращает время разведения и уве-
личивает зону разведения блоков по сравнению с РГЧ.
Исследования и проектные проработки по созданию
маневрирующего блока и ступени с БИР включены Ге-
неральным заказчиком в Государственный оборонный
заказ.
Для обеспечения подготовки межведомственного
документа «Система исходных данных по средствам
воздушно-космического нападения», предназначен-
ного для обеспечения проектирования отечественных
систем и средств ВКО, осуществлялись исследова-
ния ТТХ и траекторий полета баллистических ракет
зарубежных стран. Периодичность выпуска такого
межведомственного документа с уточнениями и до-
полнениями составляет пять лет. Наибольший вклад в
обоснование указанного документа внес ответствен-
ный исполнитель от ЦНИИмаш Б.А.Григорьев.
В этот период по-прежнему были востребованы
работы ЦНИИмаш по обеспечению стойкости созда-
ваемых ракет к спец.воздействиям в условиях эшело-
нированной системы ПРО с элементами космического
базирования. Исследования стойкости (защищенности)
ракет к воздействию спецфакторов по заданиям науч-
но-исследовательских учреждений Минобороны РФ и
КБ промышленности позволили получить следующие
научно-практические результаты:
-	обоснованы типовые схемы и расчетные слу-
чаи воздействия, характеристики пофакторного и со-
вместного (одновременного, последовательного) на-
гружения конструкций и аппаратуры ракет при старте
и в полете;
-	созданы имитационные математические модели,
позволяющие оценить вероятность сохранения ракет
в условиях воздействия и обосновать эффективность
технических решений по повышению стойкости по кри-
терию «эффективность - массовые затраты полезной
нагрузки»;
-	разработаны рекомендации по обеспечению
требуемой функциональной устойчивости ракет с бор-
товой аппаратурой СУ, использующей отечественную
элементную базу с достигнутым в настоящее время
недостаточно высоким уровнем радиационной стой-
кости;
-	разработаны предложения по конструктивной
защите бортовой аппаратуры СУ перспективных ракет
на основе новых многофункциональных покрытий с
усиленным уровнем ослабления излучений, которые
были приняты для реализации на одной из разраба-
тываемых ракет.
Коллектив института успешно прошел сложный пе-
риод развития отечественных СЯС в новых экономи-
ческих условиях, сохранил ведущую роль, авторитет и
продолжает оставаться востребованным Роскосмосом
и Минобороны РФ при обосновании перспектив раз-
вития боевой ракетной техники стратегического назна-
чения.
Экологическая безопасность
ракетно-космической деятельности
Системные исследования по обеспечению эколо-
гической безопасности при создании и эксплуатации
космических средств выведения, выбору безопасных
трасс пусков и районов падения отделяющихся частей
PH в ЦНИИмаш начались более тридцати лет назад.
Тематика исследований оказалась исключительно ак-
туальной до настоящего времени. Здесь и обеспечение
безопасности на притрассовых территориях при воз-
можных авариях PH в полете, и выбор оптимальных
районов падения отделяющихся частей PH, исходя не
только из энергетических возможностей, но и с без-
условным учетом критериев безопасности и эконо-
мичности, и решение проблем детоксикации проливов
токсичных компонентов ракетного топлива в штатных
районах падения отработавших ступеней PH и местах
падений аварийных изделий, и экологический монито-
ринг районов эксплуатации РКТ.
710
Глава 8
В процессе исследований выявились и другие эко-
логические аспекты проблемы - акустические и те-
пловые воздействия на окружающую среду при старте
и полете PH, разрушение озонового слоя атмосферы,
возможное выпадение кислотных осадков, влияние
на погоду и климат в регионах расположения кос-
модромов, засорение околоземного космического
пространства «космическим мусором» - отработав-
шими верхними ступенями PH и разгонных блоков,
закончившими активное функционирование КА, их
многочисленными фрагментами, образующимися при
взрывах и столкновениях на орбите.
В связи с актуальностью проблемы по инициати-
ве ЦНИИмаш была разработана и принята к реализа-
ции специальная программа «Исследования и оценка
воздействия ракетно-космической и боевой ракетной
техники на окружающую среду» (программа «Экое»).
Несмотря на коренное изменение политической и
социально-экономической ситуации в стране, нару-
шение межотраслевых и отраслевых связей и слож-
ностей решения проблем экологического характера в
начале 1990-х гг., в силу объективной необходимости
программа «Экое» начала реализовываться. В 1991-
1995 гг. институтом выполнена по заказу Минобороны
НИР «Персоль», по заказу РКА - НИР «Экос-Н», ОКР
«Экос-К-ЦН».
В 1996-2000 гг. продолжены исследования по
заказам РКА в рамках НИР «Эколог», «Вход», ОКР
«Экос-К» и др. В этот период разработана основа
методического, программного и нормативного обе-
спечения для проведения всесторонних оценок воз-
действия РКТ на окружающую среду и экологического
мониторинга районов эксплуатации РКТ. Выпущено
Руководство по обеспечению экологической безопас-
ности ракетно-космической деятельности (15 книг).
В 1996 г. при НТС Росавиакосмоса был обра-
зован и на протяжении десяти лет активно работал
Проблемный совет по экологической безопасности
ракетно-космической деятельности (председатель со-
вета - В.И.Лукьященко, ученые секретари - Я.Т.Шатров
(по проблеме в целом), М.В.Яковлев (по проблеме
техногенного засорения околоземного космического
пространства)). В работе Проблемного совета кроме
представителей головных организаций Росавиакос-
моса принимали участие ведущие ученые различных
организаций РАН, Минобороны, Минздрава, Росги-
дромета, Химпрома и других министерств и ведомств
Российской Федерации, а также научных организаций
Республики Казахстан.
Проблема неоднократно обсуждалась в Совете
Безопасности РФ, в Межведомственной комиссии по
экологической безопасности, в Комитете по экологии
Государственной Думы, на парламентских слушаниях,
в Экспертной комиссии при Правительстве РФ. В со-
ответствии с решениями и рекомендациями МВК (от
14 июля 1994 г., от 22 июня 1995 г. и др.), рекоменда-
циями парламентских слушаний (от 18 июля 1995 г.),
поручениями секретаря Совета Безопасности РФ
(№ Ф21-175 от 26 апреля 1996 г. и др.), поручения-
ми Правительства РФ (№ ОС-П9-28569 от 8 сентября
1994 г. и др.) ЦНИИмаш был разработан проект ФЦП
«Обеспечение экологической безопасности ракетно-
космической деятельности» (программа «Экос-РФ»).
Проект учитывал предложения более 150 органи-
заций-соисполнителей, был дважды (первый и дорабо-
танный варианты) согласован с десятью министерства-
ми и ведомствами и направлен в РКА для дальнейшего
представления на утверждение Правительством РФ.
По результатам рассмотрения программа «Экос-РФ»
была рекомендована Минэкономразвития России к
реализации в рамках ФКП России как ее постоянная
неотъемлемая часть, охватывающая этапы создания,
испытаний и эксплуатации всех изделий и объектов
РКТ. При этом должна обеспечиваться безопасность
всех охраняемых объектов и компонентов окружающей
среды в соответствии с действующими природоохран-
ными правовыми и нормативными актами.
В процессе исследований по этой программе был
выявлен новый аспект проблемы - реализация кос-
мической деятельности в условиях ограничений, на-
кладываемых по линии ООН в рамках Программы по
защите окружающей среды (ЮНЕП), Венской конвен-
цией об охране озонового слоя и Монреальским про-
токолом по веществам, разрушающим озоновый слой.
Предприятия РКП России используют при изго-
товлении, испытаниях и эксплуатации изделий РКТ
большую номенклатуру озоноразрушающих веществ,
производство и применение которых регулируются
Монреальским протоколом (9 наименований ОРВ из
21, запрещенных к производству с 2000 г.). Институ-
том организованы работы по поиску альтернативных
озонобезопасных веществ и технологий, распределе-
нию квот на применение оставшихся запасов запре-
щенных ОРВ между предприятиями отрасли, поиску
путей решения проблемы с использованием действую-
щих процедур в структурах Монреальского протокола.
С 2000 г. представитель института Я.Т.Шатров при-
нимает участие в составе российских делегаций (по
представлению Роскосмоса) в ежегодных заседаниях
Рабочих групп открытого состава и совещаниях сторон
Монреальского протокола в части вопросов, затраги-
вающих интересы РКП России.
С 2006 г. на ЦНИИмаш возложена головная роль
в исследованиях в рамках ФКП-2015 по обеспечению
экологической безопасности ракетно-космической де-
ятельности. В составе НИР «Магистраль» был сфор-
мирован специальный раздел исследований института
по этому направлению - «Исследование проблем
обеспечения экологической безопасности при созда-
нии РКТ и в районах ее эксплуатации» с привлечением
711
История развития отечественного ракетостроения
большой кооперации соисполнителей, что существен-
но повысило и роль, и ответственность института.
Работы проводятся по следующим направлениям:
методическое, программное и информационное обе-
спечение выбора трасс пусков и районов падения отде-
ляющихся частей PH на базе ГИС-технологий по крите-
риям безопасности; разработка и совершенствование
методического, нормативно-технического и норматив-
но-правового обеспечения экологической безопасно-
сти РКД; анализ текущего состояния с обеспечением
экологической безопасности космической деятель-
ности с представлением научно-информационных
материалов в ежегодные Государственные доклады
и структуры Монреальского протокола (Я.Т.Шатров,
И.В.Агапов и др.).
В качестве основных полученных за истекший пе-
риод результатов исследований института по указан-
ным направлениям следует отметить:
-	разработку методического, программного и ин-
формационного обеспечения для выбора новых трасс
пусков и районов падения отделяющихся частей PH на
основе оценки показателей безопасности с использо-
ванием современных ГИС-технологий (в результате
открыт целый ряд новых трасс пусков и районов па-
дения - для PH «Протон-М», «Союз-2», «Днепр»,
«Рокот», «Космос», «Зенит», запускаемых с кос-
модромов Байконур, Плесецк, позиционного района
Домбаровский, проведены работы по выбору и обо-
снованию трасс пусков и районов падения для нового
космодрома Восточный);
-	разработку методологии и конкретных методик
оценки воздействий РКТ на окружающую среду, позво-
ляющих проводить подготовку проектных материалов
по изделиям РКТ в части обеспечения их экологической
безопасности в соответствии с требованиями между-
народных и национальных законодательных актов
(в результате получены положительные заключения
Государственной экологической экспертизы на реа-
лизацию целого ряда проектов - КРК «Протон-М» с
РБ«Бриз», КРК «Ангара», КРК«Рокот»,КРК«Союз-2»,
КРК «Днепр», РБ «Фрегат», КК «Фотон-М»,
КК «Ресурс-ДМ» и др.);
-	разработку проекта Государственного стандарта
РФ «Экологическая безопасность РКТ» ГОСТ Р 52985-
2008, который с 1 июля 2009 г. введен в действие;
-	обеспечение потребностей предприятий РКП хла-
доном ХФУ-113 на период 2007-2013 гг. в условиях
полного израсходования имевшихся запасов (путем
конструктивного взаимодействия со структурами Мон-
реальского протокола и получения от них разрешений
на возобновление производства ХФУ-113 для нужд
РКП на указанные годы);
-	публикацию объективных научно-информацион-
ных материалов в части обеспечения экологической
безопасности РКД в ежегодных (начиная с 1995 г.) Го-
сударственных докладах «О состоянии и защите окру-
жающей природной среды в Российской Федерации»;
-	представление специалистами ЦНИИмаш на на-
циональных и международных научных форумах бо-
лее 70 докладов по различным аспектам проблемы
обеспечения экологической безопасности РКД, вы-
бора безопасных трасс пусков и РП 04 PH с их пу-
бликациями в сборнике трудов (авторы - И.В.Агапов,
К.Н.Габелко, И.Р.Искандарова, ЮАКальнин, Е.И. Ка-
наева, В.Ю.Клюшников, Ю.А.Корсунов, С.С.Логинов,
И.Н.Матюшенко, А.В.Ожигова, А.П.Тишин, Я.Т.Шатров,
М.В.Яковлев и др.);
-	издание специалистами ЦНИИмаш и с их участи-
ем ряда научных монографий: трехтомного учебно-
методического пособия «Обеспечение экологической
безопасности ракетно-космической деятельности»
(изд. ЦНИИмаш, 2010 г., 802 стр., автор - Я.Т.Шатров),
«Новые аспекты исследования последствий использо-
вания гептила в ракетной технике» (изд. «Пеликан»,
2008 г., 120 стр., соавтор и редактор - Я.Т.Шатров),
«Снижение техногенного воздействия ракетных
средств выведения на жидких токсичных компонентах
ракетного топлива на окружающую среду» (изд. ОмГ-
ТУ, 2004 г., 220 стр., соавтор Я.Т.Шатров), «Проблемы
космической деятельности, обусловленные техноген-
ным засорением околоземного космического про-
странства, ионизирующими излучениями космическо-
го пространства и астероидно-кометной опасностью»
(Изд. НИИ «ЭНЦИТЕХ», 2012 г., 315 стр., редактор -
М.В.Яковлев, авторы - А.В.Головко, В.А.Емельянов,
С.С.Логинов, МАМихайлов, Г.Г.Райкунов) и др.
Исследование нагрузок и прочности
С декабря 1995 г. Центром прочности ФГУП
ЦНИИмаш совместно с РКК «Энергия» и ГКБ «Южное»
(Украина) в рамках международного проекта «Морской
старт» проводились расчеты и экспериментальная от-
работка прочности носителя «Зенит-ЗЭБ» и разгонного
блока DM-SL (с участием фирмы «Боинг», США), выпол-
нялась экспертиза проектно-конструкторской документа-
ции, создавались нормативно-технические документы по
прочности (В.П. Молчанов,
Э.С.Шимусюк, А.А. Мали-
нин, В.В.Борозенко, А.И. Ли-
ходед, В.В.Сидоров и др.).
С 2000 г. специали-
стами ЦНИИмаш был вы-
полнен ряд важных работ
в обеспечение этапа про-
ектирования PH «Ангара»
(А.И.Лиходед, В.В.Сидоров
и др.). Проведен расчетный
анализ условий нагруже- А.и.Лиходед
712
Глава 8
ния PH «Ангара» при стоянке на старте, на старте, по-
лете на активном участке траектории. Особое значение
имеют исследование нагрузок и динамики взаимодей-
ствия носителя со стартовым устройством и башней
обслуживания. Были исследованы нагрузки при штат-
ном и нештатном стартах PH «Ангара», а также при
аварийном выключении двигателей с промежуточной
ступени выхода на режим набора тяги.
Одним из наиболее важных результатов, кото-
рый принципиально повлиял на интерфейс взаимо-
действия носителя с ПУ, является то, что расчетным
путем было показано отсутствие необходимости ис-
пользования системы удержания PH «Ангара» в про-
цессе ее старта. В итоге с учетом работ, проведенных
специалистами ЦНИИмаш, первоначально предус-
матриваемая система удержания была исключена из
проекта, что позволило существенно упростить стар-
товое сооружение и устранить из PH дополнительные
функциональные элементы, обеспечивающие ее со-
провождение.
С 2004 г. проведен большой цикл теоретических и
экспериментальных работ по определению динами-
ческих характеристик PH с использованием модель-
ных баков и натурного блока В4. На основании этих
работ, а также натурных огневых испытаний была
разработана динамическая схема, проведен выбор
расчетных случаев для PH «Ангара» пакетной схемы
и исследованы ее динамические свойства с учетом
разбросов физических параметров. Проведена вери-
фикация динамической модели PH «Ангара», необ-
ходимой для выбора параметров и настройки систем
управления (О.П.Клишев, ВАБужинский, Г.А.Чурилов,
Л.В.Докучаев, Ю.Г.Балакирев и др.).
В 2004-2008 гг. в корпусе вибропрочностных ис-
пытаний ЦНИИмаш прошел экспериментальную от-
работку в полном объеме унифицированный модуль
первой ступени PH «Ангара», включающий сборку В1
(бак «О»), сборку В2 (хвостовой отсек с ДУ, бак «Г»,
укороченный бак «О»), сборку ВЗ (хвостовой отсек с
ДУ, часть бака «Г»), а также проведены транспортные
испытания двигателя РД-191.
Кроме основной задачи отработки вибропрочности
была реализована программа дополнительных экс-
периментальных исследований
эксплуатации (транспортировка авиационная, автомо-
бильная и железнодорожная), включающие и режимы
ускоренных испытаний (ААМалинин, Е.Г.Тонконогий,
В.Л.Попов, Ю.С. Дьяконов, Б.В.Чесноков и др.).
Отработка статической прочности сборки А12
PH «Ангара» была проведена в 2007-2012 гг.
(В.В.Забудкин, З.С.Шимусюк, А.И.Гайворонский и др.).
Вибрационные испытания РБ «Бриз М» прово-
дились в ЦНИИмаш трижды. Сначала испытывался
полноразмерный макет РБ, затем усовершенство-
ванный приборный отсек, затем модернизированный
РБ «Бриз-М» с несимметричной приборной рамой.
Вибропрочностные испытания модернизированного
РБ «Бриз-М» выявили разрушения ряда элементов его
конструкции. Для устранения причин этих разрушений
были проведены мероприятия по замене кронштейнов
крепления приборной рамы и прибора распределения
электропитания, доработке трубок системы терморе-
гулирования и проведены автономные вибрационные
испытания доработанных узлов, подтвердившие их ви-
бропрочность.
Анализы результатов испытаний РБ, расчетов с
использованием конечно-элементной модели и ре-
зультатов автономных испытаний показали, что вибро-
прочность РБ достаточна. С учетом этих работ модер-
низированный РБ «Бриз-М» был допущен к штатной
эксплуатации (ААМалинин, В.В.Борозенко, Е.Г.Тонко-
ногий и др.).
Важным научно-методическим достижением проч-
нистов ЦНИИмаш за последние годы является разра-
ботка и внедрение в практику отработки прочности
ЖРД новой методологии, основанной на сочетании
современных методов компьютерного моделирова-
ния прочности и проведения лабораторных испытаний
конструктивно и технологически подобных образцов и
малогабаритных фрагментов конструкций двигателя
(Н.Г.Паничкин, И.А.Крохин, САВладимиров, Б.В. Го-
рохов).
В 2005 г. выпущена новая редакция «Норм проч-
ности ЖРД», в которых отражен опыт отработки и
нормирования прочности крупногабаритных ЖРД
РД-0120 и РД-170, созданных для первых ступеней
мощных носителей, таких как PH «Энергия», а так-
динамических характеристик с
целью корректировки параме-
тров математической модели
PH «Ангара» для определения
динамических нагрузок на раз-
личных этапах ее эксплуатации.
Перед испытаниями были разра-
ботаны Нормы вибропрочности
PH «Ангара», в которых приведе-
ны единые режимы виброиспы-
таний на все случаи наземной
ВАБужинский
В.В.Забудкин
713
История развития отечественного ракетостроения
Испытания на вибропрочность сборки В2
ракеты-носителя «Ангара». 2006 г.
Испытания двигателя РД-191
на электрогидравлическом гидростенде
же двигателей КВД-1М и 11Д58М для современных
разгонных блоков. Работы по созданию норм велись
в тесном контакте с Центром Келдыша и ведущими
КБ отрасли: КБХА, НПО «Энергомаш», КБХМ, РКК
«Энергия».
Из проведенных исследований следует отметить
работы по моделированию ресурсной прочности
огневой стенки камеры сгорания двигателя 14Д23
PH «Союз-2», выполненные совместно с лабора-
торными испытаниями образцов, изготовленных в
полном соответствии со сложным технологическим
процессом изготовления камеры. По результатам
этой работы сделаны и внедрены в конструкцию ре-
комендации, позволившие более чем вдвое повысить
ресурс камеры.
Существенными в практическом отношении яви-
лись работы по сопрово-
ждению отработки проч-
ности ЖРД, в т.ч. работы
(в аварийных комиссиях.
Здесь следует отметить
работы периода 2011-
2012 гг. по повышению
запасов прочности паяных
соединений камеры сго-
рания двигателя РД-0124,
создаваемого для PH «Ан-
н.ю.Введенский тара», а также работы
2008-2009 гг. по повышению ресурсной прочности
двигателя 14Д30, модернизируемого для разгонных
блоков типа «Бриз-М».
Кроме того, за последние годы выполнен ряд рас-
четных и экспериментальных работ в обеспечение
прочности PH «Союз» и «Союз-2», модифициро-
ванных под надкалиберные (большего диаметра, чем
PH) головные обтекатели, проводилась отработка
разгонных блоков ДМ-03, 12 КРБ, «Фрегат», а так-
же элементов различных модификаций PH «Протон»
и «Зенит», двигателя КВД-1 (Н.Г. Паничкин, И.А.Крохин,
А.И.Лиходед, ДАПонамарев, С.Н. Сухинин, И.А. Буй-
ков, З.М.Носова, М.Б.Ерофеев, В.И.Степкин, А.А. Ма-
линин, В.М.Санников, А.Э.Колозезный).
Вопросы нормирования прочности и управления
коэффициентов безопасности изделий во всех от-
раслях промышленности обычно решаются на основе
опыта и применения экспертных подходов. Однако
использование экспертных данных в РКТ, где весо-
вое совершенство конструкции является одним из
важнейших показателей, становилось все более за-
труднительным и потребовались количественные
критерии для принятия решений о назначении ко-
эффициентов безопасности изделий. Еще в середи-
не 1970-х гг. с этой целью были разработаны стати-
стические подходы, при которых в качестве критерия
используется вероятность неразрушения конструк-
ции. С использованием этих методов, опирающихся
714
Глава 8
Статические испытания сборки А12
ракеты-носителя «Ангара». 2007 г.
Подготовка РБ «Бриз-М» к испытаниям
на электродинамическом вибростенде. 2004 г.
на контрольно-выборочные испытания, были приня-
ты решения о снижении коэффициентов безопасно-
сти ряда конструкций РКТ.
В связи с дальнейшим развитием ракетной техники
потребовалось определение нагрузок на конструкции,
которые не подвергаются контрольно-выборочным ис-
пытаниям. В начале 1990-х гг. Н.Ю.Введенским было
разработано новое поколение статистических методов
нормирования коэффициентов безопасности приме-
нительно к рассматриваемой задаче. Для формирова-
ния исходных статистических данных о несущей спо-
собности различных классов конструкций РКТ были
проведены сбор и соответствующая обработка резуль-
татов зачетных и контрольно-выборочных испытаний
изделий ряда КБ отрасли за 15-20 лет. Активными сто-
ронниками применения статистического подхода явля-
лись сотрудники отдела нагрузок ЦСКБ (ААКозлов,
Б.В.Луптаков и др.). В результате было принято сниже-
ние нагрузок на ряд космических аппаратов в случаях
старта, разделения ступеней PH и наземного транспор-
тирования КА с носителем «Протон».
На основе использования этого метода были сни-
жены коэффициенты безопасности баков PH «Зенит-
SL» и топливных баков разгонного блока «Бриз М»
при действии на них давления. Кроме того, были
уменьшены нагрузки на конструкцию третьей ступени
PH «Союз» и «Союз-2» во время движения в плотных
слоях атмосферы. Снижение коэффициентов без-
опасности изделия и нагрузок на него очень важно, по-
тому что дает значительный экономический эффект,
определяющийся существенным уменьшением затрат
на отработку прочности изделия и увеличением веса
выводимой на орбиту полезной нагрузки.
В 2004-2011 гг. в связи с возросшей актуально-
стью исследования вибропрочности конструкций РКТ
в лабораторных условиях и назревшей необходимо-
стью получения результатов экспериментов в более
сжатые сроки и при большей точности воспроизведе-
ния режимов нагружения, а также с целью создания
задела на будущее была проведена реконструкция
здания корпуса вибрационных испытаний и всех его
инженерных систем. Одновременно была осущест-
влена замена испытательного и измерительного обо-
рудования.
В результате проведенной работы корпус, являю-
щийся основой вибропрочностной лабораторной базы
отрасли, был оснащен четырьмя электрогидравли-
ческими вибростендами с толкающим усилием 20 тс
в диапазоне частот 1-160 Гц и пятью электродинамиче-
скими стендами, наиболее мощный из которых созда-
ет толкающее усилие до 28 тс в диапазоне 5-2000 Гц,
а также современной измерительной и анализирую-
щей аппаратурой. В работе участвовали Н.Г.Паничкин,
ААМалинин, М.Л.Рулев, Ю.С. Дьяконов, В.Л.Попов,
П.В.Митин, А.Н.Кондратенко, В.М.Иванов, В.А. Иньша-
ков, ВАПокровский, Н.П.Бортулева и др.
715
История развития отечественного ракетостроения
Исследование аэрогазодинамики
и теплообмена
В ЦНИИмаш в этот период продолжаются исследо-
вания аэрогазодинамики и теплообмена разрабатыва-
емых и модернизируемых изделий отрасли в рамках
ФКП, а также работы с целью создания опережающе-
го задела по этим направлениям в обеспечение про-
работок базовых концепций сложных перспективных
многоразовых РКС вертикального старта.
В 1991 г. введена в промышленную эксплуатацию
крупномасштабная гиперзвуковая аэродинамическая
установка У-306-3 периодического действия с диаме-
тром рабочей части 2,5 м и длиной 6,0 м. Диапазо-
ны параметров потока: числа Маха М<ю = 2,0-И 0,0 и
числа Рейнольдса Re = ЮМ О6, температура тормо-
жения - до 1000 К. С вводом в эксплуатацию аэро-
динамической установки У-306-3 завершилось созда-
ние уникальной экспериментальной базы ЦНИИмаш
для наземной отработки ракет, ракетно-космических
систем и их элементов с использованием современ-
ных методов моделирования аэрогазодинамических,
тепловых и пульсационных процессов, позволяющей
проводить полную наземную аэротермодинамическую
отработку новых образцов РКТ.
В период с 1990 по 2012 г. были проведены ис-
следования в обеспечение разработки и модернизации
ракет-носителей «Союз-2», «Союз-2-3», «Русь-М»,
«Ангара», «3енит-381_», «Протон-М», «Космос-ЗМ»,
«Рокот», «Днепр», а также по наземной аэрогазоди-
намической отработке ракет «Булава», «Тополь-М».
После 1990 г. большой комплекс работ был проведен
на установках У-ЗМ, У-4М в обеспечение аэродина-
мической отработки модернизируемых РКН «Союз»
и «Союз-2».
При аэродинамической отработке PH «Союз»
с надкалиберным ГО для запуска КА «Кластер» и
«Марс-экспресс» были выявлены особенности обтека-
ния в трансзвуковом диапазоне скоростей, приводящие
к повышенному стационарному и нестационарному
аэродинамическому нагружению блока «И». На осно-
вании проведенных экспериментальных исследований
были разработаны конструктивные рекомендации, по-
Ю.МЛипницкий
зволившие осуществить успешные запуски этих КА. Про-
веденные в 2001-2006 гг. на установках У-ЗМ, У-4М
экспериментальные исследования в обеспечение мо-
дернизации PH «Союз-2» сделали возможным созда-
ние оптимального по весовому совершенству надкали-
берного головного обтекателя (А.С.Бутков, БИДаньков,
Ю.М.Липницкий). В 2007 г. состоялся успешный запуск
этой PH с космическим аппаратом «Метоп».
В указанный выше период проводилась экспери-
ментальная отработка газодинамики разделения вто-
рой-третьей ступеней PH «Союз-2» этапа 16 в баро-
камере У-22М (Б.С.Кирнасов, В.В.Воронин). В 2006 г.
состоялся успешный запуск PH «Союз-2-16» № 1л с
французским телескопом «Коро», в котором телеме-
трические данные измерений газодинамических на-
грузок на отражателе при разделении второй-третьей
ступеней нашли удовлетворительное подтверждение.
В начале 1990-х гг. на установке У-ЗМ были раз-
вернуты работы по определению расходных харак-
теристик дренажных окон головного обтекателя
PH «Протон-М» (Б.Н.Даньков, О.Т.Кудрявцева). Со-
вместно с коллективом КБ «Салют» была разработана
методика определения параметров собственной вну-
тренней атмосферы в отсеках полезной нагрузки. Ре-
зультаты ЛИ подтвердили достоверность и надежность
данной методики, которая в дальнейшем применяется
и для других PH.
При модернизации PH «Космос-ЗМ» для вывода
крупногабаритного телескопа (Германия) на поверх-
ности ГО необходимо было установить большие над-
стройки, что приводило к существенному изменению
аэродинамики PH. Проведенные расчетно-экспери-
ментальные исследования позволили обеспечить раз-
работчиков надежными аэродинамическими данны-
ми и выдать рекомендации по увеличению площади
аэродинамических стабилизаторов. Успешные запуски
вначале демонстратора, а затем и коммерческого КА
подтвердили правильность принятых решений.
На аэродинамической базе (установки У-ЗМ, У-4М,
У-21) проведен большой объем экспериментальных
исследований в обеспечение отработки аэрогазодина-
мики РКН семейства «Ангара». В связи с возросшими
требованиями по ограничению скорости падения дав-
ления во внутреннем объеме ГО на активном участке
траектории полета впервые были проведены исследо-
вания расходных характеристик дренажных окон (от-
дел Ю.М.Липницкого).
В обеспечение создания РКН «Ангара» в установке
У-21 в 2007-2008 гг. проведены исследования аэроди-
намических нагрузок на поворотные сопла двигатель-
ной установки, а также ветровых нагрузок в условиях
старта при моделировании истечения струй двигатель-
ной установки, определены аэродинамические ха-
рактеристики в дозвуковом диапазоне скоростей при
больших углах атаки (А.С.Бугков, К.А.Стекениус).
716
Глава 8
В 2006-2008 гг. в барокамере У-22 для разрабаты-
ваемых РКН семейства «Ангара» была проведена от-
работка струйной газодинамики процессов отделения
боковых блоков, разделения ступеней, отделения КГЧ,
отделения ступеней для РКН (отдел ААБачина).
С начала 1990-х гг. на установках У-ЗМ, У-4М
и У-21 проводились экспериментальные исследо-
вания моделей в целях обеспечения модернизации
РКН «Зенит». В рамках программы Sea Launch смо-
делированы и исследованы в У-21 ветровые нагрузки
на РКН. Определены местные стационарные и неста-
ционарные аэродинамические нагрузки на ГО фирмы
«Боинг», применяемый при пусках РКН «Зенит-SSL»
с морской платформы. В обеспечение модерниза-
ции РКН «Зенит» для пусков с космодрома «Байко-
нур» (программа «Наземный старт») определены
аэродинамические характеристики РКН «Зенит-ЗБББ»
и «Зенит-ЗБББФ2» (отдел Ю.М.Липницкого).
В аэродинамических трубах У-21 и У-306-3 прове-
дены экспериментальные исследования моделей пер-
вой и второй ступеней в масштабе 1:10 и полномас-
штабных аэродинамических органов управления ракет
«Булава». Результаты исследований использованы
в техническом проекте этого изделия (ВАКозловский,
К.А.Стекениус).
В институте регулярно проводятся аэрогазоди-
намические исследования в обеспечение запусков
российских и зарубежных КА на отечественных PH.
В 1990-2012 гг. были проведены исследования и вы-
даны заключения на пуски ракет-носителей «Протон»,
«Протон-М», «Союз-2», «Рокот» с различными КА.
В 1990-1993 гг. продолжались исследования аэ-
рогазодинамики носителя «Энергия-М» (вариант с
двумя ракетными блоками крылатой схемы). Во вто-
рой половине 1990-х гг. были начаты исследования
базовых концепций многоразовых РКС и разработка
методологии их аэрогазодинамической отработки. В
2008 г. применительно к перспективным аэрокосми-
ческим системам с прямоточными воздушно-реак-
тивными двигателями было проведено исследование
сложных струйно-отрывных течений на различных ре-
жимах полета ЛА с работающими ДУ, включая режим
разделения элементов аппарата (А.Ю.Галактионов,
М.Н.Казаков). Проведенные испытания показали воз-
можность моделирования и исследования таких тече-
ний на установках У-ЗМ, У-4М с использованием тур-
боэксгаустерной станции «Енисей».
В период 1996-2002 гг. в крупномасштабной ги-
перзвуковой аэродинамической трубе У-306-3 вне-
дрен принципиально новый вид экспериментальной
наземной отработки: функциональные испытания
при гиперзвуковых числах Маха полномасштабных
макетов скоростных изделий, оснащенных натурными
периферийными устройствами и аэродинамическими
органами управления и стабилизации. Разработанный
метод позволил сократить объем ЛИ и повысить ка-
чество экспериментальной отработки изделий. Работа
авторов И.В.Ершова, ВАКозловского, В.И.Лапыгина,
Ю.М.Липницкого, В.Ф.Лунькова, В.Н.Отменникова,
А.П. Рудого, К.А.Стекениуса, В.Г.Степанова удостоена
премии Правительства РФ за 2002 г.
С1996 по 2012 гг. проведены также испытания аэ-
родинамических характеристик и работоспособности
органов управления изделий разработки КБП (г. Тула)
и выданы рекомендации по совершенствованию их
конструкций.В 2005-2006 гг. на установках У-21 и
У-306-3 проведены экспериментальные исследования
натурной системы сброса ГО ракеты «Искандер» (раз-
работчик - КБМ, г. Коломна). В результате исследо-
ваний выданы рекомендации по совершенствованию
конструкции системы, обеспечивающей безаварийный
сброс обтекателя, и проведено экспериментальное под-
тверждение эффективности доработки (ВНАндреев,
ВАКозловский, К.А.Стекениус, С.С.Козлов).
В 1990-2000 гг. проводились дальнейшие раз-
работки алгоритмов и программ расчета тел слож-
ной конфигурации. Были предложены эффективные
алгоритмы численного интегрирования уравнений
газовой динамики, основанные на модификациях
метода Годунова и модификациях параболического
генератора вычислительных сеток. На основе этих
методов разработан комплекс эффективных про-
грамм, позволивший провести численное модели-
рование сверхзвукового обтекания летательных ап-
паратов сложной геометрии и разделения элементов
ракетно-космических систем, таких как «Энергия» -
«Буран» и перспективная многоразовая космическая
система с крылатыми ступенями. Впервые было про-
ведено численное моделирование процесса разделе-
ния ракет-носителей пакетной схемы (В.В.Еремин,
ВАМихалин, А.В.Родионов).
В 1990-2012 гг. на маломасштабных установках
ЦНИИмаш по заказам КБ отрасли проводилась экс-
периментальная отработка вопросов газодинамики
старта для новых и модернизированных ракетных
комплексов («Рокот», «Зенит-SSL», «Тополь-М»,
«Булава», «Союз-2», «Протон-М» и др.). К наиболее
значимым работам в этот период можно отнести: раз-
работку физико-математических моделей струй про-
дуктов сгорания и методик расчета неизобарических
струй, разработку методики расчета ударно-волновых
процессов, выявление новых источников акустических
излучений при старте, исследование процессов тепло-
обмена и воздействия турбулентных струй на прегра-
ду, элементы стартовых сооружений и PH. Проведена
расчетно-экспериментальная отработка газодинамики
старта PH «Рокот», «Зенит-SSL», определены допу-
стимые величины повышения тяги ДУ PH «Протон-М»,
исходя из условия полноты отвода газов ДУ от PH при
старте из сооружения высокой газонапряженности.
717
История развития отечественного ракетостроения
Сотрудники ЦНИИмаш приняли участие в проведе-
нии модернизации комплекса «Союз-2» в части опре-
деления ударно-волновых и акустических нагрузок на
РКН и стартовое оборудование при старте; в отработке
газодинамики старта и разделения ступеней для изде-
лий «Булава» и «Тополь»; в отработке ударно-волно-
вых процессов при старте и разделении PH «Булава»; в
расчетно-экспериментальной отработке газодинамики
старта модификаций РКН «Ангара»; в эксперимен-
тальной отработке газодинамики старта при создании
универсального стартового комплекса КРК Ангара».
На комплексе лабораторных установок ЦНИИмаш
(УВ-102, ТТ) был проведен основной этап отработки
проектных решений при старте РКН «Ангара». Иссле-
дованы ударно-волновые процессы по рекомендован-
ной ЦНИИмаш циклограмме с работающей системой
водоподачи и без нее с натурным воспроизведением
термодинамических параметров; изучены газодина-
мические, акустические и тепловые процессы с про-
дуктами сгорания, близкими к натурным (стенд ПВК).
Выполнен обширный комплекс работ по научно-мето-
дическому сопровождению проектирования и созда-
ния УСК КРК «Ангара».
Была обоснована газодинамическая схема пу-
сковой установки на основе газоотводного лотка PH
«Зенит» для трех модификаций РКН «Ангара» (А1,
АЗ, А5), обеспечивающая надежный отвод газов ДУ от
РКН; обосновано и принято предложение ЦНИИмаш
по циклограмме запуска ДУ с опережением включе-
ния двигателя центрального блока, что обеспечило
снижение уровня ударно-волнового давления до до-
пустимых величин с учетом работы системы водопод-
ачи; получены данные по теплосиловым нагрузкам на
элементы рамы ПУ для РКН «Ангара», на поверхность
газоходов, показавшие необходимость утолщения ме-
талла покрытия. По рекомендациям ЦНИИмаш прово-
дились работы по улучшению системы распыла воды,
что позволило увеличить эффективность снижения
ударно-волновых давлений при старте РКН «Ангара»
с 1,5 до 4 раз. На установках УВ-102, ТТ определены
ударно-волновые и тепловые нагрузки на корпус РКН,
включая КГЧ. Как показали результаты эксперимен-
тальных исследований, эти нагрузки при движении
ВАФадеев
РКН по нештатной траектории могут превысить про-
ектные допустимые значения.
Были продолжены работы по систематизации и
анализу результатов проведенных ранее исследований
по газодинамике старта. Эти материалы обобщены в
Руководстве для конструкторов, выпущенном в 2010 г.
(А.В.Сафронов, ВАХотулев, Б.Г.Белошенко и др.).
На основе материалов отработки вопросов га-
зодинамики старта, включая отработку уникальных
стартовых комплексов «Зенит» и «Энергия» - «Бу-
ран», были даны предложения с рекомендациями по
газодинамике старта в системный проект космодрома
Восточный (2008 г.). Продолжались интенсивные ис-
следования по теоретической газодинамике и тепло-
обмену. Разработан комплекс современных методов
и программ расчета невязкого и вязкого обтекания и
теплообмена тел различной (в т.ч. пространственной)
формы с учетом неравновесных физико-химиче-
ских процессов, сопутствующих входу тел в атмос-
феру. За эти исследования В.И.Власов, А.Б.Горшков
и Р.В.Ковалев удостоены премии Правительства РФ
за 2007 г. Результаты многолетних исследований по
этой тематике обобщены в монографии В.В.Лунева
«Течение реальных газов с большими скоростями»
(2007 г.), отмеченной премией имени профессо-
ра Н.Е.Жуковского I степени. Подготовлены и выпуще-
ны новые редакции Руководств для конструкторов по
теплообмену и теплозащите ЛА (2010 г., под редакцией
БАЗемлянского и ВАФадеева).
Проведенные в 2000 г. исследования показали,
что наличие механических загрязнений в газовых ка-
налах ракетных двигателей может вызывать эрозию
и разрушение лопаток направляющего аппарата ТНА,
что имело место при аварийном пуске PH «Протон» в
1999 г. (В.Н.Шебеко, АНСмирнов). Исследования по
выявлению причины отказа в работе маршевого дви-
гателя 14Д30 разгонного блока «Бриз-М» (2006 г.)
показали, что первопричиной отказа являются значи-
тельные величины эрозионного уноса стенки газовода
частицами коксосажистых образований и газового по-
тока, которые приводят к уменьшению толщины стенки
и, как следствие, к потере прочности и разрыву трубки
газовода. По результатам эрозионных исследований
(В.Н.Шебеко, И.Н.Мурзинов) совместно с подраз-
делением прочности были разработаны и внедрены
рекомендации по повышению надежности маршевого
двигателя 14Д30.
Разработано программно-методическое обеспе-
чение моделирования, в т.ч. на основе решения трех-
мерных уравнений Навье-Стокса с неравновесными
физико-химическими процессами, на их основе про-
ведены расчеты с целью определения аэродинамиче-
ских и тепловых нагрузок, возникающих при полете в
атмосфере Земли многоразовых пилотируемых кора-
блей нового поколения, разработаны методы выбора
718
Глава 8
их аэродинамической компоновки и оптимальной те-
пловой защиты. Проведена валидация расчетных ме-
тодов результатами модельных и натурных испытаний
(В.И.Власов, А.Б.Горшков, Г.Н.Залогин и др.). Проведе-
ны теоретические и экспериментальные исследования
процессов тепломассообмена в комбинированной
теплозащите криогенных ракетных баков, определены
температурные поля и термомеханические нагрузки в
криоизоляции. Разработаны рекомендации по опти-
мальным материалам и вариантам схем конструкции
комбинированной теплозащиты одно- и многоразовых
КРБ (К.Г.Омельченко, Е.А.Сенкевич и др.).
Проведены комплексные теоретические и экспе-
риментальные исследования, разработаны математи-
ческие модели и методы оценки аэродинамических
характеристик, параметров движения, аэродинами-
ческого нагревания и разрушения отделяемых частей
PH при спуске в атмосфере, методы прогнозирования
районов падения ОЧ и их фрагментов, а также раз-
работаны технические рекомендации по уменьшению
районов падения ОЧ PH с учетом прогноза фактиче-
ских параметров атмосферы в районе космодрома,
аэродинамических, теплофизических и прочностных
факторов с целью снижения экологического ущерба
(С.С.Козлов и др.).
Проводились исследования по определению те-
плофизических, энтальпийных, эрозионных и опти-
ческих характеристик перспективных материалов и
покрытий. На высокочастотном плазмотроне У-13
ВЧП с воспроизведением натурных параметров по-
тока отрабатывались новые теплозащитные матери-
алы для перспективных спускаемых аппаратов. На
электродуговых установках ТТ-1 и У-15Т-2, в т.ч. при
турбулентном режиме теплообмена и максимальном
давлении до 25 атм, проводилась отработка углерод-
углеродных композиционных материалов (КИМФ,
4КМСЛ), углепластиков (УП-ЦТ, УВЗФ2) и ряда дру-
гих новых материалов для изделий «Тополь-М»,
«Булава» (В.А.Фадеев, В.А.Пугачев, С.Л.Золотарев и
др.). Работами по направлениям теплообмена и аэро-
газодинамики в эти годы руководили И.Н.Мурзинов,
В.И.Лапыгин, БАЗемлянский, Ю.М.Липницкий.
ГЛАВА 9
ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ РВСН ИМЕНИ ПЕТРА ВЕЛИКОГО
МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ИМЕНИ Н.Э.БАУМАНА
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)
БАЛТИЙСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ «ВОЕНМЕХ»
ИМЕНИ Д.Ф.УСТИНОВА
САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ
ИМЕНИ АКАДЕМИКА С.П.КОРОЛЕВА (НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСК/П , I МIE Г Г
НЛ.'Раипкан,
ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ
ИМЕНИ ПЕТРА ВЕЛИКОГО-
РОДОНАЧАЛЬНИЦА ВОЕННЫХ ВУЗОВ
В ОБЛАСТИ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ
И РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
Создание и развитие отечественных баллистиче-
ских ракет и ракет-носителей всегда было неразрыв-
но связано с историей академии - родоначальницы
военного ракетного образования. Можно смело ут-
верждать, что выдающиеся выпускники этого старей-
шего военно-учебного заведения, ученые академии,
нередко с мировыми именами, стояли у истоков ра-
кетостроения, сыграли в его развитии ключевую роль.
Начиналось все с официального открытия 25 ноября
1820 г. при учебной артиллерийской бригаде в Санкт-
Петербурге Артиллерийского училища. Офицерское
отделение его, наряду с офицерскими классами Мор-
ского кадетского корпуса и Главного училища Инже-
нерного корпуса, заложило в России основу военного
академического образования, а наряду со столичными
Горным институтом и Институтом инженеров путей со-
общения - высшего технического образования.
Михайловская, а затем имени Ф.Э.Дзержинского
академия 140 лет готовила командиров и инженеров
преимущественно для артиллерии, научно-педагоги-
ческие школы академии фактически были единствен-
ными отечественными центрами по развитию теории
оружия, основам проектирования и производства
средств поражения: огнестрельных, ракетных, бомб,
минно-взрывных устройств и др. На базе научно-
педагогических школ были созданы Ленинградский
военно-механический институт, Военно-химическая
академия, Академия механизации и моторизации
РККА, Военная электротехническая академия, Во-
енная артиллерийская командная академия, Военная
командная академия ПВО Сухопутных войск, факуль-
теты вооружения Военно-Морской и Военно-Воздуш-
ной академий. Академические научно-педагогические
школы оказали решающее влияние на формирование
и становление девятнадцати военных училищ. Первое
отечественное артиллерийское учебное заведение на
протяжении всей своей истории было ведущим в об-
ласти ракетной техники.
Достаточно хотя бы вспомнить представителей ака-
демии: А.Д.Засядко - создателя первых отечественных
боевых ракет, В.И.Внукова и П.П.Ковалевского - пер-
вых командиров первых ракетных подразделений,
К.И.Константинова - основоположника эксперимен-
тальной ракетодинамики, М.М.Поморцева-одного из
пионеров решения проблемы устойчивости полета ра-
кеты с помощью самых разнообразных по форме ста-
билизаторов и путем вращения реактивных снарядов в
полете, Н.В.Герасимова - впервые в истории ракетной
техники предложившего проект ракеты, стабилизация
которой в полете осуществлялась с помощью гироско-
па, И.П.Граве - изобретателя ракеты, в качестве ра-
кетного топлива которой были шашки из бездымного
пироксилинового пороха, Г.Э.Лангемака - конструк-
720
Глава 9
тора реактивных снарядов на бездымном длительно
горящем порохе, Б.С.Петропавловского, создавшего
впервые в мире противотанковое реактивное ружье и
турбореактивный противотанковый снаряд, предло-
жившего использовать реактивные снаряды для во-
оружения самолетов.
Начало специальному военно-ракетному обра-
зованию было заложено К.И.Константиновым. Для
общего курса по артиллерии для слушателей академии
им был написан и впервые прочитан в 1860 г. курс
«О боевых ракетах». Он состоял из следующих разде-
лов (в современной нам терминологии): общие осно-
вы устройства и действия ракет и их классификация,
конструкция ракет, ракетное топливо, его состав, про-
изводство и снаряжение, внутренняя баллистика ракет,
внешняя баллистика ракет, методы и средства стаби-
лизации ракет в полете, боевые части (снаряды) ракет,
пусковые установки, производство и сборка ракет.
Развертывание в 1927 г. специальной ракетной
лаборатории (с 1928 г. - ГДЛ) в г. Ленинграде, где в
то время находилась и Военно-техническая акаде-
мия имени тов. Дзержинского, позволило установить
между ними тесные и постоянные связи. Этому содей-
ствовал горячий сторонник возобновления разработки
боевой ракетной техники воспитанник и преподаватель
академии Б.С.Петропавловский. В баллистической
лаборатории академии он создал газодинамический
отдел с задачей проведения научных экспериментов с
пороховыми ракетными двигателями. В этом отделе он
провел много исследований, использованных в даль-
нейшем при разработке ракетного оружия и для соз-
дания соответствующего учебного курса в академии.
Тесное сотрудничество с ГДЛ вызвало активизацию в
ВТА научных поисков в области ракетной техники.
Первой теоретической работой стала статья пре-
подавателя академии Г.В.Оппокова «Теория реактив-
ных снарядов», написанная будущим профессором
в 1927 г. и изданная Артиллерийским Управлением
РККА в 1928 г. Теория получила подробное матема-
тическое обоснование, свойственное всем работам
автора, однако касалась она лишь частного случая -
исследования внутрибаллистических процессов при
выстреле ракетой из орудийного ствола.
Позднее большое значение для исследования вну-
тренней и внешней баллистики пороховых ракет (ре-
активных снарядов), а также для создания учебных
курсов имели работы профессоров и преподавателей
академии И.П.Граве, И.Ф.Сакриера, ДАВентцеля,
П.Д.Львовского, Я.М.Шапиро, как правило, издан-
ные в академических «Известиях». Так, например,
ДАВентцель опубликовал статью «Теория реактивного
действия», в которой, опираясь на экспериментальные
работы, он математически описал законы истечения
пороховых газов из сопла, горения пороха в камере
721
История развития отечественного ракетостроения
с соплом, реактивную силу и импульс реактивной силы.
В статье П.Д.Львовского «Баллистика РС» выведены
основные законы движения РС в сопротивляющейся
среде и даны методы решения основной задачи внеш-
ней баллистики РС.
В академии уделялось внимание и исследова-
ниям боевых частей ракет. Так, в начале 1930-х гг.
Г.М.Третьяковым была выполнена научная работа «Ос-
новы теории проектирования электрических трубок и
взрывателей». Большинство вариантов исследованных
взрывателей и их элементов по своим физическим и
техническим свойствам наиболее соответствовали ус-
ловиям применения в авиабомбах и ракетах с низкими
механическими перегрузками при пуске. В1933 г. эта
работа была издана в качестве учебного пособия.
Оживление научно-исследовательской, литератур-
ной и опытно-конструкторской работы по реактивным
Б.С.Петропавловский
(1898-1933 гг).
Герой Социалистического
Труда (посмертно).
Начальник
Газодинамической
лаборатории (1930-1931 гг).
АДЗасядко
(1779—1838 гг). Генерал-
лейтенант, первый
начальник Михайловского
артиллерийского училища
(ныне BA РВСН имени
Петра Великого).
И.П.Граве
(1874-1960 гг).
Генерал-майор инженерно-
технической службы.
Д.т.н., профессор.
Создатель первой в
России баллистической
лаборатории. Лауреат
Сталинской премии.
Г.ЭДангемак
(1898-1938 гг).
Герой Социалистического
Труда (посмертно).
Заместитель по научной
части директора Реактивного
научно-исследовательского
института
(РНИИ-НИИ-3 НКОП).
средствам борьбы явилось основанием для органи-
зации в академии подготовки кадров по этой технике
внутри существовавших в 1930-е гг. специальностей,
близко стоявших по своим учебным задачам к исполь-
зованию реактивного оружия. К ним относились сле-
дующие специальности: баллистики, артвооружения
и боеприпасов.
В качестве экстренной меры по подготовке военных
инженеров по реактивной технике в 1932 г. выпускной
курс баллистического отделения академии (12 чело-
век) прошел специальную подготовку по реактивным
средствам борьбы. При этом наибольшую работу
по обеспечению занятий провели кафедры внутренней
и внешней баллистики и боеприпасов. Содержание
подготовки кадров по реактивной технике они трак-
товали широко в соответствии с проводившимися в то
время разработками не только пороховых ракет, но и
динамореактивных систем.
В 1932-1936 гг. на указанных выше специально-
стях академии была организована плановая подготовка
слушателей по ракетной технике. В учебные планы фа-
культетов артвооружения и боеприпасов были включе-
ны курсы «Реактивные средства борьбы» и «Внутрен-
няя баллистика и реактивные средства борьбы» общим
объемом от 100 до 240 ч аудиторных занятий. Благо-
даря этим мерам академия имела возможность напра-
вить в ГДЛ и в учрежденную в 1931 г. в Москве Группу по
изучению реактивного движения своих выпускников:
Г.Э.Лангемака, Ф.Н.Пойду, Л.Э.Шварца, Р.Е.Соркина и
М.Ф.Фокина. В первый год после создания первого в
мировой практике Реактивного НИИ (1933г.) для рабо-
ты в нем были направлены 27 выпускников академии.
Трудно переоценить вклад научно-педагогических
школ академии, ее воспитанников, указанных выше, а
также К.К.Глухарева, М.Е.
Я.М.Шапиро
(1902-1994 гг).
Инженер-полковник,
начальник кафедр внешней
баллистики, реактивного
вооружения, жидкостных
реактивных снарядов
и др. (1938-1961 гг).
Д.т.н., профессор.
Серебрякова, С.А. Серикова,
НАУпорникова, О.Г. Фи-
липпова и других в соз-
дание лучших во Второй
мировой войне артилле-
рийских реактивных си-
стем залпового огня.
В 1937 г., в связи с не-
доверием руководящих ар-
тиллерийских органов и
видных артиллеристов к
ракетному оружию и об-
винением поборников его
во вредительстве Крас-
ной Армии, плановая учеб-
ная подготовка слушателей
по реактивным средствам
борьбы в артиллерийской
академии была прекраще-
на, если не считать курса
внутренней баллистики, в
722
Глава 9
котором освещалась баллистика полузамкнутого про-
странства и курса боеприпасов и артвооружения, где
кратко освещалось устройство динамореактивных си-
стем и ракет.
Однако ракетная техника не была забыта в артил-
лерийской академии. Отдельные научные работы по
этой тематике продолжали выполняться. В1940 г. на
научно-технической конференции академии профес-
сор И.П.Граве делал доклад по баллистике полузам-
кнутого пространства и в заключение его заявил, что
будущее артиллерии заключается в использовании
реактивного принципа и в развитии ракетной техни-
ки. Вскоре за свою работу «Баллистика полузамкну-
того пространства» И.П.Граве был удостоен Сталин-
ской премии.
С 1940-х гг, можно считать, началась новейшая
ракетная история академии. После эвакуации ака-
демии в г. Самарканд в ноябре 1941 г. профессор
Я.М.Шапиро вплотную занялся проблемой баллистики
ракет и вскоре предложил кафедрам внешней и вну-
тренней баллистики прочитать цикл пробных лекций.
И с 1942/1943 учебного года в учебные планы фа-
культетов артвооружения, минометного и боеприпа-
сов был снова включен курс «Реактивные средства
борьбы» объемом 50 ч, что в совокупности с прочими
родственными курсами по артиллерийской технике по-
зволило готовить в условиях войны кадры, знакомые с
новой техникой. Для обеспечения учебного процесса
был подготовлен Я.М.Шапиро, в академии в 1944 г.
подготовлен курс лекций «Артиллерийский реактив-
ный снаряд».
Определившаяся в ходе войны особая значимость
ракетной техники потребовала организации самосто-
ятельной подготовки инженеров-ракетчиков. В1943 г.
в академии по инициативе генералов М.Ф.Васильева и
И.П.Граве, полковников Я.М.Шапиро и Г.М.Третьякова,
при активной поддержке академика А.А.Благонравова,
будущего председателя Государственной комиссии по
запуску геофизических ракет, был поднят вопрос об
организации фундаментальной подготовки инженер-
ных кадров по ракетной технике. Инициатива академии
была одобрена Командующим артиллерией Красной
Армии. 16 августа 1944 г. в штат академии были внесе-
ны дополнения, в соответ-
ствии с которыми созда-
ется кафедра вооружения
гвардейских минометных
частей с учебной лабора-
торией и открывается спе-
циальность по ракетному
вооружению.
Кафедру реактивно-
го вооружения возгла-
н1 вил ведущий специалист
А.А.Благонравов того времени в области
рабочего процесса ракетного двигателя на твердом
топливе, а также баллистики неуправляемых реак-
тивных снарядов, талантливый педагог, профессор
академии Я.М.Шапиро. На этой кафедре вначале был
сосредоточен весь комплекс ракетной техники (ме-
ханические устройства, приборы, энергетика и т.д.).
Это было необходимо, чтобы не распылять мало-
численные кадры преподавателей и получить первый
опыт работы по новой специальности, что представ-
ляло задачу весьма сложную, т.к. тогда еще не было
ни одного вуза, который занимался бы подготовкой
таких кадров.
Распределением слушателей на новый учебный
год, утвержденным Главным маршалом артиллерии
Н.Н. Вороновым 14 сентября 1944 г, предусмотрено
комплектование на каждом из пяти курсов факультета
боеприпасов отделений по 10 слушателей в каждом со
специализацией по ракетной технике (часть слушате-
лей переводилось с факультета вооружения). Занятия
начались строго по расписанию и в соответствии с
основными документами планирования учебного про-
цесса. Общее руководство в Министерстве обороны
разработкой и боевым применением нового ракетного
оружия после окончания войны возглавил воспитанник
академии Главный маршал артиллерии М.И.Неделин.
С первых этапов этой работы решающую помощь ему
оказывал начальник 4 Управления ГАУ, а позднее на-
чальник Управления реактивного вооружения генерал-
майор А.И.Соколов. Они с полной ясностью представ-
ляли всю сложность задач, которые предстояло решить
советской науке, промышленности и Вооруженным
Силам. В связи с этим и поставили ряд задач перед
Артиллерийской академией им. Ф.Э.Дзержинского,
как перед организацией, способной по своему опыту
и квалификации кафедр наиболее быстро наладить
подготовку кадров и выполнение научно-исследова-
тельских работ по управляемому ракетному оружию.
Через год после открытия, 26 сентября 1945 г, но-
вая специальность артиллерийской академии была раз-
вернута в факультет реактивного вооружения, в состав
которого вошли уже две кафедры: реактивного воору-
жения и приборов управления реактивными снаряда-
ми. Приказом НКО СССР № 0182 от 27 декабря 1945 г.
были установлены срок обучения (5 лет 2 месяца) и
объем переменного состава (200 слушателей). Этот
факультет и положил начало системному отечествен-
ному ракетному образованию. Возглавил факультет
выпускник академии опытный боевой военачальник
(в последующем - маршал артиллерии) П.Н.Кулешов.
В 1950-х гг. факультетом последовательно руко-
водили генералы С.Ф.Ниловский, Г.М.Третьяков,
А.И. Нестеренко и полковник В.Н.Петренко. Большую
организаторскую и учебно-методическую работу осу-
ществлял заместитель начальника факультета полков-
ник С.Н.Эльманович.
723
История развития отечественного ракетостроения
А.В.Солодов (1919-1984 гг.).
В1962-1984 гг. - заместитель начальника академии по учебной и научной работе.
Генерал-лейтенант. Дт.н., профессор. Лауреат Государственной премии СССР.
В первый учебный год кафедры работали в
следующих составах: кафедра РВ - Я.М. Шапиро,
Е.К. Мошкин, Ф.И.Франкль, М.М.Арш, Ф.Н.Пойда,
И.В. Быстров, М.К.Тихонравов, В.П.Бармин (оба
по совместительству), И.Л.Калихман, К.М.Долгов,
А.Н. Иванов, Н.М.Павлов, М.И.Копытов, Е.Б.Волков;
кафедра ПУРС - Н.Я.Головин, С.М.Осовец, А.М. Ле-
тов, Д.А.Погорелов, М.Д.Артамонов, Е.М.Горбатов,
Л.Д. Пилипенко. Немногим позже на кафедры пришли
В.Ф.Замковец, Д.Н.Щеверов, А.С. Шаталов, К.П. Ста-
нюкович, ВАИльин, М.С.Гуревич, А.В. Солодов,
Н.Г. Кальжанов, Г.П.Молотков. Это заслуженные пио-
неры ракетного образования.
Надо отметить, что в момент открытия факульте-
та никакого опыта систематической и организованной
подготовки кадров по управляемому ракетному оружию
дальнего действия ни у нас, ни за рубежом не было. По-
этому академия была вынуждена ставить и методически
отрабатывать не только профилирующие курсы по дви-
гателям, ракетам, приборам и системам управления, но
и все курсы, обеспечивающие эти дисциплины. К таким
курсам относятся физическая и химическая термодина-
мика, аэродинамика ракет, гидравлика, теплопередача,
строительная механика, автоматика, телемеханика, элек-
троника и т.д. Пройдя первой этот весь-
ма сложный путь, академия охотно дели-
лась опытом с МВТУ имени Н.Э. Баумана
в 1948-1949 гг., когда там был открыт ана-
логичный факультет.
В становлении ракетных научно-пе-
дагогических школ академии сыграло
большую роль участие преподавателей
в работе коллективов советских специ-
алистов, созданных по решению руковод-
ства страной (май 1946 г.) и собранных
в институтах «Нордхаузен», «Рабе» и
«Берлин» под руководством Л.М. Гайду-
кова и С.П.Королева по изучению немец-
кого опыта создания ракетного оружия
Второй мировой войны. В Германию вы-
езжали генерал Н.Я.Головин, офицеры
Я.М.Шапиро, Е.К.Мошкин, Д.Н. Щеверов,
Д.А.Погорелов, Г.К.Никитин, М.И.Копы-
тов, АНИванов.
Но особо следует подчеркнуть тесные в этот период
научные связи с ведущими учеными и конструктора-
ми. Я.Б.Зельдович и ЮАПобедоносцев, С.П.Королев
и В.П.Глушко, НАПилюгин и М.С.Рязанский, И.И.Гвай
и М.К.Янгель помогали академии не только своими
трудами, советами и рекомендациями, но и делились
своими наработками, а нередко обращались и за на-
учной и методической помощью. Целый ряд крупней-
ших специалистов-ракетчиков приглашался в академию
для участия в учебном процессе: М.К. Тихонравов,
В.П.Бармин, ЮАПобедоносцев, Л.Э.Шварц (воспи-
танник академии), В.Ф.Орлов (главный технолог за-
вода № 70 НКБ), А.Н.Васильев (КБ «Компрессор»),
Е.Я.Григорьев (ВВИА имени Н.ЕЖуковского), рекомен-
дованные академиком ПАКотельниковым, В.И. Кузне-
цов, П.Ж.Крисс, Башарин (ОКБ при МЭИ) и др.
Совет Министров СССР своим Постановлением от
10 июля 1946 г. учредил при Министерстве вооружен-
ных сил СССР Академию артиллерийских наук. Дей-
ствительными членами первоначального состава ее
стали 22 (из 25 академиков) воспитанника и препода-
вателя Академии имени Ф.Э.Дзержинского. Одним из
ведущих в ней вскоре стало отделение реактивного во-
оружения. Академиком-секретарем отделения общим
ДАПогорелов (1922-2010 гг).
В 1950-1984 гг. - начальник
кафедры ПУРС. Генерал-майор
Дт.н., профессор.
А.С.Шаталов (1914-2004 гг).
В 1966-1969 гг. - начальник
факультета автоматизированных
систем управления войсками и
оружием. Генерал-майор. Дтн.,
профессор. Лауреат Государ-
ственной премии.
724
Глава 9
Академический стенд в Алабино для испытания ЖРД по заявке В.П.Глушко. Слева - сопло после испытания. 1946 г.
собранием ААН был избран Я.М.Шапиро. Это обстоя-
тельство сыграло исключительную роль в становлении
ракетных школ академии.
Первые НИР кафедр факультета реактивного во-
оружения были направлены на изучение немецких
образцов ракетной техники и на разработку общих ос-
нов устройств и проектирования ракет, систем и при-
боров управления ракетами. В конце 1940-х - начале
1950-х гг. кафедры перешли на отечественную ра-
кетную технику и на этой базе стали создавать новое
лабораторное оборудование. Вскоре по материально-
техническому оснащению лаборатории ракетного про-
филя стали лучшими в академии.
Безусловно верным было принятое академией ре-
шение об одновременном обучении слушателей и ве-
дении исследований как в области ракет с РДТТ, так и
в области ракет с ЖРД. Большое значение для станов-
ления ракетного образования имело развертывание
экспериментального лабораторного оборудования. На
основе двигателя 02 конструкции Ф.А.Цандера в ака-
демии был разработан Е.К.Мошкиным в 1944-1946 гг.
и изготовлен в опытных мастерских ЖРД, работавший
на спирте и жидком кислороде. Двигатель был уста-
новлен на стенде в замкнутом дворе академии и по-
зволил обеспечить первые огневые испытания двига-
теля с учебными и научными целями. Вскоре там же
был оборудован стенд для испытаний РДТТ. Для про-
ведения более крупных исследований и учебных работ
по двигателям в учебном городке академии в Алабино
(50 км от Москвы) были созданы стенды для огневых
испытаний жидкостных и твердотопливных двигате-
лей, активно использовавшиеся до 1953 г. Здесь начи-
нал свою научную деятельность будущий выдающийся
ученый-ракетчик Е.Б.Волков.
С помощью НИИ-3 (бывший РНИИ) были воспро-
изведены в мастерских академии приборы и устрой-
ства, обеспечившие исследования внутрикамерных
процессов. За короткое время в цокольных помеще-
ниях главного лабораторного корпуса были созданы
четыре аэродинамических трубы, позволившие про-
водить исследования во всем диапазоне течений от
дозвуковых до сверхзвуковых. Особой популярностью
у слушателей факультета, коллективов кафедр воен-
но-учебных заведений и
войск пользовались на-
глядные автоматизиро-
ванные стенды и макеты
кафедры ПУРС. Ведущую
роль при этом играл
А.В.Солодов. Совмест-
но с ААФельдбаумом в
1950-1951 гг. он разрабо-
тал и создал один из пер-
вых в СССР электронных
моделирующих установок,
позволивших качествен-
но, по-новому, решать
вопросы исследования и
проектирования систем
автоматического управ-
ления. А.В.Солодовым
и Г.П.Молотковым была
Е.Б.Волков
(1923-2008 гг.).
Герой Социалистического
Труда. В1958-1968 гг. -
первый начальник кафедры
ракетных двигателей.
Генерал-лейтенант.
Д.т.н., профессор.
725
История развития отечественного ракетостроения
создана модель и разработана методика моделирова-
ния системы управления совместно с объектом регу-
лирования - ракетой. Чертежи и фотографии стендов
постоянно рассылались в заинтересованные органи-
зации.
В тесном сотрудничестве с ОКБ-456, ГЦКБ-1 НКБ,
НИИ-4 МО, Академией артиллерийских наук, другими
научными и проектными организациями на огневых
стендах академии (в Москве и на полигоне в Алабино)
изучались вопросы внутренней баллистики ракетных
двигателей, процессы теплопередачи, жаро- и вибро-
прочности материалов. Большое внимание уделялось
изучению процессов в генераторах давления и баках
систем питания ЖРД, разработке ракетных топлив
баллиститного типа, методике проектирования СУ, те-
ории и правилам стрельбы ДУРС.
Одновременно на факультете были созданы хорошо
оборудованные аудитории: имени К.Э.Циолковского -
по дальнобойным управляемым жидкостным ракетам
и имени К.И.Константинова - по пороховым ракетам
тактического назначения. Это были поистине залы-му-
зеи, в которых были представлены все образцы ракет-
ной техники, их разрезы, отдельные агрегаты, портре-
ты конструкторов, иллюстративный изобразительный
материал в ярких красках.
Здесь следует отметить, что академии и, в част-
ности, кафедре в этой работе не было отказа ни в
чем: ни в людях, ни в средствах. Например, в 1954 г.
было в основном завершено строительство специаль-
ного лабораторного корпуса. В нем были размещены
большинство лабораторий факультета, полные ком-
плекты боевого оборудования, к 1956 г. развернуты
И.В. Тишунин (в первом ряду, в центре) со своими учениками -
создатели устройства «Вымпел» с вымпелами Государственного Герба
СССР, впервые в мире с помощью космической станции «Луна-2»
достигшего 14 сентября 1959г. другого небесного тела-Луны
технические и стартовые позиции для ракет Р-1, Р-2
и Р-5, а несколько позднее установлена ракета Р-12.
Высотная часть лабораторного корпуса (три этажа
стандартной высоты), буквально опутанная силовы-
ми кабелями, оборудованная мощными мотор-гене-
раторами, позволяла производить даже вертикаль-
ные испытания ракет. За лабораторией эксплуатации
была закреплена техническая батарея, а чуть поз-
же - две технические команды из состава дивизи-
она обеспечения в количестве 83 военнослужащих.
В 1958 г. вошел в строй специальный лабораторный
комплекс для изучения космических объектов.
Регулярные, хотя на первых порах и не массовые,
выпуски инженеров как для собственно Ракетных во-
йск, так и для ракетных частей Войск ПВО страны,
факультет реактивного вооружения стал осуществлять
уже с 1946 г. Следует отметить, что, с 1947 г. вы-
пускники в рамках одной специальности готовились
с учетом предназначения их по выпуску (механики и
прибористы, «дальнобойщики» и зенитчики). Всего до
развертывания подготовки ракетчиков в масштабе ака-
демии факультетом было выпущено 1708 дипломиро-
ванных военных ракетчиков. В связи с возраставшей
потребностью в кадрах ракетчиков при факультете в
1948 г. были организованы сначала шестимесячные,
а затем десятимесячные курсы (ВАК) переподготовки
военных инженеров артиллерийских специальностей
по ракетной технике. За рассматриваемый период кур-
сы закончили 1745 военных и гражданских специали-
стов-ракетчиков.
Постепенно, но достаточно быстро в академии скла-
дывались ракетные научно-педагогические школы. По
результатам научных исследований, ис-
пользуя передовой опыт отечественных
и зарубежных ученых и конструкторов,
ведущие представители школ, несмотря
на огромную учебную нагрузку, раз-
рабатывали учебники и учебные посо-
бия, которые нередко были пионерски-
ми. Среди них необходимо отметить
учебники: Я.М.Шапиро, В.Ф.Замковец
«Теория проектирования пороховых
реактивных снарядов»; Ф.И.Франкль
«Аэродинамические основы внешней
баллистики»; Е.К.Мошкин «Теория и
расчет жидкостных реактивных дви-
гателей»; С.М.Осовец «Основы тео-
рии автоматического регулирования
УРС»; А.М.Летов «Прикладная тео-
рия гироскопических приборов ре-
активной артиллерии»; Е.Б.Волков,
В.И.Пухов «Основы теплотехники ра-
кетных двигателей»; ДАПогорелов
«Теория полета реактивных снарядов»;
Н.И.Безухов «Строительная механи-
726
Глава 9
ка ракет»; А.В.Солодов «Элементы теории линейных
систем с переменными параметрами»; А.С.Шаталов
«Инженерные методы исследования регулируемых
систем»; И.В.Тишунин «Пороха и заряды»; Ф.А.Баум,
КЛСтанюкович, Б.И.Шехтер «Физика взрыва»,
А.А.Червоный, О.В.Сосюра «Теория стрельбы балли-
стическими ракетами».
Успешной подготовке кадров и развитию учебно-
методической работы содействовало систематическое
проведение на кафедрах методических семинаров
перед учебными семестрами, полигонной, производ-
ственной и лагерной практикой, на которых решались
важнейшие методические вопросы, связанные с пред-
стоящими учебными занятиями, отработкой новых
учебных курсов, подготовкой молодых преподавате-
лей. Большое значение имели научно-методические
конференции, проводившиеся в академии через один-
два года.
Большую роль в развитии новых наук и техники и
во внедрении их в учебный процесс играли ежегодно
проводившиеся в 1940-х гг. научно-технические кон-
ференции академии с широким привлечением пре-
подавателей научных и промышленных организаций.
До 1949 г. эти конференции носили отчетный харак-
тер, в связи с чем на них излагались результаты выпол-
ненных кафедрами НИР. Для факультета реактивного
вооружения такие конференции в первые годы его
существования имели большое значение, т.к. резуль-
таты НИР, внедрявшиеся в учебный процесс, широко
обсуждались с внеакадемическими специалистами.
Но с 1950 г. проведение отчетных конференций было
признано малоэффективным и была создана система
постоянно действующих семинаров по специальностям
кафедр и тематических конференций в академическом
масштабе. Такая система для новых условий была при-
знана достаточно эффективной.
Благодаря эффективной методической и научной
работе подрастали в академии новые педагогические
кадры. В 1950-х гг. преподавательский состав фа-
культета пополнили видные в последующем ученые-
ракетчики: Н.П. Бусленко, Л.И.Волков, М.Д.Кислик,
А.И. Китов, А.А. Любомудров, Г.Ю.Мазинг, Б.И. На-
заров, М.И.Ненашев, Б.М.Романов, А.А. Червоный,
А.С.Шаталов и др.
В 1950 г. факультет реактивного вооружения сде-
лал последний выпуск слушателей в количестве 29 чел.
по единой специальности. С1951 г. нормализовались
выпуски по нескольким специальностям - от двух
и более. В 1951 г., в связи с обособлением ракет по
видам топлив и новыми требованиями к подготовке
кадров, специальность реактивных снарядов и, соот-
ветственно, кафедра реактивного вооружения разде-
лились на две специальности и кафедры - жидкост-
ных PC и пороховых PC. Одновременно из кафедры
приборов управления PC выделилась новая кафедра
теории полета и аэродинамики PC. Таким образом,
в 1951 г. факультет реактивного вооружения состоял
из трех специальностей и четырех кафедр. Срок об-
учения в академии к началу 1950-х гг. был доведен до
5 лет 8 месяцев, что обеспечивало условия для глубо-
кой подготовки специалистов широкого профиля.
В состав кафедры теории полета PC тех лет вош-
ли способнейшие научные работники и педагоги,
в основном выпускники факультетов реактивного во-
оружения и баллистики: МДАртамонов, Г.П.Леонов,
Н.П.Бусленко, М.Д.Кислик Б.М.Романов и др. Благо-
даря этому кафедра быстро накопила научный задел
и на высоком уровне обеспечила массовую подготовку
кадров и НИР.
Постановлением СМ СССР от 19 сентября 1951 г.
на артиллерийскую академию была возложена задача
массовой ускоренной подготовки военных инжене-
ров-ракетчиков за счет ис-
пользования спецнаборов
студентов старших курсов
гражданских индустриаль-
ных вузов. В соответствии
с этим решением были
произведены три спецна-
бора: в 1951 г.-по оконча-
нии третьего курса, в 1952
и 1953 гг. - с четвертого и
пятого курсов вузов.
Набор 1951 г. надо
признать неудачным по
вине Министерства выс-
шего образования, которое
предоставило для набора
институты, учебные планы
ААЛюбомудров
(род. в 1931 г.).
В1973-1989 гг. - начальник
кафедры специального
вооружения. Генерал-
майор. Д.Т.Н., профессор.
Л.И.Волков
(1930-2007 гг).
В 1982—1993 гг. —
начальник
4 НИИ МО.
Генерал-лейтенант. Д.т.н.,
профессор. Член-
корреспондент РАН.
Лауреат Государственной
премии.
Б.И.Назаров
(1922-1999 гг).
В 1960—1987 гг. - начальник
кафедры командно-
измерительных приборов,
систем прицеливания
и навигационного
обеспечения ракетных
комплексов. Генерал-
майор. Д.т.н., профессор.
727
История развития отечественного ракетостроения
которых не соответствовали планам академии. Это
создало большие трудности в подготовке кадров, т.к.
значительная часть бывших студентов оказалась не
в состоянии заниматься на третьем курсе академии.
В связи с этим в ходе учебных занятий была органи-
зована доподготовка слушателей первого спецнабора
не только по считавшимся пройденными разделам
высшей математики, но и по средней математике. Тем
не менее, первая экзаменационная сессия в январе
1952 г. для 45 % слушателей спецнабора закончилась
провалом. Несколько десятков человек были остав-
лены на второй год на третьем курсе, а безнадежные
откомандированы. Остальные слушатели, благодаря
мобилизующей работе общественных организаций,
помощи кафедр и личному упорному труду, сумели
освоить методы и объем учебной работы в академии,
правильно оценили новую для них требовательность
кафедр к их знаниям и успешно закончили академию.
Учтя ошибки 1951 г., следующие массовые спец-
наборы 1952 и 1953 гг. академия провела более
успешно, добившись от Министерства высшего обра-
зования выделения для этой цели семнадцати лучших
индустриальных вузов страны. В результате на попол-
нение факультета реактивного вооружения на стар-
ший курс прибыло 900 отлично подготовленных по
общим наукам студентов, изъявивших желание слу-
жить в Советской Армии. Подавляющее большинство
слушателей последних спецнаборов за 14 месяцев
по специальным учебным планам успешно прошли
подготовку в академии, сдали четыре государствен-
ных экзамена и были выпущены в 1954 г. в Ракетные
войска и учреждения.
Вместе с тем в 1952 г. выпуск академии по артилле-
рийским инженерным специальностям численностью
114 чел. за один учебный семестр, производственную
практику и дипломную работу был переквалифициро-
ван на ракетную технику и направлен в Ракетные вой-
ска, на полигоны и в НИИ МО. В1951 и 1952 гг. произ-
водились ускоренные выпуски слушателей факультета
реактивного вооружения, для чего учебные дисципли-
ны 4-го и 5-го курсов проходились за один год.
Задачу массовой подготовки военных инженеров-
ракетчиков в 1951-1954 гг. академия в целом, особен-
но факультет реактивного вооружения, решали в очень
трудных условиях. Занятия были организованы в две
смены с 9 до 23 часов. Преподаватели выполняли поис-
тине титаническую работу. Годовая аудиторная нагрузка
у ведущих педагогов нередко достигала 1000 часов.
В день приходилось читать до восьми лекций.
Несмотря на выделение из академии и передисло-
кацию в Ленинград в 1952-1953 гг. двух командных
факультетов, в академии не хватало учебных помеще-
ний, пропускная способность специально-технических
лабораторий была недостаточной, а большинство учеб-
ных помещений не годилось для размещения крупно-
габаритной ракетной техники, профессорско-препода-
вательского состава для обеспечения учебных занятий
в многочисленных потоках слушателей старших курсов
не хватало. Вновь принятые преподаватели только на-
чинали осваивать учебную работу. Учебной литературы
было мало, а по многим специальным дисциплинам
вообще не существовало. Несмотря на все трудности,
кафедры факультета реактивного вооружения при
активной помощи преподавателей и лабораторий ка-
федр артиллерийского профиля с задачей подготовки
массовых выпусков инженеров-ракетчиков высокой
квалификации справились. Для обеспечения надле-
жащей помощи факультету реактивного вооружения
использование научно-педагогических кадров и ла-
бораторий было жестко централизовано в академиче-
ском масштабе. Исключительную роль в организации
учебного процесса и научных исследований на этом
этапе сыграли начальник академии генерал-полковник
(с 1968 г. - маршал артиллерии) Г.Ф.Одинцов и его за-
меститель по научной и учебной работе генерал-лейте-
нант Г.М.Третьяков.
После выпуска основной массы слушателей спецна-
бора в 1954 г. факультет реактивного вооружения со-
средоточил внимание кафедр на систематической под-
готовке слушателей по нормальным учебным планам.
Подавляющее число выпускников факультета последо-
вало за своим начальником к новому месту службы на
никому неизвестную станцию Тюратам, став первыми
специалистами на будущем космодроме Байконур.
Для усиления эксплуатационной подготовки вы-
пускников академии в 1953 г. на реактивном факуль-
тете была организована кафедра наземного обору-
дования и эксплуатации ДУРС во главе с офицером
Н.Г.Кальжановым. Основными преподавателями этой
кафедры стали офицеры В.В.Минервин, Л.О.Зверев
и В.М.Брежнев. В условиях большой учебной нагрузки
эта кафедра вскоре создала два новых курса по тех-
нической подготовке и эксплуатации ракетной техники.
Кстати, ракетная техника и лабораторное оборудование
этой кафедры, а также и кафедры ЖРС, позволили не-
однократно на протяжении 1956-1960 гг. с успехом
проводить в лабораториях демонстрационные заня-
тия, ознакомление и обучение по ракетной технике
руководящего состава МО, командующих артиллерией
округов и командиров ракетных частей и подразделе-
ний. За эти годы через лаборатории кафедр факульте-
та реактивного вооружения прошли тысячи генералов
и офицеров. В 1957-1958 гг. по поручению Главного
маршала артиллерии М.И.Неделина в лабораториях и
классах академии прошли первичную подготовку по
дальнобойной ракетной технике генералы и офицеры
управлений и вузов ВВС.
В начале 1950-х гг. в академии стала складывать-
ся новая научная школа информатики и кибернетики.
Пионером ее, не только в академии, но и в СССР, был
728
Глава 9
А-И.Китов. На кафедре теории полета стало скла-
дываться новое учебное направление, включающее
вопросы по стрельбе, теории эффективности и под-
готовке исходных данных для пуска ракет. Первона-
чально в эту группу входили офицеры А.А.Червоный,
С.В.Сосюра, В.М.Гаврилов, А.И.Лушанин, заложившие
основы для организации в дальнейшем новой кафедры
и специальности. С 1954 г. на кафедре теории полета
стал читаться курс по летным испытаниям ракет, боль-
шое внимание стало уделяться использованию счетно-
решающей и электронно-вычислительной техники. При
кафедре в 1953 г. был создан первый лабораторный
класс, оборудованный счетными клавишными полуав-
томатами, который положил начало внедрению счет-
ной автоматической техники в учебный процесс и НИР,
а вскоре приобрел большую популярность среди слу-
шателей. Все больший удельный вес в ракетной технике
стали иметь радиотехнические системы.
Радиотехническую школу возглавил крупный совет-
ский ученый Н.Н.Миролюбов. В ноябре 1958 г. на ракет-
ном факультете была создана первая в Вооруженных
Силах кафедра радиоуправления межконтинентальны-
ми ракетами. Возглавил кафедру крупный ученый, ме-
тодист А.В.Солодов. Последним мероприятием было
положено начало систематической подготовке в ака-
демии кадров по радиотехническим приборам управ-
ления ракет. После проведения всех подготовительных
мероприятий и получения опыта подготовки кадров по
радиотехническим приборам управления в 1958 г. был
создан факультет этого профиля с соответствующими
кафедрами и специальностями. Этим был обеспечен
охват академией всех инженерных специальностей по
дальнобойной управляемой ракетной технике, а также
по зенитной ракетной технике ПВО страны.
Кафедра пороховых PC как орган подготовки
кадров для Ракетных войск к середине 1950-х гг.
сыграла свою роль. Вопрос о возможности разра-
ботки ракет дальнего действия с пороховым (твердо-
топливным) двигателем тогда еще не поднимался, в
результате чего все пороховые ракеты того времени
имели только тактическое назначение. В связи с этим
академии было предложено выделить специальность
и кафедру пороховых ракет из состава факультета
реактивного вооружения и передать их на факультет
боеприпасов. Таким образом, к середине 1950-х гг.
организация, учебный процесс и НИР на факультете
реактивного вооружения в полной мере сложились,
а подготовка кадров на этом факультете велась в ин-
тересах Ракетных войск, подчиненных маршалу ар-
тиллерии М.И.Неделину, ракетных войск Сухопутных
войск и ракетных войск ПВО страны.
В этот же период в связи с возникшей потребно-
стью в специалистах по электронно-вычислительной
технике на факультете приборов управления артилле-
рийским огнем была создана соответствующая кафе-
дра и специальность в интересах обеспечения кадрами
Ракетных войск и артиллерии. Первые выпуски по этой
специальности производились за свет дополнительной
семимесячной подготовки слушателей, окончивших
факультет артиллерийских приборов. С 1957 г. под-
готовка выпускников по новой специальности стала
систематической. Решающую роль в организации под-
готовки слушателей по этой специальности сыграли
офицеры К.Е.Дмитриев и Б.М.Романов.
Планирование учебного процесса в академии
обеспечивало традиционно высокую теоретическую
и специально-техническую подготовку кадров. Под-
готовка выпускников академии как командиров и
воспитателей подчиненных, их методическая под-
готовка из года в год улучшались. По окончании
академии подавляющее большинство выпускников
направлялось на полигоны, в НИУ, в военную прием-
ку, в вузы и центральные управления Министерства
обороны. Меньшая часть выпускников шла в войска,
что нельзя было признать нормой, т.к. без предва-
рительного прохождения службы в войсках с новой
сложной техникой инженеру трудно работать в дру-
гих организациях МО. Однако в связи с недостатком
высококвалифицированных кадров другого решения
для выпускников академии в
невозможно.
С1955 г. учебные дисци-
плины ракетного профиля
стали постепенно внедрять-
ся в учебные планы всех фа-
культетов. Профессорско-
преподавательский состав
всех специальных кафедр
артиллерийского профи-
ля осуществлял подготов-
ку по ракетной технике в по-
рядке командирской учебы.
В 1956/1957 учебном году
закончился период равно-
правного существования спе-
циальностей артиллерий-
ского и ракетного профи-
лей. В связи с бурным раз-
витием ракетной техники,
в 1957 г. перед всем про-
фессорско-преподаватель-
ским составом артиллерий-
ского профиля была по-
ставлена задача переква-
лификации на ракетные
специальности, для чего
было предложено завер-
шить, согласно планам, на-
чатые ранее НИР по артил-
лерийской технике, а новые
1950-е гг. найти было
Н.Н.Миролюбов
(1902-1973 гг).
В1943-1973 гг. —
заведующий кафедрой
радиотехники и
спецрадиотехники.
Д.т.н., профессор.
729
История развития отечественного ракетостроения
НИР брать только по ракетной технике. Это был
первый практический шаг для перехода всей ака-
демии на ракетную технику сначала в научной,
а затем и в учебной работе. Поскольку профессорско-
преподавательский состав был уже достаточно подго-
товлен к такому переходу, эта операция была выполне-
на в течение 1957-1958 гг. и завершился этот переход
полностью в первой половине 1959 г. как в учебных
планах, так и в НИР.
Период 1957-1959 гг. явился одним из труднейших
в жизни и деятельности академии за всю историю ее
существования и потребовал огромного напряжения в
работе от всего личного состава. Завершился период
полным переходом Военной артиллерийской инже-
нерной академии имени Ф.Э.Дзержинского на подго-
товку специалистов по ракетному вооружению.
Историческое решение, принятое 17 декабря 1959 г.,
о создании нового вида Вооруженных Сил - Ракетных
Б.И.Глазов
(род. в 1936 г.).
В1983-1994 гг,-
начальник кафедры
радиотехнических
систем. Д.т.н.,
профессор.
войск стратегического на-
значения - предопределило
дальнейшее развитие ака-
демии. Массовое разверты-
вание группировки РВСН,
строительство сложнейших
боевых ракетных комплек-
сов с межконтинентальны-
ми ракетами, возросшие
оперативно-тактические за-
дачи требовали подготовки
высокопрофессиональных
командиров-инженеров по
всем ракетным комплек-
сам и космическим боевым
средствам. Советское прави-
тельство доверило это важ-
ное дело Военной академии
им. Ф.Э.Дзержинского. Войдя в состав РВСН, академия
готовила на пяти факультетах (командно-инженерном
и четырех инженерных) офицерские кадры по спе-
циальностям практически всего спектра должностей
ракетно-ядерных и ракетно-космических частей и со-
единений. Учитывая техническую сложность ракетного
вооружения, его постоянное совершенствование и спец-
ифику поддержания боевой готовности, была очевидна
необходимость углубленной инженерной подготовки,
расширения фундаментальных и прикладных знаний.
С этой задачей академия успешно справилась.
Возглавляли Государственные комиссии по ис-
пытаниям ракетных и ракетно-космических комплек-
сов и систем выпускники академии: Г.Е.Алпаидзе,
НАБорисюк, ААВасильев, Е.Б.Волков, Л.И.Волков,
К.В.Герчик, М.Г. Григорьев, ПАДегтярев, В.Л. Иванов,
А.Г.Карась, К.А. Керимов, Ю.Ф.Кириллов, ААКу-
рушин, Г.Ф.Лысенков, А.А. Любомудров, О.И. Май-
ский, ААМаксимов, Г.Н.Малиновский, В.П. Морозов,
М.И.Неделин, Г.Ф.Одинцов, А.Н.Перминов, ААРяж-
ских, А.И.Семенов, СДСильвестров, А.И. Соколов,
В.Г Соколов, Н.Е.Соловцов, Ф.П.Тонких, В.В. Фавор-
ский, Н.Ф.Шлыков, В.И.Щеулов, ЮАЯшин и др.
Среди воспитанников академии много извест-
ных военных: один из пионеров среди создателей ра-
кетной техники районный инженер НИИ-88 и ОКБ-1
П.Е.Трубачев; участник более 900 запусков боевых ракет
и ракет-носителей С.В.Есенков; главный конструктор
твердотопливных ступеней МБР 8К97, 8К98, 15Ж41,
полевого подвижного РК «Ладога» М.Ю.Цирульников;
генеральные директора и генеральные конструкторы
ФГУП «НПП ВНИИЭМ» ЛАМакриденко и ФГУП «НПО
им. С.А. Лавочкина» Г.М.Полищук; председатель ГК по
приему на вооружение систем «Корунд», «Сигнал-М»,
«Периметр», «Горн» В.В.Коробушин; создатель системы
форсированного разгона и торможения гиромоторов,
А.И.Гневко
(род. в 1937 г).
В1988-2010 гг-
начальник кафедры
специального
материаловедения
и технологии
материалов. Д.т.н.
Б. Н. Дуванов
(род. в 1937 г.). Ученый в
области теории взаимодействия
излучения высокой плотности
энергии с композиционными
материалами ракетно-
космической техники.
Д.т.н., профессор
ВАЧобанян
(род. в 1938 г).
В1992-1999 гг-
заместитель начальника
академии по учебной
и научной работе
Генерал-лейтенант.
Дт.н., профессор.
М.Ю.Цирульников
(1907-1990 гг.).
Основатель и первый
главный конструктор
СКБ-172 (НПО «Искра»),
К.т.н., профессор.
Лауреат Сталинской
премии.
730
Глава 9
Начальники академии
В.И.Хохлов (1900-1956 гг.).
С 1945 г. - начальник Военной
инженерной артиллерийской ака-
демии имени Ф.Э.Дзержинского.
Генерал-полковник.
Г.В.Полуэктов (1904-1982 гг.).
С 1950 г. - начальник Военной
инженерной артиллерийской ака-
демии имени Ф.Э.Дзержинского.
г 41Л
Г.Ф.Одинцов (1900-1972 гг).
С 1953 г. - начальник Военной
инженерной артиллерийской ака-
демии имени Ф.Э.Дзержинского.
Ф.П.Тонких (1912-1987 гг). Герой
Социалистического Труда. С 1963г. -
заместитель начальника, началь-
ник Военной инженерной акаде-
мии имени Ф.Э.Дзержинского

Н.Н.Котловцев (род. в 1926 г).
С1985 г.-начальник Военной ака-
демии имени Ф.Э.Дзержинского.
tirh
Ю.И.Плотников (1937-2008 гг).
С 1989г.-начальник Военной ака-
демии имени Ф.Э.Дзержинского.
Н.Е.Соловцов (род. в 1949 г).
В 1997 г. начальник Военной ака-
демии имени Ф.ЭДзержинского.
С2001 по 2009 гг. - командующий
Ракетными войсками стратегиче-
ского назначения.
Ю.Ф.Кириллов (род. в 1948 г).
С 2001 по 2009 г. - начальник Во-
енной академии РВСН имени Пе-
тра Великого.
ВЛЗахаров(род. в 1953г). С2009г-
начальник академии РВСН им. Пе-
тра Великого.
В.А.Федоров (род. в 1958 г).
С 2010 г. - начальник академии
РВСН им. Петра Великого.
731
История развития отечественного ракетостроения
принципа построения и схемы бортовых систем прицели-
вания Б.И.Назаров; начальник 50 ЦНИИ КС, специалист в
области траекторных измерений ВКС Э.В.Алексеев и др.
Значительным шагом в развитии высшего ракет-
ного образования стала с 1967 г. подготовка руково-
дящих командных и инженерных кадров с высшим
военным образованием для полкового, дивизионного
и армейского звеньев управления. За время суще-
ствования высшего военного образования академия
пополнила ряды Ракетных войск стратегического на-
значения тысячами выпускников, среди которых: ми-
нистр обороны РФ Маршал России И.Д.Сергеев, пред-
седатель Технического комитета при Президенте РФ
генерал армии Ю.А.Яшин, главнокомандующий РВСН
генерал армии В.Н.Яковлев, командующие РВСН ге-
нерал-полковники Н.Е.Соловцов, С.В.Каракаев, ге-
нерал-лейтенант А.А.Швайченко; десятки генералов
- заместителей командующего рода войск, команду-
ющих армиями и их заместителей, сотни команди-
ров ракетных дивизий. Командиры практически всех
ракетных полков сегодня достойно выполняют свой
воинский долг в составе РВСН. Выпускники академии
нашли свое место в ведущих структурах военного ру-
ководства и стратегических сил: генерал-полковники
ВАПоповкин и О.Н.Остапенко стали заместителями
министра обороны; генерал-полковники А.Г.Карась,
ААМаксимов, В.П.Иванов, А.Н.Перминов встали во
главе Космических войск. Все они сыграли видную
роль в развитии РКТ.
«Ракетные десятилетия» академию возглавляли
воспитанники академии видные военачальники-ра-
кетчики генерал-полковники Г.Ф.Одинцов, Ф.П. Тон-
ких, Н.Н.Котловцев, Ю.И.Плотников, Н.Е.Соловцов,
Ю.Ф. Кириллов, генерал-лейтенант В.Л.Захаров. Ныне
Военную академию РВСН им. Петра Великого возглав-
ляет генерал-майор А.В.Федоров.
К основным структурным подразделениям от-
носятся филиал академии в г. Серпухов Московской
области, учебно-научные подразделения (командно-
инженерный факультет, факультет специального воо-
ружения и информационно-ударных систем, двадцать
одна кафедра, в т.ч. три общеакадемические), научные
подразделения (восемнадцать научно-исследова-
тельских лабораторий), подразделения слушателей и
курсантов (курсы), подразделения дополнительного
профессионального образования (факультет перепод-
готовки и повышения квалификации).
В академии осуществляется подготовка по следую-
щим программам обучения:
-	слушателей по программам высшей военной опе-
ративно-тактической подготовки по восьми специаль-
ностям для Министерства обороны РФ;
-	курсантов по программам полной военной спе-
циальной подготовки по восемнадцати специально-
стям для Министерства обороны РФ и федеральных
органов исполнительной власти;
-	курсантов по программам средней военной спе-
циальной подготовки по одной специальности для Ми-
нистерства обороны РФ;
-	слушателей в группах переподготовки и повыше-
ния квалификации (143 группы);
-	слушателей в группах переподготовки военнослу-
жащих, увольняемых с военной службы по одной из
гражданских специальностей (58 групп);
-	адъюнктов и докторантов очной формы обуче-
ния.
Кадровый научный потенциал академии составля-
ют 107 докторов и 438 кандидатов наук, в филиале
академии в г. Серпухове - 27 и 175 соответственно.
56 сотрудников академии являются заслуженными ра-
ботниками отрасли; 35 - почетными работниками выс-
шего профессионального образования. В академии
работают 19 действительных членов ведомственных
академий наук, 7 лауреатов премий государственного
значения. Среди ведущих ученых-ракетчиков можно
отметить В.В. Блаженкова, Б.И.Глазова, А.И.Гнев-
ко, Б.Н.Дуванова, Е.А. Кавешникова, К.В.Капелько,
В.Ф.Лату, Р.В.Маркитана, В.Ю.Мелешко, Н.В. Петрухи-
на, Н.Г.Резвецова, Г.Н.Разоренова, ВАЧобаняна.
Воспроизводство научного потенциала обеспечи-
вается эффективной работой докторантуры (6 мест),
адъюнктуры (64 места) и соискателей ученых степеней
(более 85). На базе академии функционируют 6 сове-
тов по защите докторских и кандидатских диссертаций
по 5 отраслям наук и 17 научным специальностям.
За 2003-2012 гг. в них защищено 36 докторских и
310 кандидатских диссертаций. Научный потенциал
и состояние научной работы академии обеспечивают
качественное решение задач по ее предназначению.
Научная работа направлена на решение приоритетных
задач национальной безопасности, строительства,
подготовки и применения РВСН, совершенствования
ВВТ и системы военного образования. Полученные ре-
зультаты реализуются в руководящих и методических
документах для войск, образцах ВВТ, учебном процес-
се. Доля реализованных НИР - 98 %. По материалам
НИР сотрудники ежегодно получают от 20 до 25 патен-
тов на изобретения, внедряют до 70 рацпредложений.
Военная академия РВСН имени Петра Великого
продолжает готовить высокопрофессиональные ка-
дры, вести научно-исследовательскую работу в инте-
ресах РВСН. Нет сомнений в том, что командование,
профессорско-преподавательский состав, ученые
советы подобно своим выдающимся предшественни-
кам продолжат успешно решать эти задачи, сохраняя
и преумножая лучшие традиции прошлого, осваивая
все инновации, которые принесут пользу военному
образованию.
732
Глава 9
ЛЛ.Лтсемка. '&.'&.3елснц)о£
ПОДГОТОВКА СПЕЦИАЛИСТОВ
И ПРОВЕДЕНИЕ НАУЧНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
В ОБЛАСТИ РАЗВИТИЯ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ В МГТУ
ИМЕНИ Н.Э.БАУМАНА
В истории Московского Высшего технического Учи-
лища (МВТУ) им. Н.Э.Баумана практически с первых
дней его существования присутствовали предпосылки
для подготовки специалистов - создателей военной
техники. К середине 1930-х гг. Краснознаменный мо-
сковский механико-машиностроительный институт -
КМММИ (КМММИ был переименован в МВТУ Поста-
новлением ГКО № 34111 от 22 мая 1943 г.), бесспорно,
оказался самым подходящим учебным заведением для
организации подготовки специалистов по оборонным
специальностям. К 1930 г. из него выделились вузы,
которые сами стали впоследствии играть выдающуюся
роль в индустриализации и обеспечении обороноспо-
собности страны: МЭИ, МИСИ, МАИ, Военно-воз-
душная инженерная академия, Академия химзащиты.
Таким образом, авторитет вуза был к обсуждаемому
времени исключительно высок. Именно этим объясня-
ется то обстоятельство, что КМММИ возглавлял груп-
пу из шестнадцати опорных институтов машинострои-
тельного профиля страны, выделенных специальным
постановлением ЦИК СССР.
Весной 1938 г. было выпущено Постановление Со-
внаркома об образовании в КМММИ взамен общетех-
нического факультета («ОТ») сразу трех оборонных
факультетов, названия которых были зашифрованы
буквами «Е» - артиллерийский, «Н» - боеприпа-
сов и «О» - танковый. Одновременно на факультете
приборостроения «АЗ» предусматривался переход на
подготовку специалистов по созданию приборов и си-
стем для оборонной техники. Все студенты факультета
«ОТ», на котором они проходили начальную общетех-
ническую подготовку, переводились на факультеты по
новым специальностям. Упомянутым Постановлением
КМММИ был передан из ведения Наркомата тяжелой
промышленности в Наркомат вооружений.
Открытие оборонных специальностей в КМММИ
способствовало увеличению объема НИР специаль-
ного назначения по заказам оборонных отраслей про-
мышленности. Естественно, при этом в первые годы
после открытия новых кафедр Наркомат вооружений
оказывал им наибольшую поддержку. Но при этом
профессорско-преподавательский и инженерный со-
став ранее существовавших кафедр начал чувствовать
себя ущемленным. Ко всему тому в институте закрыли
специальность «Прокатное производство», предпо-
733
История развития отечественного ракетостроения
лагалось ликвидировать обучение еще по нескольким
технологическим специальностям. В результате пер-
сонал оборонных факультетов оказался в привиле-
гированном положении, что сразу сказалось на ухуд-
шении микроклимата и отношений внутри коллектива
КМММИ. Потребовалось проведение специального
совещания в НКВ для поиска выхода из создавшейся
ситуации.
На этом совещании Нарком вооружений Д.Ф. Усти-
нов поддержал предложение выступавшего с до-
кладом проректора по научной работе ГАНиколаева
(впоследствии ректора МВТУ, академика АН СССР,
Героя Социалистического Труда), сводящееся букваль-
но к следующему: «Все кафедры КМММИ должны
быть оборонными. Химики должны проводить НИР в
области взрывчатых веществ, специалисты по сопро-
тивлению материалов должны заниматься расчетами
артиллерийских пружин, ученые кафедры деталей
машин - деталями стрелкового оружия, двигателисты
- двигателями самоходных машин, гидравлики - ги-
дравлическими системами. Естественно, что инстру-
ментальщики, технологи, станочники, литейщики,
сварщики и металловеды должны сосредоточить свои
исследования на оборонных предприятиях».
Итоги указанного совещания стали достаточно бы-
стро достоянием средств массовой информации. Как
следствие с тех пор МВТУ им. Н.Э.Баумана не только
в стране, но и за рубежами нашей Родины стало пози-
ционироваться в целом как высшее учебное заведение
оборонной направленности. При всем том, конечно,
ведущую роль кадрового обеспечения создания во-
оружений и военной техники
играли, играют и, несомнен-
но, будут продолжать играть
созданные на основе поста-
новления 1938 г. факульте-
ты и учебные структурные
подразделения, оказавши-
еся их преемниками в по-
х следующие годы. В процес-
Жт в се становления оборонных
В А ш факультетов, прежде всего
ГАНиколаев факультетов «Е» и «Н», не-
оценимую помощь оказали специалисты из ГАУ Нар-
комата обороны СССР и военной (артиллерийской)
академии имени Ф.Э.Дзержинского (бывшей Михай-
ловской).
Первым заведующим кафедрой артиллерии и ав-
томатического оружия был назначен Д.Е.Козловский,
с января 1940 г. - генерал, доцент В.Н.Дроздов, кон-
структор известной дивизионной пушки А-19. Кафедру
проектирования артсистем с момента ее образования
возглавлял генерал Э.К.Ларман, кафедру производ-
ства артиллерийских систем - председатель Техсовета
НКВ профессор ЭАСатель. Выпускником Академии
им. Ф.Э.Дзержинского был и генерал В.Е.Сухоцкий,
стоявший у истоков создания кафедры баллистики,
одновременно являвшийся одним из руководителей
ГАУ. Среди заведующих других кафедр новых факуль-
тетов необходимо упомянуть фамилии таких извест-
ных ученых и специалистов, как АГГорст, М.К.Кристи,
Н.Л.Соловьев, В.И.Акин, В.И.Малов, Е.К.Мазинг,
Е.А.Чудаков и др.
В конце 1941 г. должен был состояться выпуск пер-
вого отряда инженеров по специальности «Артилле-
рийские системы и установки», но начавшаяся Великая
Отечественная война помешала выпуску дипломиро-
ванных инженеров. Тем не менее, студенты четверто-
го-пятого курсов, работая на заводах конструкторами
и технологами, мастерами и старшими мастерами,
начальниками цехов, зарекомендовали себя как квали-
фицированные специалисты, внесшие значительный
вклад в создание оружия Победы. Студенты третьего
курса оборонных факультетов вступили в подавляю-
щем большинстве в народное ополчение и по оконча-
нии ускоренной военной подготовки были направлены
на Западный фронт.
Условия военного времени, конечно, не способ-
ствовали развитию научных исследований. Тем не
менее они не прерывались ни на минуту. Только на-
правленность их диктовалась запросами времени и
подчинялась единому устремлению, определяемому
лозунгом «Все для фронта, все для Победы». Иссле-
дования и разработки при этом проводились как непо-
средственно в стенах института (в лабораториях и орга-
низованном оборонном заводе), так и сотрудниками и
А.И. Савин
Б.И.Шавырин
ЭАСатель
В.И.Феодосьев
734
Глава 9
студентами КМММИ, командированными для работы
на предприятия оборонного комплекса страны.
В качестве примеров достаточно привести раз-
работку и создание нового противотанкового ружья
группой преподавателей института, в число которых
входили профессора МАСаверин, А.Н.Шелест, до-
центы ГАШаумян, Г.И.Грановский, ХААрустамов,
И.Я.Тер-Маркарьян и др. Также в это время были раз-
работаны принципиально новые технологии изготов-
ления стволов пулеметов с хромированным покрыти-
ем канала, амортизаторов для полковых минометов,
исследована и получила широкое распространение
новая конструкция прицела для зенитных систем ПВО.
В период освоения оборонным заводом производ-
ства мин ученые КМММИ под руководством профес-
сора Н.Н.Рубцова разработали и внедрили новый тех-
нологический процесс отливки - кокильное литье на
непрерывном конвейере, что сразу же позволило уве-
личить производство мин в 30 раз. За разработку про-
цесса отливки в кокиль Н.Н.Рубцов и члены возглав-
ляемого им коллектива были удостоены Сталинской
премии I ст. в области науки. За участие в создании но-
вых образцов военной техники и технологий их произ-
водства Сталинскими премиями различных степеней
были отмечены профессора МАСаверин, АЯШелест,
И.И.Куколевский, И.М.Беспрозванный и др. Только в
первые годы войны за успешное выполнение заказов
для фронта 180 работников завода КМММИ были на-
граждены орденами и медалями СССР.
На всю страну прославился студент Анатолий Са-
вин. После окончания средней школы он поступил на
факультет «Е». С началом Великой Отечественной во-
йны добровольцем ушел в народное ополчение, одна-
ко как старшекурсник КМММИ вскоре был отозван с
фронта и направлен на работу мастером крупнейшего
в СССР завода по производству полевой и танковой
артиллерии в г. Горький. Здесь впервые проявились
выдающиеся научные, инженерно-конструкторские и
организаторские способности не окончившего еще вуз
студента. В 1941-1942 гг. А.И.Савиным был разрабо-
тан, спроектирован и передан в серийное производство
один из важнейших агрегатов пушки для танка Т-34 и
дивизионных полевых орудий, за создание которого
ему была присуждена Сталинская премия. В 1943 г.
в возрасте 23 лет А.И.Савин был назначен главным
конструктором КБ Горьковского артиллерийского за-
вода, а МВТУ им. Н.Э.Баумана он закончил уже после
завершения войны, в 1946 г., как тогда говорили, без
отрыва от производства. Полученная в студенческие
годы Сталинская премия оказалась первой, но далеко
не единственной в ряду наград этого неординарного
человека и разностороннего специалиста.
Не менее известной и значительной личностью,
оказавшей существенное влияние на становление в
МВТУ оборонных специальностей, был Б.И.Шавырин,
окончивший МВТУ им. Н.Э.Баумана в 1930 г. Он был
выдающимся конструктором отечественных мино-
метов, первым по достоинству оценившим боевые и
эксплуатационные возможности этого вида оружия.
После окончания вуза работал на различных должно-
стях на предприятиях НКВ, по совместительству пре-
подавал в КМММИ. Созданные под его руководством
перед войной и в годы войны образцы стали главным
минометным вооружением Красной Армии и сыграли
значительную роль в разгроме гитлеровских войск, за
что Б.И.Шавырину было присвоено звание Героя Со-
циалистического Труда.
Дальнейшее развитие оборонных специальностей
в МВТУ связано с появлением на театре боевых дей-
ствий Второй мировой войны ракетного вооружения.
С июля по август 1945 г. в Восточную Германию,
в район г. Нордхаузен, была направлена группа совет-
ских специалистов. Помимо военных и представителей
промышленности в группу вошли представители «Ба-
уманки». Не обошлось, правда, без протекции (в луч-
шем смысле этого слова) ЭАСателя. Эдуард Адамо-
вич - выпускник училища 1911 г., возглавлял кафедру
в КМММИ и одновременно являлся Председателем тех-
нического совета и начальником Главного технического
управления Наркомата вооружений. Он обладал огром-
ным авторитетом, «заработанным» в результате его
предшествующей деятельности в качестве технического
руководителя при восстановлении и развитии Сталин-
градского тракторного завода, ряда машиностроитель-
ных предприятий. Доводы ЭАСателя были услышаны.
В качестве кандидатур на поездку в Германию от
КМММИ были определены молодой преподаватель
кафедры сопротивления материалов В.И.Феодосьев,
будущий декан факультета ракетной техники («РТ»),
заведующий соответствующей кафедрой, ученый, Ге-
рой Социалистического Труда, лауреат Ленинской и
Государственной премий СССР, член-корреспондент
АН СССР, а также заведующий лабораторией кафедры
баллистики В.Ф.Устинов, будущий профессор указан-
ной кафедры.
Талант В.Феодосьева ярко проявился еще в сту-
денческие годы. В 1939 г., когда постановлением СНК
СССР были установлены государственные стипен-
дии им. И.В. Сталина, сту-
дент В.Феодосьев, кото-
рый параллельно с учебой в
КМММИ занимался на фи-
зико-математическом фа-
культете МГУ им. М.В. Ломо-
носова и успел уже опубли-
ковать монографию «Расчет
пружин Бурдона», получил
ее одним из первых.
В.Ф.Устинов, будучи сту-
дентом четвертого курса, ю.А.Победоносцев
735
История развития отечественного ракетостроения
в начале войны был назначен мастером цеха произ-
водства деталей затворов и противооткатных устройств
пушек ОСВ-76 и направлен на работу на уже упоми-
навшийся ранее Горьковский артиллерийский завод.
В конце войны В.Ф.Устинов возвращается в институт и
заканчивает его с отличием в 1945 г. Оставленный на
кафедре баллистики в качестве заведующего лаборато-
рией, он с первых же дней работы как специалист, обла-
дающий практическим опытом, включается в учебный
процесс в качестве преподавателя-почасовика.
Командировка в Германию для указанных сотруд-
ников КМММИ, безусловно, послужила своего рода
образовательным университетом, в котором были по-
лучены исходные знания по аэродинамике, баллисти-
ке, проектированию двигателей, систем управления и
конструкции ракет. К середине 1946 г. задачи, стоящие
перед группой советских специалистов в Восточной
Германии, в основном были решены, и они вернулись
на Родину. Вместе с нашими специалистами в СССР
были отправлены и немецкие специалисты-ракетчики,
возглавляемые одним из ближайших сотрудников фон
Брауна по Пенемюнде (заместитель по радиоуправле-
нию БР) Г.Греттрупом.
В мае 1946 г., после выхода Постановления «Во-
просы реактивного вооружения», был создан головной
институт ракетного вооружения - НИИ-88, начальни-
ком которого назначается генерал-майор артиллерии
Л.Р.Гонор, а главным инженером - Ю.А.Победоносцев,
который был одним из крупнейших специалистов в
стране по твердотопливным зарядам и проектиро-
ванию неуправляемых реактивных снарядов. В про-
шлом ГИРДовец, он тесно связал свою жизнь с МВТУ
им. Н.Э.Баумана. С 1943 по 1946 г. он работал про-
фессором-совместителем кафедры проектирования
боеприпасов факультета «Н», затем исполнял обязан-
ности заведующего кафедрой реактивного вооруже-
ния (1946-1947 гг.), сменив на этом посту профессора
ААКосмодемьянского, перешедшего на работу в МГУ
им. М.В.Ломоносова.
В сентябре 1947 г. в НИИ-88 состоялось знамени-
тое расширенное заседание НТС под председатель-
ством Л.Р.Гонора, сыгравшее в определенном смысле
судьбоносную роль. На это заседание было вынесено
обсуждение проекта Г-1 (модернизируемого варианта
проекта фон Брауна А-10), разработанного немецкими
специалистами под руководством Г.Грепрупа в каче-
стве альтернативы проекту Р-1, над которым работал
С.П.Королев.
Немцы гарантировали увеличение полетной даль-
ности ракеты вдвое (без изменения размеров БР по
сравнению с А-4 и Р-1) и, самое главное, повышение
точности попадания в цель, по сравнению с королев-
скими разработками, как минимум на порядок. Расши-
ренное заседание НТС НИИ-88 должно было решить,
пойдет страна по пути создания отечественных ракет-
ных комплексов, хотя и с учетом опыта немецких спе-
циалистов, но все же ориентированному на разработки
советских инженеров, либо соблазнится возможно-
стью достижения быстрого и легкого успеха, связан-
ного с модернизацией конструкций, базирующихся на
иностранным опыте.
Описание самого заседания и его последствий, под-
робно показанное в мемуарах академика Б.Е.Чертока,
непосредственного участника тех событий, не является
темой обсуждения проблем данной главы. Интерес
представляет состав участников расширенного заседа-
ния НТС. На него были приглашены все крупнейшие
специалисты, о которых сегодня принято вспоминать
исключительно как о «пионерах ракетной техники
СССР». Принято считать, что единственным предста-
вителем учреждений системы высшего образования в
списке был ректор МВТУ им. Н.Э.Баумана.
Это неверно. Училище на заседании НТС представ-
лял проректор по научной работе ГА.Николаев. Ректо-
ром он был с 1964 по 1985 г. По прошествии многих
лет практически невозможно документально устано-
вить причины и мотивы приглашения ГАНиколаева на
это заседание. Хотя к тому времени он уже считался
крупным авторитетом в области сварки, а также проч-
ности сварных соединений и конструкций в основном
гражданского назначения, о проблемах создания БР
он не имел представления. Видимо, руководители от-
расли (и не только они) понимали, что единственным
вузом, способным обеспечить кадровую поддерж-
ку создания ракетного щита Родины, является МВТУ
им. Н.Э.Баумана. Это диктовало и соответствующее
отношение и стремление обеспечить всестороннее
обсуждение решения проблемы, в т.ч. на кадровом
уровне.
Стало понятным, что новая техника потребует и
нового подхода к организации производства, а самое
главное - перестройки существующей промышленной
инфраструктуры. Весь процесс от зарождения идеи до
проведения полигонных испытаний должен был про-
исходить при постоянной взаимосвязи проектанта,
конструктора, технолога, испытателя и обширной внеш-
ней кооперации. Прежде всего требовалось повысить
общую культуру производства. При этом не последнюю
736
Глава 9
роль играла забота о создании достойной обстановки
на предприятиях. Отрасль для решения поставленных
перед ней задач вынуждена была быстрыми темпами
ликвидировать имеющиеся известные технологиче-
ские и организационные недостатки. Как известно,
«кадры решали все», поэтому следовало ожидать со-
ответствующих решительных шагов, направленных на
обеспечение сформулированной проблемы. И они не
заставили себя долго ждать.
Вскоре после первого пуска 18 октября 1947 г. с
полигона Капустин Яр ракеты Р-1 было выпущено По-
становление СМ СССР № 4132 от 30 декабря 1947 г.
«О развитии учебной и научной деятельности МВТУ
им. Н.Э.Баумана и его материальной базы». В поста-
новлении предписывалось:
1.	Министерствам вооружения, авиационной про-
мышленности и др. (всего 12) поставить МВТУ обору-
дование и материалы.
2.	Выделить в 1948 г. на капитальное строитель-
ство 10 млн руб., из них 4 млн руб. - на строительство
учебного корпуса, 1,5 млн руб. - на строительство га-
зодинамической установки.
3.	а) С1948 г. ввести в МВТУ подготовку специали-
стов по реактивной, радиолокационной и инженерно-
физической специальностям.
б) Разработать и утвердить в первом квартале
1948 г. технический проект строительства новых учеб-
ных корпусов и студенческих общежитий.
В соответствии с приказом № 122 по МВО СССР,
летом 1948 г. в МВТУ был организован факультет ра-
кетной техники (РТ). Приказом № 174/у от 13 июля
1948 г. на базе кафедры реактивного вооружения
создавалась новая кафедра РТ-342к - открытое на-
звание «Аэродинамика» (РТ-2), заведующим которой
по совместительству был назначен Ю.К.Победоносцев.
Данным приказом на факультет РТ были переведены
также три ранее существовавшие кафедры с других
факультетов. Была определена следующая структура
факультета РТ:
1.	РТ-1 - Реактивные двигатели; зав. кафедрой -
профессор В.В.Уваров.
2.	РТ-2 - Аэродинамика; зав. кафедрой - профес-
сор Ю.А.Победоносцев.
3.	РТ-3 - Реактивные снаряды; зав. кафедрой -
профессор Н.Л.Соловьев.
4.	РТ-4 - Термодинамика; зав. кафедрой - профес-
сор М.А.Попов.
Деканом факультета РТ был назначен А.Г.Герасин.
Названия кафедр РТ-2 и РТ-4 являлись в определен-
ном смысле условными (определяемыми режимными
соображениями) и не соответствовали содержанию и
направлениям готовившихся на них специалистов.
Кафедра РТ-2 была призвана готовить специ-
алистов по проектированию и конструированию БР
дальнего действия. По существу она являлась пре-
емницей созданной в январе 1946 г. кафедры ре-
активного вооружения, которую с февраля 1947 г.
уже возглавлял Ю.А.Победоносцев в качестве ис-
полняющего обязанности заведующего. Таким об-
разом, утверждение Приказом по МВТУ № 174/у от
13 июля 1948 г. Ю.А.Победоносцева в качестве заве-
дующего кафедрой РТ-2 явилось логическим след-
ствием его предшествующей деятельности в МВТУ и
задач, решаемых им по основному месту работы в
ЦНИИмаш.
Кафедра РТ-4, кафедра ракетных двигателей, роди-
лась в недрах кафедры двигателей внутреннего сгора-
ния, на которой под руководством проф. М.А.Попова
(с 1947 по 1954 г. - ректор МВТУ им. Н.Э.Баумана) во
второй половине 1940-х гг. был выполнен цикл фун-
даментальных исследований в области теплообмена
новых для того времени ракетных двигателей. Ее со-
временный аналог (кафедра Э-1) в настоящее время
входит в состав факультета «Энергомашиностроение»
МГТУ. Состав кафедры РТ-2 на момент ее образования
был следующим:
Профессора: К.П.Станюкович - лектор факультета
«Н» - почасовик, лекции по прикладной аэродинами-
ке; А.Ф.Беляев - лектор-почасовик кафедры «Снаря-
жательное дело» факультета «Н», лекции по «Теории
горения и детонации».
Доценты: С.П.Королев (НИИ-88), лекции по расче-
ту ракетных двигателей и проектированию ракет даль-
него действия; Б.Е.Черток (НИИ-88), лекции по управ-
лению полетом ракет; А.Л.Леймер (НИИ-88), лекции
по аэродинамике ракетных аппаратов; С.А.Лейпунский
(Институт химфизики АН СССР), лекции по расчету
ракетных зарядов.
Полностью прочитать планируемый курс лекций
С.П.Королев в силу огромной загруженности по ос-
новному месту работы, к сожалению, не смог. В каче-
стве «дублера» лектора Королева выступал его глав-
ный баллистик С.С.Лавров. Уже значительно позднее,
в 1951-1952 гг, С.П.Королев «вернулся» к проблеме
подготовки кадров для ракетно-космической отрасли,
приняв непосредственное участие в организации Выс-
ших инженерных курсов при МВТУ им. Н.Э.Баумана.
Их задачей была переквалификация «промышленни-
ков» в области создания артиллерии и авиации на раз-
работку и создание ракетной техники.
К началу 1950-х гг. сложились условия для фор-
мирования еще одной кафедры, которая первоначаль-
но задумывалась как кафедра силового синхронно-
следящего привода, ориентированная на подготовку
специалистов по приводам для зенитной артиллерии.
С началом эры ракетной техники вскоре стало понят-
но, что управление рулями и вектором тяги ракет так-
же требует широкого применения следящих устройств,
наиболее подходящим из которых является объемный
гидропривод.
737
История развития отечественного ракетостроения
Потребность в таких приводах стала настолько ши-
рокой, что в структуре Миноборонпрома пришлось
организовать Центральный научно-исследовательский
институт автоматики и гидравлики. Он стал базовым
для вновь организованной кафедры. Ее основателями
и первыми преподавателями стали директор ЦНИИ АиГ
Д.И.Гордеев и главный инженер Б.Д.Садовский.
В1950 г. произошло хотя и локальное, но исключи-
тельно важное для факультета «РТ», а возможно, и для
всего вуза событие. Ю.А.Победоносцев передает кафе-
дру РТ-2 профессору В.И.Феодосьеву, получившему,
как отмечалось, начальное «ракетное образование»
в Германии, где он и познакомился с С.П.Королевым.
В дальнейшем развитии кафедры Сергей Павлович
принимал весьма активное и заинтересованное уча-
стие. Этому способствовали достаточно частые встре-
чи С.П.Королева с В.И.Феодосьевым, который по
совместительству работал в ОКБ-1, выполняя роль те-
оретика-консультанта по проблемам прочности. 1 сен-
тября 1951 г. В.И.Феодосьев одновременно с руковод-
ством кафедрой возглавил и факультет «РТ», сменив
на посту декана А.Г.Герасина.
Тщательное изучение процесса подготовки инже-
неров по оборонной, в т.ч. и ракетной, тематике, про-
веденное в вузе, показало, что наличие существующих
четырех факультетов («Е», «Н», «О», «РТ») является
даже отчасти избыточным для эффективного решения
задач подготовки кадров требуемой квалификации.
Предполагалось в дальнейшем сократить их число
до трех, а возможно, и до двух. Соответствующие по-
пытки оптимизации структуры МВТУ, соответственно и
факультетов, предпринимались неоднократно.
Первая такая попытка, связанная с укрупнением
факультетов и «собиранием» кафедр, готовивших
инженеров для оборонной промышленности в единую
структурную единицу, состоялась в 1953 г. Приказом
119/у от 18 сентября 1953 г. факультеты «Е» и «Н»
были объединены в факультет № 6, а факультет «РТ»
стал именоваться факультетом № 34.
В 1955 г. произошли очередные изменения.
По приказу № 74/у от 4 июня 1955 г. факультет № 6
стал называться факультетом «М» (Механический), а
факультет № 34 - факультетом «МС» (Машиностро-
ительный). 4 мая 1959 г.
факультеты «М» и «МС»
были объединены в еди-
ную структуру с названием
«Машиностроительный
факультет». В состав объ-
единенного факультета во-
шла вновь организованная
кафедра «Автоматические
установки».
Инициатором создания
указанной кафедры стал
В.П.Бармин
выпускник МВТУ им. Н.Э.Баумана 1930 г. Владимир
Павлович Бармин, который в тот период был руководи-
телем и главным конструктором головного КБ в стране
по разработке наземного оборудования ракетной тех-
ники - ГСКБ Спецмаш (позднее КБ общего машино-
строения). В.П.Бармин тесно сотрудничал с главными
и генеральными конструкторами ракетной техники
С.П.Королевым, В.Н.Челомеем и М.К.Янгелем, осу-
ществляя руководство созданием стартовых ком-
плексов для боевых БР и космических PH. За вклад
в создание стартовых комплексов для PH «Восток»,
«Союз», «Протон» к моменту организации кафедры
ему было присвоено звание Героя Социалистического
Труда и присуждена Ленинская премия. Впоследствии
он еще трижды удостаивался Государственных пре-
мий, а в 1966 г. был избран действительным членом
АН СССР. По инициативе В.П.Бармина в номенклатуру
инженерных специальностей, преподаваемых в вузах
страны, была введена новая специальность инжене-
ра-механика по проектированию механического обо-
рудования автоматических установок (позднее специ-
альность получила название «стартовые и технические
комплексы ракет и космических аппаратов»),
В 1960 г. в состав факультета «М» вошла очеред-
ная новая кафедра ракетного профиля, созданная по
инициативе генерального конструктора РКТ академика
АН СССР Владимира Николаевича Челомея. Перво-
начально кафедра была ориентирована на выпуск
специалистов по проектированию крылатых ракет.
В последствии спектр специальностей, профилируе-
мых кафедрой, был распространен на РКТ.
В 1963 г. из состава кафедры баллистики (в 1959 г.
она была переименована в кафедру динамика поле-
та), возглавлявшейся к тому времени профессором
ААДмитриевским, была выделена и получила само-
стоятельный статус кафедра аэродинамики. Заведую-
щим указанной кафедрой был назначен заслуженный
деятель науки и техники РСФСР, лауреат Государствен-
ной премии СССР профессор Н.Ф.Краснов. Препо-
давательскую и научную деятельность на кафедре
Николай Федорович совмещал с большой админи-
стративной и организационной работой в должности
заместителя председателя СМ РСФСР (до 1963 г.),
затем - первого заместителя министра вооружения и
ССО СССР.
Таким образом, в 1963/1964 учебном году был
практически завершен процесс формирования
структур, обеспечивающих полноценную подготов-
ку специалистов оборонных специальностей в МВТУ
им. Н.Э.Баумана. Огромная роль в успешной реа-
лизации этого непростого процесса принадлежала
Е.И.Бобкову, возглавлявшему факультет «М» с марта
1960 г. по 23 марта 1964 г. Евгений Иванович Бобков -
выпускник МВТУ. Являясь крупным специалистом в
области организации учебного процесса и его мето-
738
Глава 9
дического обеспечения, он внес огромный вклад в
совершенствование подготовки кадров на факультете,
его перевод на «современные рельсы», отвечающие
требованиям времени.
В марте 1964 г. профессор Е.И.Бобков перешел на
работу в ректорат на должность проректора по учеб-
ной работе. Деканом факультета был избран профес-
сор НАЛакота. Наступил период стабилизации, когда
в течение почти 15 лет перечень кафедр факультета
оставался практически постоянным. Основной за-
дачей вновь избранного декана и его последователей
(А.Н.Данилова, ГАКиселева, В.С.Соловьева) стало
совершенствование учебного процесса, развитие экс-
периментальной базы для выполнения НИОКР, орга-
низация проведения крупных фундаментальных ис-
следований по новым направлениям науки и техники.
20 января 1986 г. деканом факультета «М» стал
А.Ф.0вчинников, представитель кафедр боеприпас-
ного крыла факультета. Тем не менее, в очень непро-
стое время руководства вузом летчиком-космонавтом
СССР проф. А.С.Елисеевым (1985-1991 гг.) он ока-
зался очень удачной кандидатурой, эффективно пред-
ставляющей интересы всех кафедр, сосредоточенных
на факультете. На его долю выпало много непростых
проблем, разрешение которых требовало нервов и
здоровья. Значительное число идей, рождавшихся у
ректора А.С.Елисеева, не находили понимания и под-
держки в коллективе факультета. Необходимо было
обладать мужеством, стойкостью, дипломатическими
способностями, чтобы сдемпфировать ситуацию и,
по возможности, погасить возникающие конфликты.
А.Ф.Овчинникову в основном это удавалось. На фа-
культете это ценили и, по возможности, старались не
подводить декана. А.Ф.Овчинников оказался первым
руководителем вновь созданной при участии факуль-
тета структуры - Научно-учебного комплекса специ-
ального машиностроения.
В 1988 г. с целью «лучшей организации научно-
исследовательской работы и сочетания ее с учебной
деятельностью» решением ректора создавались НИИ,
образующие совместно с факультетом научный ком-
плекс. При факультете «М» создавать НИИ не было
необходимости. Он уже существовал с июля 1971 г. в
виде НИИ проблем машиностроения, созданного на
основании Постановления СМ СССР, согласованного с
девятью отраслевыми министерствами. Большую роль
в организации НИИПМ в свое время сыграли прорек-
тор МВТУ им. Н.Э.Баумана по научной работе акаде-
мик АН СССР К.С.Колесников, заведующий кафедрой
технологии специального машиностроения профессор
В.Г.Саксельцев, позднее - заведующий кафедрой спе-
циальной робототехники, заслуженный деятель науки
и техники РФ профессор НАЛакота.
Увеличение объемов НИР потребовало организа-
ции в рамках НИИПМ соответствующей эксперимен-
тальной базы. Был разрешено развивать ее на терри-
тории учебно-экспериментального Центра в поселке
Орево (под Дмитровом), первая очередь объектов ко-
торого была введена в строй в 1965 г. В 1976 г. в УЭЦ
начали сооружаться уникальные испытательные каме-
ры и стенды. В1979 г. были запущены в эксплуатацию
стенды для испытаний крупномасштабных макетов и
натурных изделий многих реальных образцов ракет-
но-артиллерийского вооружения. Создание взрывного
павильона с вакуумной бронекамерой большого объ-
ема и баллистической трассы на долгие годы обеспе-
чили коллективы соответствующих кафедр заказами
на выполнение НИР и НИОКР в области разработки
боеприпасов и артиллерийских систем. Под руковод-
ством профессора Н.А.Лакоты НИИПМ превратился
в крупный Центр экспериментальных исследований,
созданная научно-техническая база которого имела
двойное назначении и использовалась как в научных,
так и учебных целях.
А.Ф.Овчинников
В.Г.Саксельцев
739
История развития отечественного ракетостроения
Особой ценностью обладали два демонстраци-
онных зала: ракетно-космический и ракетно-артил-
лерийский. В этих залах были собраны и размещены
образцы изделий, спроектированных и изготовленных
в КБ ведущих организаций оборонной и ракетно-кос-
мической отраслей промышленности за последние
50 лет. До сих пор эти демонстрационные залы не име-
ют аналогов в вузах России как по количеству экспона-
тов, так и по качеству их представления. Они продол-
жают оставаться одним из важных средств подготовки
высококвалифицированных специалистов.
Несмотря на то, что «по факту» в УЭЦ НИИПМ
кроме подразделений факультета «М» вели активную
работу и другие структурные подразделении МВТУ,
прежде всего, факультеты «Энергомашиностроение»
и «Приборостроение», такое положение дел не устра-
ивало ректора А.С.Елисеева. В результате было при-
нято решение ректората о переформировании НИИПМ
в НИИСМ и разделе подразделений загородной базы
между вновь организованными в МГТУ НИИ.
С момента реорганизации НИИСМ возглавил д.т.н.
профессор В.П.Шмаков, приглашенный на работу в
МВ1У ректором А.С.Елисеевым из ЦНИИмаш. Тем не
менее, удалось, хотя и с определенными сложностя-
ми, отстоять кандидатуру А.Ф.Овчинникова в качестве
руководителя НУК. В настоящее время директором
НИИСМ является д.т.н. профессор В.Н.Зимин, одно-
временно занимающий должность первого проректора
МГТУ им. Н.Э.Баумана по научной работе.
В1990 г. руководителем НУК СМ был избран к.т.н.
доцент Валентин Викторович Зеленцов, впоследствии
В.В.Зеленцов	В.Т.Калугин
И.Б.Федоров
АААлександров
член-корреспондент РАРАН, лауреат премии Прези-
дента РФ и премии Правительства РФ, заведующий
кафедрой «Ракетные и импульсные системы». Перво-
степенной задачей В.В.Зеленцова стало сохранение
преподавательского и научного составов НУК в непро-
стых условиях зарождающейся в стране рыночной эко-
номики. Эту задачу ему удалось решить с минималь-
ными потерями.
В 2012 г. В.В.Зеленцов завершил свою плодотвор-
ную деятельность на посту декана - руководителя НУК
СМ, передав свои полномочия в руки лауреата премии
Правительства РФ профессора В.Т.Калугина.
Следует признать, что успешность работы В.В.Зе-
ленцова во многом определялась тем, что интервал
времени его руководства НУК СМ практически со-
впал с периодом руководства вузом (1991-2010 гг)
И.Б.Федоровым, в состав «команды» которого он
входил и который полностью доверял и поддерживал
Валентина Викторовича во всех его позитивных начи-
наниях.
Профессор И.Б.Федоров - академик РАН, заслу-
женный деятель науки и техники РФ, лауреат премий
Президента и Правительства Российской Федерации
в области образования, а также науки и техники, на-
гражденный за вклад в совершенствование высшего
профессионального образования и развитие науки
высшими государственным наградами России. Он
признанный специалист в области радиолокации,
основатель научной школы создания радиолокаци-
онных систем повышенной помехозащищенности и
информативности. Подготовку кадров для оборонной
и космической отраслей промышленности он всегда
воспринимал как важнейшее государственное дело,
одно из приоритетных направлений деятельности
МГТУ им. Н.Э.Баумана. Приход И.Б.Федорова к ру-
ководству вузом потребовал не только нивелирования
негативных последствий деятельности предшествую-
щего ректора, но и придания университету нового ка-
чества, определяемого его статусом (в 1989 г. МВТУ
им. Н.Э.Баумана первым из технических вузов страны
стал «техническим университетом», а 7 октября 2009 г.
вышел победителем конкурсного отбора программы
развития университетов, в отношении которых уста-
новлена категория «национальный исследовательский
университет»). После окончания очередного «ректор-
ского срока» в 2010 г. И.Б.Федоров был единогласно
избран президентом университета.
С 2010 г. МГТУ им. Н.Э.Баумана возглавляет лау-
реат премии Правительства РФ в области науки и тех-
ники, д.т.н., профессор А.А.Александров, выпускник ка-
федры «Механическое оборудование автоматических
установок» (стартовых пусковых установок) 1975 г.
Кандидатура Анатолия Александровича на пост
ректора МГТУ была выдвинута 4 февраля 2010 г. об-
щим собранием коллектива НУК СМ. Будучи идеоло-
740
Глава 9
гическим приемником предшествующего ректора, он
внес вклад в укрепление авторитета вуза, развитие
тесных связей с головными научными организациями
и предприятиями промышленности, в т.ч. оборонной
и ракетно-космической отраслей. МГТУ усилил свое
присутствие в крупных научных программах, в т.ч. по
новейшим направлениям в области нанотехнологий,
технологий живых систем, экологии, исследований
в области плазмы, лазеров, оборонных технологий,
проблем, находящихся на стыке наук.
Отмечая роль руководителей в определении
структуры вуза, решении кадровых и многих других
задач, связанных с организацией учебного процесса,
научных исследований и ОКР, выполняемых в универ-
ситете, - при всем том нельзя забывать, что основ-
ным звеном подготовки инженерно-научных кадров,
определяющим авторитет и значимость МВТУ (МГТУ)
были и остаются его кафедры. Именно становление
и развитие кафедр факультета специального маши-
ностроения, их научно-педагогических школ фор-
мировали международный и внутригосударственный
авторитет училища как крупнейшей кузницы кадров
оборонных отраслей промышленности страны.
Основоположниками научно-педагогических школ,
как правило, оказывались выдающиеся личности,
внесшие признанный вклад в развитие науки и техни-
ки. В ряде случаев они не являлись непосредственны-
ми сотрудниками факультета, в других они имели кос-
венное отношение к нему, в третьих непосредственно
создавали и возглавляли кафедры и научные школы.
Но в любом случае они стояли у колыбели того, что
сегодня представляет собой Научно-учебный комплекс
специального машиностроения.
Среди выдающихся ученых первым надо назвать
выдающегося русского ученого-механика Н.Е. Жуков-
ского (1847-1921 гг.), организовавшего и бессменно
возглавлявшего кафедру теоретической механики
Училища на протяжении более 40 лет, предварившего
открытие в ИМТУ (как тогда назывался вуз) аэроме-
ханической специальности, которая имеет непосред-
ственное отношение к факультету. Основополагающие
работы Н.Е.Жуковского, принесшие ему мировую сла-
ву и позволяющие по праву считать его «отцом рус-
ской авиации», посвящены
непосредственно пробле-
мам аэрогидромеханики и
самолетостроения. Рабо-
тами Н.Е.Жуковского была
открыта новая яркая стра-
» ница в области теоретиче-
г J.. ских и экспериментальных
исследований в гидро- и
аэромеханике, основанных
на изучении безотрывного
н.Е.Жуковский обтекания тел. Созданная
под его руководством в 1909 г. первая в России аэро-
динамическая лаборатория послужила прообразом
современной экспериментальной базы многих ави-
ационных и ракетно-космических организаций, без
которой немыслима отработка ЛА любого назначения.
Из организованного Н.Е.Жуковским воздухоплава-
тельного кружка вышло много выдающихся ученых и
специалистов в области аэродинамики, динамики по-
лета и авиастроения.
Далеко за рамки проблем теоретической механи-
ки выходила деятельность созданного Н.Е.Жуковским
и его талантливым учеником (впоследствии профес-
сором) В.П.Ветчинкиным расчетно-испытательного
бюро, основными задачами которого были разработка
методов расчета ЛА, определение нагрузок, действую-
щих на аппарат в различных условиях полета и т.д. Соз-
дание на факультете в 1963 г. кафедры аэродинамики
в полной мере способствовало возрождению в вузе за-
мечательных традиций, заложенных этим выдающим-
ся русским ученым. Неоценим вклад Н.Е.Жуковского
и в теорию реактивного движения, ставшей фундамен-
том авиа- и ракетостроения.
Особое место в истории становления ряда кафедр
и научных школ факультета должно быть отведено
Главному конструктору космических систем Сергею
Павловичу Королеву (1906-1966 гг.), общеизвестные
заслуги которого в создании школы ракетостроения и
космической техники поистине трудно переоценить.
Тысячи талантливых людей под руководством акаде-
мика С.П.Королева стали профессионалами высочай-
шего уровня, за короткий срок осуществив беспреце-
дентную по масштабам и новизне научно-техническую
программу.
С.П.Королев окончил МВТУ в 1930 г., защитив ди-
пломный проект под руководством АНТуполева. Его
становление как специалиста состоялось в РИБ, воз-
главляемом Н.Е.Жуковским и В.П.Ветчинкиным. Им
подготовлен, а несколько позднее опубликован курс
лекций «Основы проектирования баллистических ра-
кет дальнего действия», в котором был использован и
обобщен опыт возглавляемого им ОКБ. С.П.Королев
до самых последних дней своей жизни уделял большое
внимание молодежи. Он неоднократно встречался со
студентами и аспирантами факультета, поддерживал
их новые разработки и исследования.
Также значителен вклад С.П.Королева в создание и
развитие научно-педагогической школы проектирова-
ния КА и PH, основоположником которой в МВТУ при-
нято считать В.И.Феодосьева. Практически вся науч-
ная и научно-педагогическая деятельность Всеволода
Ивановича связаны с факультетом. В течение многих
десятилетий он являлся безоговорочным неформаль-
ным лидером коллектива, его «совестью», к мнению
которого прислушивались не только его коллеги - ру-
ководители кафедр факультета, но и руководство вуза.
741
История развития отечественного ракетостроения
В.И.Уаокин
Ю.н.Коптев
ВАЛопота
Всеволод Иванович окончил приборостроитель-
ный факультет МВТУ в 1941 г., за четыре дня до на-
чала Великой Отечественной войны. По предложению
Г.А.Николаева, работавшего в то время заместителем
директора (проректором) училища, он был рекомен-
дован для работы в группу по созданию авиационных
скорострельных пушек, которые начали производить-
ся в связи с военным временем в мастерских, рас-
положенных под южным крылом корпуса МВТУ. Ему
предложили должность конструктора. В отсутствии
какого-либо опыта справиться с возложенными обя-
занностями было очень сложно. Однако хорошая тео-
ретическая подготовка, полученная в вузе, позволила
скоро найти ему свое место. В.И.Феодосьев прекрасно
владел методами прочностных расчетов. Поэтому он
стал ведущим специалистом-расчетчиком, продолжая
работать в должности конструктора. Разработанные
им методики и алгоритмы были столь оригинальны
и эффективны, что достаточно быстро и внешне без
особых усилий удалось, без отрыва от производства,
подготовить кандидатскую диссертацию. Защита долж-
на была состояться в октябре. Однако в связи с пере-
базированием вуза в Ижевск она не состоялась. Всево-
лод Иванович остался в Москве и продолжал работать
в мастерских, производящих боеприпасы и авиацион-
ное вооружение. Когда начались занятия студентов в
Москве, В.И.Феодосьев перешел на преподаватель-
скую работу на кафедру сопротивления материалов.
В начале 1945 г. он уже доктор наук.
Как признавался сам Всеволод Иванович, в ра-
кетной технике он тогда «мало что понимал», хотя
командировка в поверженную Германию, где он при-
обрел исходные знания по проектированию ракет,
безусловно, оставила свой след. Обязанности заве-
дующего кафедрой РТ-2, однако, требовали более
глубокого освоения ракетной техники. Он избрал для
этого трудный, но фундаментальный путь: работа на-
учным консультантом в ОКБ-1 С.П.Королева и работа
по написанию книги «Введение в ракетную технику» -
первой отечественной монографии, посвященной из-
ложению физических принципов создания ракетной
техники. Для придания книге большего «професси-
онализма» при изложении теории жидкостных ра-
кетных двигателей Всеволод Иванович пригласил в
соавторы Г.Б.Синярева. Книга была издана в 1956 г.
В.И.Феодосьев вложил в нее свою душу, сделал яркой
и доходчивой при строгой математической трактов-
ке излагаемых вопросов. Работа оказала огромное
влияние на подготовку отечественных специалистов,
явилась настольной книгой многих поколений кон-
структоров ракетной техники. После выхода ее в свет
В.И.Феодосьев становится признанным специалистом
в области ракетной техники.
Он никогда «не изменял» своей «первой любви» -
теории прочности. Основной курс, читаемый им на ка-
федре - «Строительная механика ракет». Когда встал
вопрос о расчете на прочность ЖРД средней тяги в КБ
А.М.Исаева, В.И.Феодосьеву было предложено воз-
главить эту работу. Его вклад в разрешение этой про-
блемы нашел отражение в изданной в 1957 г. книге
«Прочность теплонапряженных узлов ЖРД».
После В.И.Феодосьева кафедру последователь-
но возглавляли заслуженный деятель науки и техни-
ки РСФСР, д.т.н., профессор В.И.Усюкин (с 1989 по
2001 г.), академик РАН, профессор Ю.С.Соломонов
(с 2001 по 2004 г.) заместитель министра общего ма-
шиностроения, генеральный директор Российского
авиационно-космического агентства (в 1992-2004 гг.),
д.т.н., профессор Ю.Р.Коптев, президент - генераль-
ный конструктор РКК «Энергия», член-корреспондент
РАН, д.т.н., профессор ВАЛопота (с 2010 г. по насто-
ящее время).
На протяжении 50 лет на кафедре СМ-1 работа-
ли многие выдающиеся ученые и педагоги. Первыми
преподавателями кафедры были доктора технических
наук, профессора Н.Ф.Краснов, НААлфутов, до-
центы М.С.Флорианский, ААБойков, В.Ф.Разумеев.
В начале 1950-х гг. читали лекции академики АН СССР
В.Н.Челомей и В.П.Бармин. Несколько позже ста-
вил курсы по динамике ракет академик АН СССР
К.С.Колесников. Большое влияние на педагогический
процесс на кафедре и подготовку курсов прочностного
цикла оказал д.т.н., профессор Л.И.Балабух, работав-
ший до МВТУ в КБ «Салют». Группа преподавателей
под руководством д.т.н., профессора Г.Б.Синярева
вела занятия по теоретическим и эксперименталь-
742
Глава 9
ным предметам теплового раздела подготовки ин-
женеров. В работе со студентами принимали участие
специалисты НИИ и КБ: В.В.Симакин, М.С.Хитрик,
С.Д.Гришин, И.С.Ефремов, ЮАЦуриков, В.К.Карраск,
летчики-космонавты А.С.Елисеев, О.Г.Макаров,
А.П.Александров, К.П.Феоктистов. В 1969 г. кафедру
окончил В.Г.Кинелев, в будущем министр общего и
профессионального образования России, профессор.
За время существования кафедры сформирова-
лись такие авторитетные научные направления, как
механика конструкций из композиционных матери-
алов (проф. НААлфутов, Б.Г.Попов, ПАЗиновьев,
Б.С.Сарбаев) и динамические процессы в ракетно-кос-
мических системах (проф. В.П.Качура и др.). На кафе-
дре было подготовлено более 3500 инженеров, около
250 канд. и более 50 докт. технических наук. Неразрыв-
но связал свою жизнь с МВТУ выдающийся создатель
РКТ академик В.Н.Челомей, проработавший в вузе по
совместительству с 1951 г. до последних дней своей
жизни. Владимир Николаевич сумел собрать на кафе-
дре замечательный коллектив ученых, которые вместе
с выпускниками кафедры сыграли и сейчас играют
важную роль в проектировании, разработке и изготов-
лении современных образцов РКТ. Являясь талантли-
вым ученым и используя на практике свои глубокие
теоретические знания, он органично сочетал строгое
соблюдение всех канонов научной методологии, недо-
пущение неряшливости, легкомыслия и авантюризма в
научных расчетах и выкладках со смелостью и неожи-
данностью технических решений. Эти традиции кафе-
дра стремится сохранять и приумножать.
С декабря 1984 г. до 1992 г. кафедрой руководил
ученик В.Н.Челомея, Герой Социалистического Труда,
лауреат Ленинской премии, профессор И.М.Шумилов,
а с июня 1992 г. по 1999 г. кафедру возглавлял д.ф-
м.н., профессор С.В.Челомей. После его безвремен-
ной кончины в 1999 г. исполняющим обязанности за-
ведующего кафедрой некоторое время работал д.т.н.
С.В.Аринчев, а с 2001 по 2012 г. ее возглавлял д.т.н.,
профессор О.Н.Тушев. В 2012 г. заведующим кафедрой
«Аэрокосмические системы» избран директор - гене-
ральный конструктор ОАО «ВПК НПО машинострое-
ния» д.т.н., профессор А.Г.Леонов.
Преподавание на кафедре всегда велось на высоком
научно-методическом уровне, с широким использова-
нием новейших достижений науки и техники. Основы
педагогического процесса были заложены крупнейши-
ми специалистами, стоявшими у истоков РКТ. В разные
годы на кафедре преподавали генеральный конструктор
НИИ АС академик ЕАФедосов, генеральный конструк-
тор академик В.И.Кузнецов, генеральный конструктор
и генеральный директор ГНИЛ ОКБ «Вымпел» лау-
реат Государственной премии Д.К.Драгун; заместите-
ли генерального конструктора НПО машиностроения
ВАМодестов, В.ЕСамойлов и др.
Вначале тематика исследований на кафедре опре-
делялась преимущественно научными интересами ее
заведующего В.Н.Челомея. Первые научно-исследова-
тельские темы заключались с НПО машиностроения. Их
руководителями были И.М.Шумилов и В.Ф.Соколов.
Это работы по динамике сервомеханизмов, элементов
ракетных конструкций. В дальнейшем круг решаемых
кафедрой научных проблем существенно расширился.
Стали развиваться такие направления, как прочность,
устойчивость и динамика тонкостенных конструкций,
динамика конструкций со случайными параметрами,
аэроупругость динамики упругих конструкций с си-
стемами управления, динамика человеко-машинных
систем. По результатам НИР на кафедре было защи-
щено семь докторских и около шестидесяти кандидат-
ских диссертаций, изданы десятки учебников, учебных
пособий и монографий, опубликованы сотни статей.
За время существования кафедрой выпущено свыше
1000 специалистов, работающих практически во всех
областях народного хозяйства.
В 1920 г., будучи добровольцем Красной Армии,
В.Е.Слухоцкий - будущий основатель кафедры балли-
стики - стал в слушателем Военной артиллерийской ака-
демии, баллистический факультет который он окончил в
1924 г. С тех пор вся жизнь В.Е.Слухоцкого была по-
священа проблемам внешней и внутренней баллистики.
В 1925 г. двадцатитрехлетний специалист направляется
в КОСАРТОП. В этой комиссии работали люди старшего
возраста, такие как профессор И.П.Граве - изобретатель
пороха с прогрессивным горением, В.И.Рдултовский -
специалист по взрывателям всех систем и др.
И.М.Шумилов	С.В.Челомей
О.Н.Тушев	АТЛеонов
743
История развития отечественного ракетостроения
После расформирования КОСАРТОПа В.Е. Слухоц-
кий был назначен начальником сектора вычислений, а
вскоре - баллистического отдела во вновь образован-
ном Артиллерийском НИИ РККА. Затем он по приказу
командования был переведен в ГАУ, где его в июне
1941 г. и застала война.
После окончания войны выяснилось, над чем все
это время работал В.Е.Слухоцкий. Это, прежде всего,
улучшение баллистических параметров новых образ-
цов артиллерийского вооружения и руководство ис-
пытаниями элементов выстрела на полигонах. Кроме
того, он руководил составлением таблиц стрельбы (т.н.
закон 1943 г.). Занимался он и конструкторскими раз-
работками, например, противотанковым ружьем РЕС
(Рожков, Ермолаев, Слухоцкий).
Научные заслуги В.Е. Слухоцкого отмечены в
приказе об увольнении в запас в 1959 г. Это раз-
работки методики баллистического проектирования
и теории дульного тормоза, работы по повышению
В.Е.Слухоцкий
Л.Н.Лысенко
живучести стволов, реше-
ние задач промежуточной
баллистики. После ухода
В.Е.Слухоцкого из МВТУ
кафедру баллистики воз-
главил ААДмитриевский.
Заслуженный деятель
науки и техники РСФСР,
д.т.н., профессор А.А. Дми-
триевский, с именем кото-
рого связана более чем
30-летняя история разви-
тия кафедры, начал свою
деятельность в МВТУ в
1945 г. в качестве препода-
вателя-совместителя, ра-
ботая одновременно глав-
ным конструктором мино-
метного завода. В 1948 г.
он полностью перешел на
преподавательскую рабо-
ту, а в 1956 г. был назначен
заведующим кафедрой, ко-
торой руководил до 1987 г.
Под научным руковод-
ством А. А. Дмитриевско-
го на кафедре выросла
плеяда ученых, внесших
существенный вклад в ста-
новление и развитие внеш-
ней баллистики как науки.
В числе первых очных
аспирантов кафедры были
Б.Н.Лагутин, М.П.Оскерко
и Л.С.Новиков, получив-
шие впоследствии извест-
ность как крупные специалисты в области проектиро-
вания образцов вооружения.
Оставленный для обучения в аспирантуре В.Е. Слу-
хоцким, выпускник факультета Б.Н.Лагутин, ставший
позднее академиком, генеральным конструктором -
директором Московского института теплотехники,
после завершения календарного срока пребывания
в аспирантуре некоторое время работал младшим
научным сотрудником кафедры. Затем, уже будучи
работником промышленности, под научным руковод-
ством ААДмитриевского он защищает кандидатскую
диссертацию.
Борис Николаевич тесно сотрудничал с кафедрой
в течение многих лет. Длительное время он возглавлял
Государственную экзаменационную комиссию, руково-
дил филиалом кафедры у себя на предприятии. Пери-
од, в течение которого Б.Н.Лагутин возглавлял МИТ,
характеризовался наиболее тесным взаимодействием
кафедры с данной организацией. Именно в это время
сотрудниками кафедры было выполнено значительное
количество НИР, посвященных проблемам динамики
движения баллистических ракет дальнего действия
и их головных частей на атмосферном нисходящем
участке траектории.
Говоря о взаимодействии кафедры с промыш-
ленными организациями, нельзя не упомянуть и о
том, что на начальной стадии руководства кафедрой
ААДмитриевским наиболее тесные связи поддержи-
вались с СКБ Б.И.Шавырина, что в значительной сте-
пени определялось личными отношениями этих двух
крупных ученых. Б.И.Шавырин оказал в это время су-
щественное влияние на становление научной тематики
кафедры, способствовал выработке требований к со-
держанию лекционных курсов, касающихся баллистики
минометных систем.
Научные труды ученых-баллистиков МВТУ полу-
чили широкую известность. Некоторые из работ стали
настольными книгами целого поколения специали-
стов, работающих в области проектирования боепри-
пасов, ракетно-артиллерийских и космических систем.
Наряду с первыми публикациями сотрудников кафе-
дры, книги ААДмитриевского и В.Н.Кошевого «Фи-
зические основы полета ракет» (Воениздат, 1962 г.)
и «Основы теории полета ракет» (Воениздат, 1964 г.)
составили цикл работ, достаточно полно описывающих
динамику неуправляемых (главным образом) ракет
и снарядов ствольных систем различного назна-
чения. В 1972 г. выходит в свет учебник «Внешняя
баллистика», выдержавший впоследствии четыре из-
дания. Последнее, наиболее полное издание, подго-
товленное профессором Л.Н.Лысенко при сохранении
в качестве титульного автора уже ушедшего из жизни
ААДмитриевского, вышло в свет в 2005 г.
Знаменательной вехой в истории кафедры стал
1965 г. Если до этого времени кафедра в основном
744
Глава 9
позицировалась в вузе как кафедра внешней и вну-
тренней баллистики ствольных систем, а ее молодежь
еще только осваивала «баллистику управляемых ракет
дальнего действия», в основном по одноименной мо-
нографии Р.Ф.Аппазова (выпускника МВТУ), С.С. Лав-
рова и В.П.Мишина, то уже к 1963 г. ситуация резко
изменилась. К этому времени квалификация препода-
вателей кафедры баллистики в области динамики поле-
та ракет уже повысилась настолько, что из-под их пера
начали выходить серьезные самостоятельные работы в
этой области. В то же время к работе на кафедре стали
привлекаться такие крупные авторитеты в области бал-
листического проектирования твердотопливных БР и
их головных частей, как Б.Н.Лагугин, другие сотрудни-
ки возглавляемой им организации. Наконец, кафедра
«Баллистика» получила статус выпускающей и начала
осуществлять подготовку инженеров по специальности
«Динамика полета и управление ракет и космических
аппаратов» совместно с кафедрой аэродинамики.
Аэродинамика, являющаяся теоретической основой
дисциплин, обеспечивающих подготовку специалистов
по проектированию летательных аппаратов, пережива-
ет в те годы в МВТУ второе рождение. Под руковод-
ством Н.Ф.Краснова на кафедре сформировалась
сильная научная школа, круг интересов которой лежал
в основном в области теории и практики обеспечения
требуемых аэродинамических характеристик ЛА раз-
личного назначения путем управления обтеканием как
их внешних, так и внутренних поверхностей во всем
диапазоне скоростей полета с привлечением широкого
спектра средств управления.
Создавалась экспериментальная база кафедры,
включающая сверхзвуковую аэродинамическую уста-
новку промышленного типа с дискретным измене-
нием чисел Маха в диапазоне 1,8—4,2; дозвуковую
низкотурбулентную установку малых скоростей; ком-
плекс тензометрических измерителей сил и моментов,
малоинерционных датчиков и манометров, оптиче-
ских устройств визуализации и регистрации процес-
сов обтекания тел, термоанемометрических средств
измерения параметров течения, датчиков измерения
тепловых потоков к поверхности тел, подвесных и под-
держивающих устройств для проведения статических и
динамических экспериментальных исследований, за-
писывающую и воспроизводящую аппаратуру.
Теоретические разработки велись параллельно с
большим объемом экспериментальных исследований
как в лабораториях кафедры, так и на эксперименталь-
ной базе других организаций. Логическим завершением
этих исследований явилось написание книги «Аэро-
динамика отрывных течений» (авторы - Н.Ф.Краснов,
В.Н.Кошевой, В.Т.Калугин; 1988 г.), получившей высокую
оценку не только отечественных специалистов, но и за-
рубежных ученых. Значительный вклад в развитие этого
направления был внесен профессором В.Т.Калугиным.
Дальнейшее развитие и интеграция научных школ
по динамике полета и аэродинамике, требование по-
вышения качества подготовки специалистов на единой
методологической основе привели к необходимости
объединения кафедр «Динамика полета» и «Аэроди-
намика». С момента образования в 1987 г. кафедры
«Теория полета и аэродинамика» ее возглавил заслу-
женный деятель науки РФ, заслуженный изобретатель
РСФСР, академик РАРАН, РАКЦ и Российской Акаде-
мии навигационных наук, лауреат премии Президента
РФ, д.т.н, профессор Л.Н.Лысенко.
Слияние кафедр динамики полета и аэродинамики
предопределило некоторые сложности в становлении
объединенного общей идеей и интересами научного
коллектива, но в то же время способствовало даль-
нейшему прогрессу аэромеханической школы МВТУ
за счет поступления новых идей из смежных областей
науки и техники. С этого времени формируется и на-
чинает стремительно набирать авторитет и научную
признательность, в т.ч. на международном уровне,
возглавляемая Л.Н.Лысенко научно-педагогическая
школа динамики полета управляемых ЛА баллистиче-
ского типа. Свыше 30 канд. наук, защитивших диссер-
тации в рамках этой научной школы только непосред-
ственно под руководством Л.Н.Лысенко, несколько
докторских диссертаций, монографии «Прикладные
задачи теории оптимального управления движением
беспилотных летательных аппаратов», (1978 г.), «Ме-
тоды теории систем в задачах управления космиче-
ским аппаратом» (1981 г.), учебники «Баллистика и
навигация ракет» (1985 г.), «Баллистика и навигация
космических аппаратов» (1986 г.), «Наведение и нави-
гация баллистических ракет» (2007 г.), сотни статей и
авторских свидетельств - далеко не полный перечень
итогов ее деятельности.
За время существование кафедры аспирантуру (оч-
ную и заочную) закончили свыше 100 человек, большин-
ство из которых защитили кандидатские диссертации.
Преподаватели кафедры Л.Н.Лысенко, В.Т.Калу-
гин, ВАСоловьев, В.П.Казаковцев, С.В.Беневольский,
В.В. Грабин, В.Е.Любинский стали докторами наук.
Среди соискателей ученых степеней, прошедших через
кафедру, множество других славных имен, известных
не только в России, но и далеко за ее пределами. Среди
них выделяются имена бывшего генерального дирек-
тора Российского авиационно-космического агентства
профессора Ю.Р.Коптева, заместителя генерального
конструктора ФГУП «НПО им. САЛавочкина» про-
фессора К.М.Пичхадзе и др.
Широкая известность трудов сотрудников кафедры
за рубежами нашей Родины привела к развитию меж-
дународных связей со многими организациями других
стран. Глубина этих связей различна и колеблется в
широких пределах от выполнения серьезных иссле-
дований по заключенным контрактам до проведения
745
История развития отечественного ракетостроения
стажировок и чтения лекций иностранным специали-
стам, обмена студентами, участия в конференциях.
Столь же широка и география сотрудничества: США,
Франция, Германия, Китай, Вьетнам, Сирия, Малай-
зия и др. За последние годы на кафедре подготовлено
пять иностранных кандидатов наук, которые получили
сертифицированные дипломы докторов философии
(технические науки) международного образца.
В 2007 г., после 20-летнего руководства кафедрой,
профессор Л.Н.Лысенко покинул должность заведую-
щего, продолжив работу в качестве профессора кафе-
дры, а также на других важных постах в университете и
внешних организациях: председателя диссертационно-
го совета, заместителя руководителя научно-методи-
ческого Совета МГТУ им. Н.Э.Баумана, члена Прези-
диума и руководителя отделения баллистики и теории
стрельбы РАРАН, заместителя председателя Эксперт-
ного совета ВАК РФ по авиационной и ракетно-косми-
ческой технике. Заведующим кафедрой был назначен
ведущий специалист в области управления космиче-
скими полетами, первый заместитель генерального
конструктора РКК «Энергия» им. С.П.Королева, член-
корреспондент РАН профессор ВАСоловьев.
С приходом на кафедру ВАСоловьева на ней
стала активно формироваться новая научная школа в
области управления космическими полетами. Соответ-
ственно, изменилось название кафедры баллистики и
аэродинамики на новое - «Динамика и управление по-
летами ракет и космических аппаратов».
В 1973 г. профессором МВТУ им. Н.Э.Баумана
стал преемник Б.И.Шавырина на посту руководителя
коломенского КБМ, выпускник кафедры боеприпасов
С.П.Непобедимый. Он активно участвовал в подготовке
кадров, постоянно входил в состав диссертационного
совета при МГТУ. В части создания ракетных систем и
комплексов имена Б.И.Шавырина и С.П.Непобедимого
связаны прежде всего с кафедрой «Ракетные и им-
пульсные системы», возглавляемой В.В.Зеленцовым.
За время своего существования эта кафедра подго-
товила свыше трех тысяч специалистов. Выпускников
кафедры можно встретить практически на всех пред-
приятиях оборонной промышленности. Многие из
них удостаивались высоких государственных наград,
отмечены почетными званиями, государственными
премиями СССР, премиями Президиума СМ СССР и
др. Среди них - руководители крупных предприятий и
организаций, заведующие кафедрами МГТУ. К числу
«звезд первой величины», безусловно, должен быть
причислен основатель кафедры «Стартовые ракетные
комплексы» В.П.Бармин.
Бурное развитие РКТ в начале 1960-х гг. привело
к значительной структурной перестройке учебно-науч-
ного процесса в МВТУ им. Н.Э.Баумана, к формиро-
ванию новых факультетов, кафедр и специальностей.
Кафедра была переведена в состав вновь созданного
конструкторско-механического факультета под индек-
сом К-1, где проводила подготовку инженерных и на-
учных кадров с 1962 по 1986 г., когда в связи с очеред-
ной реорганизацией структур в МВТУ была возвращена
в состав факультета «Специальное машиностроение»
под индексом СМ-8.
С 1989 г. кафедрой СМ-8 заведовал ученик
В.П.Бармина д.т.н., профессор Юрий Павлович Пер-
фильев. До перехода на кафедру в 1989 г. он в течение
более 30 лет работал в КБОМ, руководил расчетно-
теоретическим отделением, решал сложные исследо-
вательско-конструкторские проблемы, а также задачи
внедрения в конструкторскую деятельность современ-
ной вычислительной техники и САПР.
Ю.П.Перфильев окончил МВТУ в 1955 г. Он был пер-
вым аспирантом кафедры СМ-8, защитившим в 1964 г.
кандидатскую диссертацию; в 1975 г. Ю.П.Перфильев
защитил докторскую диссертацию, которая стала ито-
гом многолетних теоретических и экспериментальных
работ в области расчета и проектирования систем
амортизации шахтных пусковых установок. В 1981 г.
ему присуждена Государственная премия за комплекс
работ по снижению ударно-волновых и акустических
нагрузок на ракету при газодинамическом старте из
шахты.
С 2001 г. кафедрой руководит заслуженный де-
ятель науки РФ, президент РАКЦ, генеральный кон-
структор ФГУП «ЦЭНКИ», член-корреспондент РАН,
д.т.н, профессор Игорь Владимирович Бармин.
И.В.Бармин окончил МВТУ им. Н.Э.Баумана в
1966 г. С 1982 г. работал по совместительству до-
ВАСоловьев	С.П.Непобедимый
Ю.П.Перфильев
746
Глава 9
центом, а с 1994 г. - профессором кафедры. При его
участии и под его руководством в КБОМ выполнялись
работы по новому направлению космонавтики - кос-
мической технологии, а на кафедре в МГТУ с 1982 по
1989 г. велась подготовка специалистов по специали-
зации «Космическая технология».
Кафедра гордится своими выпускниками, вклад
которых в создание оборонного комплекса и разви-
тие космонавтики России неоспорим. Среди них ла-
уреат Государственной премии РФ, д.т.н., профессор
Д.К.Драгун. После окончания кафедры в 1964 г. он ра-
ботал в ОКБ «Вымпел», где прошел путь от инженера
до генерального директора и генерального конструк-
тора, участвовал в разработках шахтных стартовых
комплексов для ракет стратегического назначения УР-
100Н, УР-100Н УТТХ, РТ-23 УТТХ, «Тополь-М».
Основными направлениями научных исследований
кафедры являются исследование динамических про-
цессов старта ракет, прочности и динамики конструк-
ций ПУ и ТУА, исследование процессов высокоточного
дозирования и подготовки компонентов жидкого ра-
кетного топлива в заправочных системах стартовых
комплексов для ракет и заправочно-нейтрализаци-
онных станций космических аппаратов и разгонных
блоков; исследование процессов тепломассообмена в
стартовом оборудовании и системах термостатирова-
ния ракет. По данным направлениям выполнено более
150 НИР, которые проводились по техническим зада-
ниям предприятий ракетно-космической отрасли, СПП
при президиуме РАН, ВНК видов войск МО РФ.
Результаты научных исследований внедрены в
конструкторские разработки предприятий при модер-
низации и эксплуатации оборудования стартовых ком-
плексов «Союз» и «Протон», при создании агрегатов
и систем стартовых комплексов «Энергия» - «Буран»,
«Пионер», «Тополь», «Тополь-М», «Рокот», морских
стартовых комплексов, а также заправочно-нейтрали-
зационных станций для космических аппаратов и раз-
гонных блоков.
Основатель кафедры технологии ракетно-космиче-
ского машиностроения ЭАСатель известен как круп-
нейший организатор оборонных отраслей промышлен-
ности. Одновременно с деятельностью по управлению
производством ЭАСатель уделял значительное время
проблемам разработки научных основ машиностро-
ения, предложив комплексный метод организации
производственных процессов на основе взаимосвя-
занного решения конструкторских, технологических,
организационных и экономических задач. Такой под-
ход к проблемам производства новой техники опреде-
лил высший уровень технологического обеспечения ее
эффективности.
Важная роль отводилась проблеме, связанной с
интенсификацией технологических процессов, авто-
матизацией в мелкосерийном и единичном произ-
747
водстве, с увеличением массовости производства за
счет унификации, стандартизации и типизации деталей
машин. Большое внимание также уделялось проблеме
обеспечения комплекса технико-экономических по-
казателей, оценке эффективности технологических
методов и разработке методики моделирования техно-
логических процессов.
В 1963 г. ЭАСатель оставил заведование кафе-
дрой, но до последних дней жизни продолжал рабо-
ту в должности профессора. Руководство кафедрой
принимает профессор В.Г.Саксельцев, главный инже-
нер одного из главков Министерства общего машино-
строения, обладавший глубокими знаниями и огром-
ным опытом в области производства РТ. При его уча-
стии на факультете создается Научно-исследователь-
ский институт проблем машиностроения при МВТУ
им. Н.Э.Баумана. Первым директором НИИПМ ста-
новится В.Г.Саксельцев. Организованная при кафедре
проблемно-отраслевая лаборатория входит в состав
структуры НИИПМ.
В 1976 г. заведующим кафедрой назначается
д.т.н., профессор ГАКиселев. При нем происходит
укрупнение научных направлений кафедры. Прово-
дится большая работа по созданию единых принци-
пов конструкторской и технологической подготовки
инженеров-механиков, а ее результаты обсуждаются
на ученом совете МВТУ им. Н.Э.Баумана с пригла-
шением работников промышленности из оборонных
министерств. Рекомендации их были учтены при раз-
работке новых учебных планов. В этот период было
создано два филиала кафедры: в НПО «Техномаш» и
в НПО «Композит». Заведующими филиалами кафе-
дры были назначены профессора, д.т.н. ВАИсаченко
и С.П. Половников.
В 1985 г. заведующим кафедрой становится д.т.н.,
профессор В.С.Камалов, впоследствии заслуженный
деятель науки и техники РФ. Это был сложный пе-
риод работ по реорганизации МВТУ им. Н.Э.Баумана
и его кафедр. Заслугой В.С.Камалова является со-
хранение научного и учебного потенциала кафедры.
Научное направление композиционных материалов
усиливается профессором А.Г.Васильевой и доцентом
А.Б.Арзамасовым. Во многом благодаря В.С.Камалову
формируется технологи-
ческий раздел в научно-
технической программе
«Университеты России» и
создается Головной Совет
«Машиностроение». Боль-
шое внимание уделяется
подготовке кадров высшей
квалификации.
Успешная научно-ис-
следовательская работа и
педагогическая деятель- глкиселев
История развития отечественного ракетостроения
ность позволили кафедре стать базовой в Коорди-
национном Совете по технологической подготовке
инженерных кадров по специальностям РКТ и ракет-
ных двигателей, который был образован в 1979 г. со-
вместным приказом Минобщемаша и Минвуза СССР.
В разное время Координационный Совет возглавля-
ли заведующие кафедрой М-8 (СМ-12), профессора
В.А.Саксельцев, ГАКиселев и В.С.Камалов, а на ка-
федру возлагались обязанности по организационному
и техническому обеспечению деятельности Совета.
Совет объединял представителей Минвуза, МОМа,
15 ведущих технических университетов страны, ряда
руководителей и организаторов промышленности.
В нем насчитывалось 62 члена. Кафедра курировала
работу четырех комиссий Совета: учебно-методиче-
ской комиссии, комиссии по координации научных
исследований и подготовке кадров высшей квалифи-
кации, комиссии по переподготовке преподаватель-
ского состава и специалистов, а также редакционно-
издательской комиссии. В период с 1994 по 1997 г.
обязанности заведующего кафедрой исполнял д.т.н.,
профессор А.В.Сгибнев.
О значительных достижениях кафедры свидетель-
ствуют следующие данные: за 60 лет на кафедре под-
готовлено более 100 канд. техн, наук, 30 докт. техн,
наук, через центральное издательство выпущено более
150 монографий, учебников и учебных пособий, по
основным научным направлениям опубликовано око-
ло 3500 научных статей и получено свыше 300 автор-
ских свидетельств и патентов. За время существования
кафедры около 50000 студентов прошли усиленную
В.С.Камалов	ВАТарасов
технологическую подготовку, а с 1969 г. кафедра ста-
ла выпускающей и начала подготовку инженеров в
области технологии ракетно-космического машино-
строения. С 1997 г. кафедра продолжает работу по
совершенствованию учебного процесса и укреплению
связей с промышленностью под руководством д.т.н.,
профессора ВАТарасова.
Развитие научных исследований в области раз-
работки и производства конструкций из композитов
для РКТ, которые имеют свою специфику, началось
в МВТУ им. Н.Э.Баумана в начале 1960-х гг. У исто-
ков этого направления стояли профессора НААл-
футов, В.Г.Саксельцев, доценты А.К.Добровольский,
С.С. Пеньков и другие ученые. Учитывая авторитет
научной школы МВТУ в этой области и потребность
промышленности в квалифицированных специалистах
указанного профиля, коллегия Минобщемаша СССР в
1986 г. приняла решение об открытии в МВТУ новой
специальности «Конструирование и производство из-
делий из композиционных материалов».
Подготовку инженеров-механиков по указанной
специальности с 1987 г. осуществляла кафедра СМ-
12 совместно с кафедрой СМ-1 примерно в равных
долях в отношении общей учебной нагрузки студентов
по специальным дисциплинам. Разобщенность пре-
подавателей и научных сотрудников при организации
нового набора, учебного процесса и научных исследо-
ваний отодвигала задачу повышения качества подго-
товки специалистов для нужд ракетно-космической и
авиационной промышленности в области применения
новых материалов. Создание в январе 2002 г. новой
кафедры СМ-13 «Ракетно-космические композитные
конструкции» открыло новые возможности.
Первым заведующим кафедрой был лауреат пре-
мии Правительства РФ в области науки и техники,
д.т.н., профессор Игорь Михайлович Буланов. Его пре-
емником, возглавляющим кафедру в настоящее время,
стал д.т.н., профессор Сергей Васильевич Резник.
Создание БР и PH КА невозможно без участия спе-
циалистов в области двигателестроения, управленцев-
системщиков и разработчиков комплекса командных
приборов управления. Хотя соответствующие научно-
педагогические школы формировались на кафедрах,
дислоцированных вне пределов факультета специаль-
ного машиностроения, «забыть» об их существовании
было бы некорректным.
Становление и развитие научно-педагогической
школы ракетных двигателей шло в тесной взаимосвя-
зи со школой подготовки инженеров-ракетчиков, воз-
главляемой В.И.Феодосьевым.
Наиболее полно опыт подготовки инженеров-
двигателистов на кафедре отражен в выдержавшем
четыре издания и отмеченном Государственной
премией СССР учебнике «Основы теории и расчета
жидкостных ракетных двигателей». Среди ее авто-
748
Глава 9
ров - возглавлявший кафедру более 30 лет заслу-
женный деятель науки и техники, д.т.н., профессор
В.М.Кудрявцев, а также один из основателей научной
школы исследования процессов гидромеханики и
теплообмена при течении жидкости и газов в струк-
турно сложных средах в МВТУ им. Н.Э.Баумана, за-
служенный деятель науки и техники РСФСР, д.т.н.,
профессор В.М.Поляев. В настоящее время кафедру
возглавляет д.т.н. профессор ДАЯгодников, окон-
чивший МВТУ им. Н.Э.Баумана в 1984 г.
Кафедра систем автоматического управления
(в настоящее время кафедра ИУ-1) была основа-
на выдающимся отечественным кибернетиком, од-
ним из основоположников теории автоматического
управления, заслуженным деятелем науки и техники
РСФСР, почетным членом РАН, д.т.н., профессором
В.В.Солодовниковым. Под научным руководством
Владимира Викторовича было подготовлено более
100 канд. техн. наук. Он являлся научным консультан-
том 17 докторских диссертаций. Из опубликованных
им 33 монографий 20 переведены и переизданы в
США, Великобритании, Японии, Германии, Франции и
ряде других стран.
С 1987 по 2013 г. кафедру возглавлял выпускник
МВТУ им. Н.Э.Баумана, заслуженный деятель науки и
техники РСФСР и заслуженный деятель науки Даге-
стана, д.т.н., профессор КАПупков - достойный про-
должатель основоположников отечественной школы
кибернетики, автор более 30 монографий, учебников и
учебных пособий по теории управления, исследования
и проектирования интеллектуальных систем. В январе
2013 г. кафедру возглавил академик РАН ЕАМикрин
- первый заместитель генерального конструктора
РКК «Энергия». Подготовка специалистов в области
проектирования командных приборов управления осу-
ществляется на кафедре приборов и систем ориента-
ции стабилизации и навигации (ИУ-2), возглавляемой
заслуженным деятелем науки РФ, д.т.н., профессором
С.Ф.Коноваловым.
Становление первоначально существовавшей на-
учно-педагогической школы «Гироскопические систе-
мы» в МВТУ относится к 1930-м гг., когда в училище
была начата подготовка инженеров по специальности
В.М.Кудрявцев
«Авиационные приборы», а в 1938 г. организована
одноименная кафедра. В числе ее первых выпуск-
ников такие видные ученые и руководители научно-
производственных коллективов, как НАПилюгин,
Е.В.Ольман, ИАМихалев, Д.С.Пельпор, Н.П.Никитин,
Ф.И.Феодосьев и др.
Значительный вклад в становление кафедры внес-
ли член-корреспондент АН СССР, д.ф.-м.н., про-
фессор Б.В.Булгаков и заслуженный деятель науки
и техники РСФСР, д.т.н., профессор Д.С.Пельпор,
руководивший кафедрой более 25 лет (до 1988 г.).
За период существования научной школы кафедрой
подготовлено 19 докт. и свыше 200 канд. техн. наук.
Помимо названных, выпускниками кафедры явля-
ются такие известные ученые и специалисты, как
Е.ФАнтипов, ВАРудницкий, Н.В.Маркичев, П.М. Ки-
риллов, В.С.Митяев, Ю.М.Сазыкин, В.Ф.Журавлев,
ВАМатвеев и др., удостоенные Ленинской и Государ-
ственных премий, внесшие значительный вклад в тео-
рию и практику ракетно-космического и авиационного
приборостроения.
С 1985 г. в МГТУ имени Н.Э.Баумана реализу-
ется подготовка специалистов на факультетах при
базовых предприятиях. Здесь используется высо-
коэффективная образовательная технология, осно-
ванная на интеграции теоретического обучения на
кафедрах университета с научной и проектно-кон-
структорской практикой на предприятиях. В инте-
ресах ракетно-космической отрасли работают три
таких факультета: аэрокосмический факультет при
ВПК НПО «Машиностроение», приборостроитель-
В.В.Солодовников
ЕАМикрин
Б.В.Булгаков
Д.С.Пельпор
749
История развития отечественного ракетостроения
ный факультет при Центре эксплуатации объектов
наземной космической инфраструктуры и факультет
«Ракетно-космическая техника» при РКК «Энергия»
имени С.П.Королева. Подготовка ведется в первую
очередь по специальностям «Проектирование, про-
изводство и эксплуатация ракет и ракетно-космиче-
ских комплексов» и «Системы управления летатель-
ными аппаратами». Выпускники этих факультетов
в процессе обучения приобретают большой опыт
практической работы, закрепляются в различных
подразделениях предприятий и, как правило, оста-
ются работать на базовом предприятии. Признани-
ем достоинств осуществляемой на этих факультетах
интегрированной подготовки можно считать то, что
коллектив ее создателей в 2004 г. был удостоен пре-
мии Президента Российской Федерации в области
образования.
Такова краткая история развития научно-педагоги-
ческих школ МВТУ (МГТУ) им. Н.Э.Баумана, ориенти-
рованных на подготовку кадров по основным специ-
альностям и направлениям подготовки выпускников
в области проектирования ракетной техники. Каждый
год около 500 молодых людей начинают обучение на
факультете СМ, из них примерно половина получают
специальность, связанную с созданием ракетной тех-
ники. И каждый год, с момента создания МВТУ, кол-
лектив преподавателей и сотрудников делает все воз-
можное и от него зависящее, чтобы через шесть лет
из стен МГТУ вышли специалисты, достойные славы
бауманцев.
И.К.>4фсшасье&) ЪМ.'РусланоЬ
Московский авиационный институт
(национальный исследовательский университет)
ПОДГОТОВКА ИНЖЕНЕРОВ
ДЛЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ОТРАСЛИ
Московский авиационный институт был создан в
1930 г. на базе аэромеханического факультета МВТУ
первоначально в составе трех отделений: самолето-
строительного, моторостроительного и воздухоплава-
тельного. Основу профессорско-преподавательского
состава института составляли работники ЦАГИ и МВТУ:
Б.Н.Юрьев, В.П.Ветчинкин, Г.Х.Сабинин, К.А. Ушаков,
Г.Н.Мусинянц, Н.С.Аржаников, Б.М.Земский, А.Н.Жу-
равченко, АКМартынов, А.М. Черемухин, Б.С. Стеч-
кин, Н.И.Ворогушин и др.
Новая авиационная техника оснащалась различны-
ми боевыми установками, навигационным и радиоо-
борудованием. В целях обеспечения авиапромышлен-
ности специалистами необходимого профиля в МАИ
создаются новые факультеты и кафедры соответствую-
щего направления. К1940 г. МАИ имел в своем составе
5 факультетов, 38 кафедр, 22 лаборатории, 24 учебных
кабинета, учебно-производственные мастерские, учеб-
но-летный отряд и сложился как ведущий научный и
учебный центр по подготовке специалистов широкого
профиля для авиационной науки и промышленности.
750
Глава 9
Создатели ракетной и космической техники - выпускники МАИ (1930-1941 гг.)
Творческими усилиями этих выпускников МАИ и руководимых ими коллективов в послевоенные годы в короткий исторический срок были
созданы различные типы ракетной техники, новые типы ракетных двигателей: обеспечен надежный ракетно-ядерный щит нашей страны;
осуществлен первый в мире прорыв человека в космическое пространство. (В скобках указаны годы окончания МАИ.)
М.М.Бондарюк (1930г.)
АДНадирадзе (1940 г.)
Директора и ректоры МАИ, под руководством которых
создавалась и совершенствовалась подготовка инженеров для ракетно-космической отрасли
И.ТБеляков
М.Н.Шульженко
ЮАРыжов
А.М.Матвеенко
АНГеращенко
751
История развития отечественного ракетостроения
Еще до начала Великой Отечественной войны МАИ
подготовил для авиазаводов, конструкторских бюро и
научно-исследовательских институтов 3203 авиацион-
ных инженера различного профиля, создав тем са-
мым кадровую базу для широкого развития авиацион-
ной промышленности в предвоенные годы и годы во-
йны. Безусловным подтверждением широты и глуби-
ны получаемых в МАИ знаний является тот факт, что
до начала Великой Отечественной войны из стен ин-
ститута вышла целая плеяда специалистов, ставших в
последствии выдающимися учеными и руководите-
лями ракетно-космической отрасли: А.Я. Березняк,
М.Р. Бисноват, М.М. Бондарюк, П.Д.Грушин, САКос-
берг, В.П. Мишин, А.Д. Надирадзе, М.К. Янгель и др.
В годы, предшествовавшие Великой Отечественной
войне и во время войны коллектив МАИ много и на-
пряженно работал. Главным итогом работы института
в военные годы стала подготовка более 2000 специ-
алистов для авиационной промышленности, кото-
рые сыграли большую роль в обеспечении Победы.
В1941-1945 гг. авиапромышленностью в действующие
части было направлено 125655 самолетов, и в этом не-
малая заслуга выпускников МАИ. Заслуги коллектива
МАИ и его выпускников в годы Великой Отечественной
войны были отмечены высокой правительственной
наградой - орденом Ленина; 119 преподавателей, со-
трудников и студентов института были награждены ор-
денами и медалями.
Уже в 1946 г. в МАИ состоялся первый выпуск ин-
женеров по новым специальностям. Масштабная ра-
бота по перестройке всего учебного процесса МАИ в
связи с переходом на подготовку инженеров для но-
вых отраслей техники (реактивной, ракетной, а затем и
космической) была развернута уже в первые годы по-
сле окончания Великой Отечественной войны.
Руководство коллективом МАИ в 1945-2012 гг. осу-
ществляли профессор Н.В.Иноземцев* (1946-1949 гг.,
1954-1956 гг.), профессор М.Н.Шульженко* (1950—
1954 гг.), профессор Г.В.Каменков* (1956-1958 гг.),
академикАН СССР/РАН И.Ф.Образцов (1958-1972 гг.),
профессор И.Т.Беляков (1972-1986 гг.), академик
АН СССР/РАН ЮАРыжов (1986-1992 гг.), академик
РАН А.М.Матвеенко (1992-2007 гг.). С 2007 г. ректо-
ром института является профессор А.Н.Геращенко.1
В новых условиях стало очевидным, что без соз-
дания специализированных подразделений в структуре
вузов, готовящих инженерные кадры в области про-
ектирования, конструирования и производства ракет,
далее невозможно обеспечивать потребности вновь
созданных НИИ, КБ и предприятий оборонной про-
мышленности.
1 Примечание: значком * помечены директора института.
С1962 г. институт возглавляют ректоры.
Вопросами ракетной техники в МАИ занимались
и ранее. В 1930-1931 гг. в МАИ по совместительству
работал преподавателем один из основателей прак-
тических работ по ракетной технике ФАЦандер, ко-
торый читал лекции по ракетным двигателям и меж-
планетным полетам. По его инициативе был создан и с
успехом работал возглавляемый им студенческий на-
учно-технический кружок, занимающийся вопросами
ракетной техники.
В 1935 г. начальник РНИИ И.Т.Клейменов обра-
тился с запиской к И.В.Сталину с предложениями по
существенному ускорению процесса разработки, по-
стройки и испытания ракетных аппаратов боевого
назначения. Среди предложений был п. 6: «учредить
специальность по реактивным аппаратам при Москов-
ском авиационном институте».
В связи с новыми запросами авиационной и ра-
кетно-космической науки и техники МАИ с первых же
послевоенных лет взял курс на создание условий для
подготовки кадров нового профиля. Именно в этот пе-
риод были разработаны курсы лекций и соответствую-
щие им экспериментальные установки по реактивным
и ракетным двигателям, аэродинамике сверхзвуковых
скоростей, расчету на прочность новых типов кон-
струкций (в т.ч. с учетом аэродинамического нагрева),
новым типам конструкционных материалов, техноло-
гии их обработки и др.
С учетом новых требований был создан ряд новых
кафедр и факультетов. В начале 1950-х гг. были соз-
даны кафедры по проектированию и конструированию
ракет различных типов. Для усиления связи с промыш-
ленностью появляются базовые кафедры и филиалы
кафедр на предприятиях и в проектно-конструктор-
ских организациях.
В 1945 г. моторостроительный факультет МАИ
был переименован в факультет «Двигатели летатель-
ных аппаратов», а в его структуре была образована
кафедра специальных двигателей, на которой нача-
лась подготовка инженеров по воздушно-реактивным,
жидкостным и твердотопливным ракетным двигате-
лям. На самолетостроительном факультете подго-
товка инженеров по новым специальностям велась в
пределах кафедры самолетостроения. Но уже к началу
1950-х гг. необходимость создания в МАИ специализи-
рованной кафедры по подготовке инженеров в области
беспилотных летательных аппаратов стала очевидной.
В1952 г. в МАИ была создана кафедра «Конструкции
летательных аппаратов». Этим было положено начало
плановой подготовке в МАИ специалистов в области
ракетной техники всех типов.
С учетом происшедших перемен в 1957 г. факуль-
тет самолетостроения был переименован в факультет
«Летательные аппараты». Этим актом был оконча-
тельно закреплен факт подготовки в МАИ специали-
стов в области ракетной техники. В этом же году при
752
Глава 9
факультете была создана научно-исследовательская
лаборатория по летательным аппаратам.
Значительные перемены произошли и в структуре
учебных планов и программ, в которых предусма-
тривалось усиление подготовки по физико-матема-
тическим наукам, широкое использование во всех
технических предметах электронно-вычислительной
техники, усиление конструкторско-технологической
подготовки, обучение элементам автоматизирован-
ного проектирования и конструирования, расширение
самостоятельности в учебной работе студента. В учеб-
ный процесс органично входила наука, в т.ч. с широким
привлечением студентов.
К концу 1950-х гг. стало очевидным, что в преде-
лах одной кафедры невозможно обеспечить глубо-
кую подготовку специалистов по всем типам ракет, и
в 1959 г. на факультете летательных аппаратов была
создана еще одна ракетная кафедра, которая начала
подготовку специалистов в области РКТ. Возглавил
кафедру первый заместитель С.П.Королева академик
АН СССР В.П.Мишин. На факультете «Двигатели ле-
тательных аппаратов» примерно в этот период на базе
уже имеющихся созданы кафедры «Ракетные двига-
тели», «Авиационно-космическая теплотехника», а в
1962 г. - новая кафедра «Электроракетные двигатели,
энергетические и энергофизические установки». Ито-
гом этого этапа стало превращение авиационного ин-
ститута, ранее ориентированного в основном на само-
летную и вертолетную технику, в авиационно-ракетный
политехнический вуз, обеспечивающий подготовку
кадров для широкого круга научных, проектно-кон-
структорских, производственных и эксплуатационных
организаций как авиационной, так и ракетно-космиче-
ской отраслей.
Логическим завершением всей предыстории раз-
вития в МАИ научных исследований и подготовки
специалистов для ракетно-космической отрасли стало
создание в 1968 г. факультета «Летательные аппараты»
первоначально в составе четырех кафедр (названия
современные): «Космические системы и ракетостро-
ение», «Авиационно-ракетные системы», «Прочность
авиационных и ракетно-космических конструкций»,
«Системный анализ и управление». В 1970 г. к ним
добавились кафедры «Производство аэрокосмиче-
ской техники» и «Системы жизнеобеспечения», в
1973 г. - «Проектирование аэрогидрокосмических
систем», в 1981 г. - «Прикладная информатика».
В 2005 г. создана кафедра «Управление эксплуатаци-
ей ракетно-космических систем», в 2010 г. - базовая
кафедра ФГУП ЦНИИмаш «Системный анализ и про-
ектирование космических систем».
Важную роль в создании факультета сыграл
С.П. Королев. Учитывая первостепенную значимость
подготовки высококвалифицированных кадров для
быстроразвивающейся отрасли, он лично участвовал в
Создатели ракетно-космической техники -
профессора МАИ
В.К.Безвербый
АНПерминов
753
История развития отечественного ракетостроения
разработке первых учебных программ и лекционных
курсов новых специальностей. В целях приближения
содержания учебно-научного процесса к запросам
научных, проектно-конструкторских и производствен-
ных организаций ракетно-космической отрасли во
все периоды в МАИ приглашались крупные специ-
алисты и ученые из ведущих организаций отрасли:
А.П.Абрамов, Р.Ф.Аппазов, В.К.Безвербый, Б.Ф. Вы-
соцкий, А.И.Канащенков, Б.И.Каторгин, В.К.Карраск,
В.П.Мишин, Б.В.Обносов, С.О.Охапкин, Б.Н. Петров,
А.Н.Перминов, К.М.Пичхадзе, Ю.А.Победоносцев,
Г.М.Полещук, И.М. Рапопорт, Г.Г.Райкунов, В.М. Ро-
щин, Г.И.Северин, МКТихонравов, ДЛ.Томашевич,
И.И.Торопов и др.
Таким образом, в МАИ был создан цикл, охваты-
вающий весь объем вопросов проектирования, кон-
струирования, производства и научного обеспечения
процесса создания ракетных и космических систем
всех типов. К 1980 г. (к своему 50-летию) МАИ имел
18 дневных и вечерних факультетов, 80 кафедр и гото-
вил инженеров-механиков по всем типам летательных
аппаратов и двигателям для них, инженеров-механи-
ков по системам управления и радиосистемам, ин-
женеров-математиков, инженеров-системотехников,
инженеров-экономистов, т.е. по всем специальностям
авиационной и ракетно-космической техники.
За 50 лет работы МАИ выпустил около 80000 инже-
неров. Среди выпускников института к этому времени
было более 20 генеральных и главных конструкторов,
182 лауреата Государственных премий, 10 космонав-
тов СССР. В1980 г. в институте обучалось на дневном
отделении около 27000 студентов и примерно столько
же получали высшее образование без отрыва от про-
изводства. За большой вклад в дело подготовки спе-
циалистов в год своего пятидесятилетия институт был
награжден орденом Октябрьской Революции.
В жизни института 1980-е гг. были связаны с по-
следовательно решаемой коллективом задачей пре-
вращения МАИ в технический университет. Эта идея
впервые была высказана в начале 1970-х гг. ректором
того периода И.Ф.Образцовым и последовательно
осуществлялась его преемниками - И.Т.Беляковым,
Ю.А.Рыжовым и А.М.Матвеенко. В 1993 г. институту
было присвоено новое наименование - Московский
государственный авиационный институт (технический
университет). Традиционная аббревиатура - МАИ -
была сохранена.
Современный МАИ - ведущий многопрофильный
учебно-научный центр России, осуществляющий под-
готовку специалистов широкого профиля для всех от-
раслей авиационной и ракетно-космической науки и
промышленности. Основу МАИ составляют 12 факуль-
тетов и 3 института (на правах факультетов): «Авиаци-
онная техника», «Двигатели летательных аппаратов»,
«Системы управления, информатика и электроэнер-
гетика», «Радиоэлектроника летательных аппаратов»,
«Аэрокосмический», «Робототехнические и интел-
лектуальные системы», «Прикладная математика и
физика», «Прикладная механика», «Социальный
инжиниринг», «Довузовская подготовка», «Иностран-
ные языки», «Радиовтуз»; институты МАИ - «Инже-
нерно-экономический», «Повышение квалификации и
переподготовка» и «Военный институт». В1987 г. по-
становлением СМ СССР был создан Научно-исследо-
вательский институт прикладной механики и электро-
динамики, специализирующийся на исследованиях,
разработке и создании электрических ракетных двига-
телей, решении проблем их рациональной интеграции
с космическими аппаратами (руководитель-академик
РАН Г.А.Попов). Уже сам перечень факультетов и ин-
ститутов говорит о том, что в МАИ превалирует фун-
даментальная подготовка специалистов широкого про-
филя университетского типа. Кроме того, МАИ имеет в
своем составе четыре филиала, осуществляющих под-
готовку специалистов непосредственно для крупных
ракетно-космических центров.
На основной территории и в филиалах МАИ гото-
вит инженеров в области РКТ по 39 специальностям,
которые обеспечивают, с одной стороны, все этапы
создания ЛА ракетно-космического направления:
проектирование, конструирование, производство, ис-
пытания и эксплуатацию, а с другой - все основные
направления инженерной подготовки в области аэро-
динамики и динамики полета, прочности конструкций,
проектирования и конструирования планера ЛА, дви-
гательных установок, систем управления и радиотехни-
ческих комплексов, экологической безопасности и др.
Филиал МАИ «Стрела» (г. Жуковский) готовит
кадры по следующим специальностям: «испытание
ЛА», «системы управления летательными аппарата-
ми», «баллистика и гидроаэродинамика» для ЦАГИ
и ЛИИ им. М.М.Громова. Филиал МАИ «Ракетно-
космическая техника» (г. Химки) готовит кадры для
ОАО НПО «Энергомаш» и НПО им. САЛавочкина,
ОАО «МКБ «Факел» им. П.Д.Грушина». Филиал МАИ
«Восход» (г. Байконур, Казахстан) готовит кадры по
специальности «испытания летательных аппаратов»
для космодрома «Байконур». Филиал МАИ «Взлет»
(г. Ахтубинск, Астраханская обл.) готовит кадры по
специальности «испытание летательных аппаратов»
(в т.ч. ракетной техники) для ГЛИЦ им. В.П.Чкалова и
4 ГЦМП.
Подготовка специалистов в филиалах МАИ ведется
в интересах расположенных поблизости крупных на-
учных, проектно-конструкторских и производственных
центров базовой отрасли. МАИ является единствен-
ным российским вузом, осуществляющим подготовку
специалистов для всех российских космодромов. Та-
ким образом, создана прочная база для обеспечения
инженерными кадрами ракетно-космической отрасли
754
Глава 9
Именно эти кадры обеспечивали и обеспечивают из-
вестные всем успехи нашей страны в области создания
ракетно-ядерного щита, ракетного вооружения всех
видов, а также передовые позиции в освоении косми-
ческого пространства.
В 2012-2013 гг. в МАИ обучается около 20000 сту-
дентов различных форм обучения. Более 90 % студен-
тов учатся по приоритетным направлениям развития
МАИ как национального исследовательского универ-
ситета. На момент приема студентов в 2013 г. в МАИ
набор осуществлялся по 188 образовательным про-
граммам, по 29 направлениям подготовки бакалавров
(около 80 профилей), 9 направлениям подготовки
магистров (по 31 программам), 9 специальностям
(по 45 специализациям).
В соответствии с Постановлением Правительства
Российской Федерации «О государственном плане
подготовки научных работников и специалистов для
организаций оборонно-промышленного комплекса на
2011-2015 гг.», в интересах предприятий оборонно-
промышленного комплекса, входящих в Минпромторг
РФ, Роскосмос, Росатом и другие ведомства, в 2012 г.
в МАИ были целевым образом направлены и посту-
пили 460 абитуриентов, что составило более 18 %
от общего плана приема.
Наряду с основными образовательными програм-
мами для студентов Институт повышения квалифи-
кации и переподготовки кадров МАИ реализует до-
полнительные профессиональные образовательные
программы повышения профессиональных знаний
специалистов авиационных и ракетно-космических от-
раслей. Высокий уровень учебно-научного процесса
в МАИ обеспечивают более 2300 преподавателей, в т.ч.
18 действительных членов и членов-корреспонден-
тов РАН, свыше 450 докт. наук, профессоров и свыше
1100 канд. наук, доцентов. Из общего числа профес-
сорско-преподавательского состава университета око-
ло 70 % имеют ученую степень или звание.
С 2000 г. преподавателями МАИ создано и вы-
шло в свет более 30 учебных пособий и 4 учебника
по ракетно-космической тематике. Подтверждением
высокого уровня подготовки специалистов можно
считать получение МАИ в 2010 г. сертификата соответ-
ствия системе менеджмента качества применительно
к образовательному процессу (предоставлению об-
разовательных услуг) на соответствие требованиям
ГОСТ Р ИСО 9001-2008. В 2011 г. успешно пройден
плановый инспекционный контроль.
Признанием ведущей роли МАИ в области подго-
товки кадров для авиационной и ракетно-космической
отраслей стало в 1987 г. создание при МАИ Учебно-
методического объединения высших учебных заведе-
ний РФ в области авиации, ракетостроения и космоса.
В состав объединения включено 9 профильных вузов
и, кроме того, 36 родственных факультетов и кафедр
вузов других направлений. УМО АРК является одним
из наиболее крупных объединений и координирует
действия вузов по 4 направлениям и 26 специально-
стям аэрокосмического профиля. Традиционно пред-
седателем УМО АРК является ректор МАИ (с 2007 г.
- д.т.н., профессор А.Н.Геращенко). УМО АРК отвечает
за разработку Государственных образовательных стан-
дартов, учебных планов и программ по закрепленным
за ним специальностям, выработку рекомендаций к
изданию учебников и учебных пособий, экспертизу при
открытии новых специальностей и присвоении ученых
званий, формирование научно-методических советов
по специальностям. В настоящее время УМО АРК про-
водит работу по созданию Государственных образова-
тельных стандартов нового поколения.
В целях оказания аэрокосмическим вузам учебно-
методической помощи в 1992 г. по инициативе ректора
МАИ А.М.Матвеенко была создана на общественных
началах ассоциация «Аэрокосмическое высшее об-
разование». В ассоциацию вошли 10 вузов авиаци-
онного и ракетно-космического профиля. Президен-
том ассоциации с 2007 г. также является ректор МАИ
А.Н.Геращенко.
Учебный процесс в МАИ во все периоды был не-
разрывно связан с научно-исследовательской деятель-
ностью, направленной на создание единой научно-об-
разовательной среды «университет - научные центры
и научные школы - предприятия отрасли». Несмотря
на трудности последних десятилетий, общий объем
НИОКР в МАИ с 2008 г. увеличился более чем в 2 раза.
За 2008-2012 гг. получено 154 патента на объек-
ты промышленной собственности и 147 свидетельств
о государственной регистрации программ для ЭВМ
и баз данных; издано 179 монографий; защищено
21 докт. и 327 канд. диссертаций. Преподавателями и
сотрудниками, аспирантами и докторантами института
защищено 15 докт. и 40 канд. диссертаций. Грантами
Президента Российской Федерации отмечено 15 мо-
лодых докт. и канд. наук.
Приоритетными направлениями научных разра-
боток МАИ являются: авиационные системы; ракет-
но-космические системы; энергетические установки
авиационных, ракетных и космических систем; ин-
формационно-телекоммуникационные технологии
авиационных, ракетных и космических систем.
В последние годы Советом по грантам при Прези-
денте РФ признавались ведущими научными школами
Российской Федерации по проблемам ракетно-кос-
мической отрасли коллективы ученых МАИ под руко-
водством академиков РАН Р.Ф.Ганиева, Б.И.Каторгина,
А.М.Матвеенко, ГА.Попова, Ю.А.Рыжова, членов-кор-
респондентов РАН О.М.Алифанова, У.Г.Пирумова и др.
В 2012 г. в МАИ признано семь ведущих научных школ,
пять из которых ведут исследования проблем в обла-
сти ракетно-космической науки и техники:
755
История развития отечественного ракетостроения
-	моделирование и идентификация радиацион-
ного и радиационно-кондуктивного теплопереноса
в материалах и элементах конструкции систем обе-
спечения тепловых режимов космических аппаратов
(научный руководитель - член-корреспондент РАН
О.М.Алифанов);
-	экспериментально-теоретическое исследование
интенсификации тепломассообмена в тепловыделя-
ющих сборках ядерных реакторов космических транс-
портно-энергетических модулей (научный руководи-
тель - профессор А.С.Мякочин);
-	разработка методов и средств повышения ресур-
са элементов конструкции ЖРД многоразового ис-
пользования (научный руководитель - академик РАН
Б.И.Каторгин);
-	фундаментальные исследования физических
процессов в электрических ракетных двигателях
нового поколения при осуществлении космических
полетов в ближнем и дальнем космическом про-
странстве (научный руководитель - академик РАН
Г.А.Попов);
- разработка перспективных методов формиро-
вания облика современных летательных аппаратов на
основе решения прямых и обратных задач проекти-
рования, прочности и тепломассопереноса (научный
руководитель - профессор М.Ю.Куприков).
В МАИ действует 5 ресурсных и 12 научно-образо-
вательных центров, в т.ч. ресурсный центр «Ракетная
и космическая техника» и научно-образовательные
центры «Космические энергодвигательные системы
нового поколения» и «Функциональные наноматери-
алы для космической техники». Программа РЦ РКТ
прошла экспертизу и получила одобрение Роскосмо-
са В состав центра входят ЦУП МАИ и лаборатория
конструкции микроспутников. ЦУП МАИ задействован
в проведении ряда экспериментов на борту россий-
ского сегмента международной космической стан-
ции. Оборудование ЦУП МАИ позволяет осуществлять
управление и прием данных с различного типа спутни-
ков, в т.ч. образовательных.
ЛКМ создана с целью обеспечения изготовления
конструктивных элементов корпусов микроспутников,
приборов и специального оснащения. В 2008-2012 гг.
создана современная производственная база, позво-
ляющая изготавливать непосредственно в МАИ эле-
менты конструкции космических аппаратов и произво-
дить их сборку.
С 2008 г. в МАИ действует НаноЦентр МАИ коллек-
тивного пользования, приоритетными направления-
ми деятельности которого являются, в числе прочих,
транспортные авиационные и космические системы.
Общее руководство Центром осуществляется Коорди-
национным советом МАИ в области наноматериалов и
нанотехнологий (председатель Совета - академик РАН
Ю.А.Рыжов).
Испытательная база в МАИ по космическому на-
правлению, представленная тепловакуумными уста-
новками, системами вибропрочностных испытаний,
стендами имитации невесомости, современными
средствами сбора и обработки данных, отвечает со-
временному уровню требований. Среди наиболее важ-
ных разработок, которые проводятся в МАИ в интере-
сах ракетно-космической отрасли, можно выделить:
1.	Исследовательские ЖРД тягой 500Н на компо-
нентах керосин - перекись водорода, ЖРД тягой 200Н
на компонентах керосин - кислород, ЖРД малой тяги
с керамокомпозитной камерой сгорания, огневой
стенд для отработки ЖРД малой тяги (научный руко-
водитель - профессор ААКозлов).
2.	Спутниковый образовательный видеоинформа-
ционный комплекс «СОВИК» - общероссийская инно-
вационная образовательная программа, использующая
потенциал космонавтики для формирования высоких
профессиональных качеств на всех этапах обучения
и далее в процессе профессиональной подготовки
и переподготовки (научный руководитель - член-
корреспондент РАН О.М.Алифанов).
3.	Создание учебного малого космического аппа-
рата, предназначенного для получения научно-техни-
ческого задела в области конкурентоспособной кос-
мической техники и технологий нового поколения для
оборонного, научного и коммерческого применения;
совершенствования системы подготовки компетент-
ных специалистов для предприятий ракетно-космиче-
ской отрасли на основе новых образовательных техно-
логий и структурной интеграции науки, образования и
высокотехнологичного производства; проведения на-
учно-образовательных экспериментов в космосе в об-
ласти отработки перспективных космических средств
и технологий (научный руководитель - профессор
О.М.Брехов).
4.	Импульсные плазменные ускорители и двигате-
ли (научный руководитель - академик РАН Г.А.Попов)
и стационарные плазменные двигатели (научный руко-
водитель - д.т.н. В.П.Ким). Стационарные плазменные
двигатели СПД-70 с тягой 40 мН и удельным импуль-
сом тяги 1500 с, СПД-100 с тягой 80 мН и удельным
импульсом тяги 1600 с, созданные в ОКБ «Факел» при
участии специалистов кафедры 208 и НИИ ПМЭ МАИ,
уже многие годы успешно работают в составе систем
коррекции орбит отечественных КА. Применение этих
двигателей в составе геостационарных КА позволяет
увеличить долю массы целевой аппаратуры и срок их
активного существования до 12-15 лет.
На факультете «Авиационная техника» в лаборато-
рии «Пилотажные стенды и система «самолет - лет-
чик» по контракту с ЦНИИмаш создается прототип мо-
делирующего комплекса для отработки задачи посадки
на поверхность Луны, а также проект по созданию
нового поколения дисплеев для операторов, выполня-
756
Глава 9
Выпускники МАИ - создатели ракетно-космической техники
САКосберг (1903-1965 гг.).
Герой Социалистического Трупа.
Главный конструктор авиацион-
ных и ракетных двигателей. Д.т.н.
Лауреат Ленинской премии.
В.П.Мишин (1917—2001 гг.). Герой
Социалистического Труда. С 1964
по 1984 г. был первым замести-
телем С.П.Королева, а затем его
преемником. Основатель и пер-
вый заведующий кафедрой ракет-
но-космических систем в МАИ.
Академик АН СССР/РАН. Д.т.н.,
профессор. Лауреат Ленинской и
Государственной премий
ДАПолухин (1927-1993 гг.).
Герой Социалистического Тру-
да. Генеральный конструктор
КБ «Салют». Лауреат Ленинской
и Государственной премий.
Ю.С.Соломонов (род. в 1945 г).
Генеральный конструктор Мо-
сковского института теплотехни-
ки. Академик РАН. Лауреат Госу-
дарственной премии СССР.
М.Ф.Решетнев (1924—1996 гг.).
Герой Социалистического Труда.
Генеральный конструктор и ге-
неральный директор НПО при-
кладной механики. Академик
РАН. Дт.н., профессор. Лауреат
Ленинской и Государственной
премий.
М.КЯнгель (1911-1971 гг).
Дважды Герой Социалистическо-
го Труда. Главный конструктор
ОКБ «Южное». Академик АН
СССР. Лауреат Ленинской и Госу-
дарственной премий.
ющих операции управления ровером на поверхности
Луны, стыковки автоматических космических ЛА (на-
учный руководитель - профессор А.В.Ефремов). МАИ
совместно с ФГУП «ЦНИИмаш» является координа-
тором Национальной космической технологической
платформы.
Таким образом, Московский авиационный инсти-
тут представляет собой аналог технопарка, в котором,
наряду с учебными, сконцентрированы научно-иссле-
довательские центры, учебно-научные лаборатории,
ресурсные центры, конструкторские бюро, опытно-
экспериментальный завод, аэродром и объекты со-
циального комплекса. В научно-исследовательской
работе в настоящее время принимает участие свыше
3000 студентов.
С1967 г. на аэрокосмическом факультете действу-
ет студенческое конструкторского бюро (СКВ «Искра»)
по разработке малых спутников (первый научный ру-
ководитель - один из соратников С.П.Королева - про-
фессор М.К.Тихонравов).
В1975-1982 гг. под общим руководством академи-
ка В.П.Мишина в СКВ «Искра» созданы и затем запу-
щены четыре микроспутника, в т.ч. «Радио-2» (1978 г.)
- первый в мире студенческий спутник и первый в
СССР негерметичный космический аппарат. В даль-
нейшем были запущены спутники «Искра» (1981 г.),
«Искра-2» (1982 г.) - первый в мире студенческий
спутник Земли, запущенный с борта пилотируемой ор-
битальной станции выпускником МАИ В.В.Лебедевым,
и «Искра-3» (1982 г.).
757
История развития отечественного ракетостроения
В1983-1992 гг. в СКВ «Искра» под руководством
профессора Г.В.Малышева разработана серия малых
космических аппаратов для научных исследований.
Два из них были запущены с борта орбитальной стан-
ции «Мир»: МАК-1 (1991 г.) и МАК-2 (1992 г.).
В условиях политических и социально-экономи-
ческих изменений, произошедших в стране на рубеже
1990-х гг., коллектив МАИ, ученый совет, руководство
института и факультетов приняли ряд неординарных
мер, которые позволили в основном сохранить научно-
педагогический потенциал института, поддерживать
материально-техническую базу института в рабочем
состоянии и, что особенно важно, повысить интерес
молодежи к поступлению в МАИ. Все последние годы
растет конкурс при поступлении в институт, заметно
улучшается качество студенческого контингента, пре-
подаватели отмечают повышение заинтересованности
студентов в получении знаний.
Накопленный научно-педагогический, образова-
тельный и научно-методический опыт, наличие уни-
кальной научной и технологической базы, широкие
связи с предприятиями аэрокосмической промышлен-
ности позволяют МАИ вести обучение специалистов
высшей квалификации, уровень подготовки, знания,
умения и навыки которых соответствуют современным
требованиям отечественного и мирового рынков труда.
Высокий уровень учебно-методической и научно-
исследовательской деятельности коллектива МАИ был
подтвержден в 2003,2007 и 1012 гг., когда по резуль-
татам комплексных проверок комиссиями Минобрнау-
ки РФ лицензия и аккредитация МАИ продлевались на
очередной пятилетний срок. Как признание больших
заслуг МАИ в деле подготовки специалистов и раз-
витии научных исследований в интересах авиационной
и ракетно-космической отраслей стало установление
Московскому авиационному институту приказом Ми-
нобрнауки № 386 от 8 октября 2009 г. статуса нацио-
нального исследовательского университета.
К 2010 г., году 80-летия МАИ, из его стен вышло
более 140 тыс. выпускников, из них более 120 чело-
век впоследствии трудились в должностях главных и
генеральных конструкторов в самых разнообразных
отраслях авиационной и ракетно-космической науки и
техники.
Значимость выпускников МАИ в сегодняшние дни
можно оценить по образцам РКТ, которая и сейчас
решает задачи изучения космического пространства и
планет Солнечной системы, мониторинга земной по-
верхности, а также стоит на страже мирной жизни на-
шей страны. В полной мере реализуют эти задачи ра-
кеты-носители космических объектов и самые мощные
в мире стратегические ракеты академика М.К.Янгеля.
До настоящего времени все отечественные пилотируе-
мые космические корабли выводятся на околоземные
орбиты ракетой-носителем «Союз» и ее многочислен-
ными модификациями, созданными при участии ака-
демика В.П.Мишина. Несут свою многодневную вахту
АПЛ с ракетами академика В.П.Макеева. Нет равных
в мире мобильным ракетным комплексам стратегиче-
ского назначения и созданным на их базе ракетам-но-
сителям космических объектов «Старт-1» и «Старт-2»
академиков АДНадирадзе и Ю.С.Соломонова. Самые
мощные в мире ракетные двигатели РД-170 и РД-171,
которыми оснащены PH «Протон» и космическая си-
стема многоразового действия «Энергия» - «Буран»,
создавались под руководством члена-корреспондента
АН СССР В.П.Радовского. Небо страны надежно охра-
няют зенитные и противоракетные комплексы С-300П
академиков Б.В.Бункина и П.Д.Грушина. Осуществляют
повседневный космический полет многочисленные
автоматические спутники Земли (в т.ч. серии ГЛО-
НАСС) академика М.Ф.Решетнева. Этими примерами
не ограничивается творческое участие выпускников
МАИ в создании авиационной и ракетно-космической
техники.
Всего (по состоянию на 2011 г.) в 385 научных,
проектно-конструкторских и производственных ор-
ганизациях Роскосмоса и Роспрома выпускники
МАИ занимают более 20 должностей генеральных
и главных конструкторов, более 50 - генеральных
директоров и директоров, около 70 - первых заме-
стителей руководителей; 47 выпускников МАИ от-
мечены высшей наградой СССР - удостоены звания
Герой Социалистического Труда (10 человек - дваж-
ды); более 400 выпускников и сотрудников МАИ - ла-
уреаты Государственных премий СССР и Российской
Федерации различного уровня (в т.ч. 14 - лауреаты
Ленинской премии, около 40 - премий Российской
Федерации).
Среди выпускников МАИ - 31 академик и 19 чле-
нов-корреспондентов АН СССР и РАН; среди ака-
демиков РАН - 17 выпускников МАИ и 9 выпускни-
ков - среди членов-корреспондентов. Необходимо
отметить, что более половины из них избраны в со-
став Академии после 2000 г. Это говорит о высоком
уровне престижа ученых МАИ не только в прошлые
времена, но и в последний период. 21 космонавт
СССР и России - выпускники МАИ. По числу вы-
пускников-космонавтов МАИ занимает первое место
среди вузов страны. Космонавты - выпускники МАИ
совершили 42 полета и отработали на пилотируемых
кораблях и станциях более 12 лет, в т.ч. около 12 су-
ток - в открытом космосе.
Даже в таком неполном виде приведенные сведе-
ния позволяют сделать заключение о значительном
вкладе выпускников Московского авиационного ин-
ститута и коллектива, их воспитавшего, в дело созда-
ния и развития авиационной и ракетно-космической
науки, техники и производства, общее дело развития
страны.
758
Глава 9
К.Л.'И&ана^, КА.Тмфода&кмн.,
М.Н. Оха'шнскиИ
Балтийский государственный технический
университет «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф.Устинова
и подготовка кадров для ракетно-кос-
мической промышленности
ОРГАНИЗАЦИЯ ПОДГОТОВКИ
ИНЖЕНЕРОВ-РАКЕТЧИКОВ В БГТУ «ВОЕНМЕХ»
ИМ. Д.Ф.УСТИНОВА
Подготовка инженеров-ракетчиков в Ленинград-
ском военно-механическом институте началась прак-
тически одновременно с организационным оформ-
лением отечественной ракетостроительной отрасли.
13 мая 1946 г. было принято Постановление Прави-
тельства СССР «Вопросы реактивного вооружения».
В нем нашли отражение вопросы подготовки кадров
для новой отрасли. Было дано поручение организовать
подготовку дипломированных специалистов в области
ракетостроения. Для развития новой отрасли предпи-
сывалось быстро организовать подготовку инженеров и
научных работников по реактивной технике. Дословно:
«...обеспечив первый выпуск специалистов по реак-
тивному вооружению по высшим техническим учеб-
ным заведениям не менее 200 человек и по универси-
тетам не менее 100 человек к концу 1946 года».
Барельеф в честь 100-летия
со дня рождения Д.Ф.Устинова. Скульптор АЛальмин
БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф.Устинова. Главный корпус
759
История развития отечественного ракетостроения
8 июля 1946 г. соответствующим приказом ми-
нистра высшего образования был создан ряд специ-
ализированных кафедр в ведущих технических вузах
страны. Среди этих вузов был и Ленинградский во-
енно-механический институт. Возможности препо-
давательского коллектива были отлично известны
руководству страны, опыт успешной подготовки спе-
циалистов в нелегких условиях Великой Отечествен-
ной войны вполне обоснованно позволял надеяться:
вуз сможет быстро приступить к выпуску высоко-
квалифицированных кадров для ракетостроительной
промышленности.
Свою роль сыграло и то, что еще в январе 1946 г.,
задолго до выхода упомянутого постановления, в
военно-механическом институте были организова-
ны курсы ускоренной подготовки специалистов по
ракетному оружию из числа студентов, завершавших
обучение. И уже в апреле 1946 г. состоялся первый
выпуск инженеров-ракетчиков; среди выпускни-
ков, прошедших эту ускоренную подготовку, был и
Дмитрий Ильич Козлов, ставший затем генераль-
ным директором - генеральным конструктором
ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс».
Итак, уже упомянутым приказом министра высшего
образования в Ленинградском военно-механическом
институте был организован факультет реактивного
вооружения. В состав факультета вошли кафедра № 1
(«Проектирование и технология производства ракет»)
и кафедра № 2 («Проектирование и технология про-
изводства двигателей»). Кроме того, на приборном
факультете института была организована кафедра № 3
(«Приборы управления полетом ракет»).
Для организации подготовки специалистов по но-
вому научному направлению требовались грамотные
руководители и преподаватели. Деканом нового фа-
культета был назначен Георгий Георгиевич Шелухин,
выпускник «ВОЕНМЕХа», командовавший в годы
Великой Отечественной войны дивизионом «Катюш»
и на собственном опыте хорошо изучивший конструк-
тивные особенности таких ракетных систем. Впослед-
В кабинете материальной части кафедры № 1 (кафедры «Ракетостроение»)
Студенты изучают ракету Фау-1.1949 г.
Студенты изучают ракету «Шметтерлинг». 1949 г.
Ракета «Тайфун». 1949г.
Трофейная немецкая ракетная техника. 1949 г.
760
Глава 9
ствии Г.Г.Шелухин стал докт. технических наук, про-
фессором, заслуженным деятелем науки и техники
РСФСР, основателем нескольких новых направлений
подготовки специалистов в БГТУ (в частности, ракет-
ного двигателестроения и лазерной техники).
После официального формирования структуры
факультета были назначены и первые заведующие
кафедрами. Кафедру № 1 возглавил д.ф.-м.н., про-
фессор Исаак Павлович Гинзбург, известный ученый
в области аэрогидрогазодинамики, а кафедру № 2 -
д.т.н., профессор Эммануил Маркович Файнзильбер;
позднее его сменил генерал-майор Василий Иванович
Тарасов. Уже в сентябре 1946 г. на новом факультете
был осуществлен первый прием студентов на первый
курс. Были сформированы первые три группы, полу-
чившие индексы 804,805 и 806. Впрочем, для подго-
товки требовались не только первокурсники, которые
могли влиться в ракетостроительную отрасль только
спустя пять с половиной лет, - требовалось обеспе-
чить набор грамотных студентов на второй, третий и
даже на четвертый курсы. Таких студентов пригласи-
ли с других факультетов, поэтому спустя всего три
года, уже в 1949 г., состоялся первый выпуск инже-
неров-ракетчиков, прошедших подготовку по полной
учебной программе. Из сотрудников, работавших в
то время на кафедрах факультета, следует упомя-
нуть Ф.М.Салова, И.И.Калинина, С.П.Пивоварова,
СААстафьева, первых аспирантов КАБокину,
В.А. Тетерина, В.П.Ширшова.
Для подготовки будущих ракетчиков были совер-
шенно необходимы новые учебные материалы, реаль-
ные образцы ракетной техники, однако отечественные
разработки пока еще были только в чертежах. Именно
поэтому в первые годы существования факультета ос-
новой для изучения материальной части стали немец-
кие трофейные ракеты: баллистическая ракета Фау-2,
самолет-снаряд Фау-1, зенитная ракета «Шмипер-
линг», летающая торпеда «Хеншель», неуправляемая
зенитная ракета «Тайфун». Позднее на кафедры фа-
культета были переданы материалы комиссии по из-
учению немецкого трофейного оружия, которые стали
использоваться в качестве учебных пособий. Впрочем,
были и отечественные образцы: неуправляемые раке-
ты М-13, М-8, М-28, зарекомендовавшие себя в годы
Великой Отечественной войны.
Со временем в кабинете материальной части кафе-
дры № 1 стали появляться и советские ракеты. Сначала
прибыла королевская Р-1, потом - Р-2, Р-5 (она до сих
пор находится в кабинете материальной части кафе-
дры и вполне успешно продолжает использоваться в
качестве образца для изучения технических решений,
ставших для отечественной ракетной техники класси-
ческими). Историки ракетной техники утверждают, что
это один из последних оставшихся в нашей стране эк-
земпляров ракеты.
С учетом накопленного за три года опыта подготов-
ки кадров для ракетостроения и результатов выпуска и
распределения первых студентов-ракетчиков, в 1949 г.
на факультете прошла реорганизация. В соответствии
с Приказом № 29 министра высшего образования от
26 января 1949 г. из состава кафедры № 1 были выде-
лены подразделения, на базе которых организовались
кафедры № 4 и № 5, а кафедра № 2 влилась в состав
кафедры №1.
Кафедра № 1 стала специализироваться на под-
готовке инженеров в области проектирования и тех-
нологии производства летательных аппаратов с жид-
костными ракетными двигателями (в ведение кафедры
в этот период отошли и ЖРД как таковые). Кафедру
возглавил доцент Андрей Тимофеевич Носов, ставший
одновременно и деканом факультета.
Кафедра № 4, которую возглавил Г.Г.Шелухин, ста-
ла заниматься вопросами проектирования и техноло-
гии производства летательных аппаратов с ракетными
двигателями твердого топлива, а в компетенцию кафе-
дры № 5 были отнесены вопросы аэрогидрогазоди-
намики и динамики полета (заведующий кафедрой -
И.П.Гинзбург).
При этом каждая из кафедр факультета готовила
по три студенческие группы. В результате такой реор-
ганизации удалось не только упростить и сделать более
логичной структуру выпуска специалистов, но и в пол-
ной мере обеспечивать промышленность инженерами
необходимых специальностей.
Спустя десять лет выяснилось, что целесообразно
перераспределение ряда специальностей по кафедрам,
получавшим более четкую специализацию. В 1959 г.
была проведена еще одна реорганизация - в ведение
кафедры № 1, заведующим которой в 1962 г. стал до-
цент Виталий Павлович Ширшов, а в 1966 г. - Михаил
Васильевич Сущих, полностью перешли вопросы под-
готовки специалистов по разработке ракет как с жид-
костными, так и с твердотопливными двигателями.
При этом из состава кафедры № 1 выделилась кафе-
дра № 2, специализировавшаяся по жидкостным ра-
кетным двигателям (заведующий - профессор Феликс
Людвигович Якайтис), и кафедра № 6, которой пере-
дали всю технологическую подготовку (заведующий -
профессор Михаил Николаевич Бокин). Добавим, что
в 1974-1975 гг. кафедрой А1 заведовал Лев Николае-
вич Бызов, а с 1975 г. ее возглавил профессор Вадим
Викторович Шкварцов. Таким образом, в «ВОЕНМЕХе»
в этот период была организована подготовка инжене-
ров, охватывавших по своим специальностям все ос-
новные направления ракетостроения: проектирование
ракет и ракетных двигателей, динамика полета и управ-
ление ракетами, производство ракет и их систем.
Следующая реорганизация, проведенная на фа-
культете уже в 1987 г., была связана с изменившейся
структурой задач подготовки инженеров для ракето-
761
История развития отечественного ракетостроения
строительной отрасли. Закономерным результатом
многолетней успешной научно-исследовательской ра-
боты сотрудников института в новых областях науки
и техники стало рождение новых преподавательских
кадров, способных существенно расширить спектр под-
готовки студентов. А государственные внешнеполити-
ческие интересы страны, с учетом разработки в США
системы стратегической оборонной инициативы, уже
требовали подготовки не только «чистых» ракетчиков,
но и специалистов в области аэрокосмической техники.
19 октября 1987 г. в структуре «ВОЕНМЕХа» был
сформирован новый факультет - физико-механиче-
ский, позднее переименованный в аэрокосмический,
с двумя выпускающими кафедрами: № 4, возглавля-
емой профессором Олегом Яковлевичем Романовым,
и № 10, возглавляемой профессором Анатолием
Сергеевичем Борейшо. При этом часть сотрудников
кафедры № 1, по своей научной и преподавательской
деятельности связанные с проектированием и констру-
ированием космических летательных аппаратов, была
переведена на кафедру № 4 - головную кафедру ново-
го факультета. Областью деятельности нового факуль-
тета стали именно космические системы и разгонные
блоки, а ракетные транспортные системы остались в
ведении факультета авиа- и ракетостроения.
Поэтому все традиционные «ракетные» кафедры
и составили в новой структуре факультет авиа- и ра-
кетостроения и в связи с введением в институте но-
вой системы индексации получили новые буквенно-
цифровые обозначения: кафедры А1 (заведующий
- В.В.Шкварцов), А2 (заведующий - Герман Петрович
Гырдымов), АЗ (заведующий - Шамиль Хазатульевич
Бахтигозин), А4 (заведующий - Юрий Аристархович
Круглов), А5 - (заведующий - Аркадий Сергеевич Ша-
лыгин). С1991 г. головной кафедрой факультета - ка-
федрой А1 - руководил Юрий Петрович Савельев, а с
2003 по 2012 г. ее возглавлял Станислав Николаевич
Ельцин. Кафедру АЗ - «Двигатели и энергоустановки
летательных аппаратов» - с 1988 г. возглавил Юрий
Николаевич Филимонов.
Позднее, в начале нового века, оба факультета стали
основой Института ракетно-космической техники, од-
ного из четырех институтов, входивших в тот период в
состав Балтийского государственного технического уни-
верситета «ВОЕНМЕХ». Такая организация подготовки
кадров для ракетно-космической промышленности пол-
ностью соответствовала требованиям времени. ИРКТ в
тот период являлся единственным в Санкт-Петербурге и
в Северо-Западном регионе России учебным подразде-
лением вуза, которое обеспечивало подготовку инжене-
ров, бакалавров и магистров в области ракетостроения,
космических аппаратов и разгонных блоков. За более
чем 60-летнюю историю были созданы уникальные
научно-педагогические школы, подготовлены свыше
18000 специалистов для предприятий ОПК.
В 2010 г. в БГТУ «ВОЕНМЕХ» прошла последняя
по времени реорганизация процесса подготовки спе-
циалистов для аэрокосмической промышленности на-
шей страны. В связи с тем, что государственный заказ
на инженерных специалистов в данной области стал
меньше, чем это было ранее, было принято решение
отойти от структуры институтов в составе университе-
та. Вся подготовка специалистов-ракетчиков и инже-
неров в области космических полезных нагрузок была
сосредоточена на едином факультете - факультете ра-
кетно-космической техники.
По состоянию на 2013 г. в состав факультета вхо-
дят следующие кафедры: А1 - «Ракетостроение»
(заведующий - В.А.Бородавкин), А2 - «Технология
конструкционных материалов и производства ракетно-
космической техники» (заведующий - Е.В.Мешков),
АЗ - «Космические аппараты и двигатели» (заве-
дующий - В.А.Бабук), А4 - «Стартовые технические
комплексы ракет и космических аппаратов» (заведу-
ющий - ЮАКруглов), А5 - «Процессы управления»
(заведующий - О.А.Толпегин).
Если говорить о стиле подготовки специалистов-ра-
кетчиков в «ВОЕНМЕХе», необходимо отметить, что уже
с первых лет были заложены традиции обучения студен-
тов, долгие годы позволявшие и позволяющие сегодня
готовить для отечественной ракетно-космической отрас-
ли достойных специалистов. Обязательные инженерные
вопросы - «Почему это сделано именно так?», «Как сде-
лали бы это Вы и почему так не сделали до Вас?» - по-
зволяли и в 1940-е гг., и сегодня воспитывать в студентах
чувство настоящего профессионала. Профессионала,
способного не только ставить, но и самостоятельно ре-
шать сложные задачи, неизбежные при проектировании,
производстве, испытаниях и управлении процессами
создания сложных технических систем, какими явля-
ются ракетные комплексы. Стоит добавить, что всегда
обеспечивалась и пополняемость преподавательского
коллектива «доморощенными» кадрами. Сегодня пода-
вляющее большинство преподавателей на профильных
факультетах-это выпускники «ВОЕНМЕХа».
Что особенно важно, - с первых дней существо-
вания в «ВОЕНМЕХе» «ракетного» направления под-
готовки инженерных кадров главным принципом
обучения специалистов являлась универсальность.
Сочетание серьезной фундаментальной подготовки и
знаний по широкому спектру специальных дисциплин,
которые получают выпускники, позволяло им успешно
работать не только в ракетно-космической отрасли,
но и достигать значительных успехов в иных сферах
деятельности - на государственных постах, в банков-
ском деле, в частном бизнесе. В непростые «пере-
строечные» годы выпускающим кафедрам удалось со-
хранить уникальные научно-педагогические школы и
все «оборонные» специальности, составляющие ядро
«ВОЕНМЕХа».
762
Глава 9
ДЕКАНЫ ФАКУЛЬТЕТА
АВИА- и РАКЕТОСТРОЕНИЯ
Как уже говорилось выше, создателем и пер-
вым деканом факультета был д.т.н., профессор
Г.Г.Шелухин - заслуженный деятель науки и техники
РСФСР, основатель научной школы эксперименталь-
ных исследований в области процессов горения, ини-
циатор создания и участник развития перспективного
и уже теперь хорошо известного лазерного направле-
ния. Под его руководством в кратчайшие сроки был
подобран преподавательский коллектив, разработаны
учебные планы и программы учебных курсов, созда-
на материально-техническая база, осуществлен при-
ем студентов на факультет. Несмотря на трудности, с
основной задачей - подготовкой инженеров, умеющих
самостоятельно решать сложные проблемы только на-
чинающей развиваться ракетной техники - факультет
успешно справился. Первый, ускоренный, выпуск спе-
циалистов новый факультет обеспечил уже через год
после его образования: 45 инженеров приступили к
работе в ракетостроительной отрасли.
В 1949 г. факультет возглавил доцент А.Т.Носов,
впоследствии проректор института по научной рабо-
те. К этому времени факультет оформился как один
из ведущих. Установились тесные связи с основными
предприятиями оборонного комплекса. К выполнению
НИОКР по заказам этих предприятий привлекались
студенты старших курсов. Было сформировано сту-
денческое научное общество, которое неоднократно
занимало в «ВОЕНМЕХе» первые места.
В 1957 г. деканом факультета стал И.И.Калинин.
В этот период прошла перестройка, связанная с пере-
распределением направлений подготовки между ка-
федрами факультета и с корректировкой учебных пла-
нов и программ.
В 1961 г. деканом факультета был избран доцент
М.Ф.Федосов. В этом году, благодаря деятельности
выпускников и ученых факультета, «ВОЕНМЕХ» был
отмечен Президиумом АН СССР медалью в честь за-
пуска первого в мире искусственного спутника Земли.
В1968 г. деканом факультета стал доцент Е.М. Ви-
ноградов. К этому времени профессорско-преподава-
тельский состав выпускающих кафедр в основном уже
состоял из выпускников факультета. Помимо работы
по созданию научно-методического и учебно-мето-
дического обеспечения учебно-воспитательного про-
цесса, деканат большое внимание уделял работе СНО,
организации спортивных и культурных мероприятий,
работе кружков художественной самодеятельности.
В 1978 г. факультет возглавил профессор
О.Я.Романов, впоследствии проректор по учебной
работе. Развитие ракетной техники потребовало суще-
ственной творческой переработки учебных планов и
программ обучения, а также подготовки качественно
новых учебных пособий. О.Я.Романов возглавил ра-
боту кафедр факультета в этом направлении, что при-
вело к улучшению качества подготовки специалистов.
Выросло количество публикаций преподавателей и
сотрудников факультета: монографий и учебных по-
собий с грифами Министерства высшего образования
или учебно-методических объединений. О.Я.Романов
был инициатором создания при «ВОЕНМЕХе» УМО
«Испытание и эксплуатация техники».
С 1988 по 1989 г. деканом факультета был про-
фессор Ш.Х.Бахтигозин. Под его руководством были
проведены работы по строительству и оснащению экс-
периментальным оборудованием корпуса кафедры
«Двигатели летательных аппаратов».
В 1990 г. деканом был избран профессор
В.АЗазимко. Основной задачей факультета в этот пе-
риод было сохранение научных и педагогических ка-
дров в связи с резким сокращением финансирования
предприятий оборонного профиля и вузов. Потребо-
валось также изменить стратегию профориентаци-
онной работы. В эти годы факультет начал готовить,
наряду со специалистами, бакалавров и магистров по
специальности «авиа- и ракетостроение».
В 2001 г. деканом стал профессор О.А.Толпегин,
впоследствии проректор по научной работе. Он по-
ставил перед собой задачу: восстановить ранее утра-
ченные связи с предприятиями оборонного профиля.
С рядом предприятий были заключены договоры о со-
вместной деятельности в области подготовки кадров
и проведения научных исследований. Этой же цели
содействовали организация и регулярное проведение
научных конференций «Угкинские чтения». С 2002 г.
стал выпускаться сборник «Актуальные вопросы раке-
тостроения».
С 2003 и по 2010 г. деканом являлся профессор
ВАБородавкин. Основные задачи деканата настояще-
го периода состояли в организации целевой подготов-
ки специалистов для предприятий ракетно-космиче-
ской отрасли, создании совместных с предприятиями
научно-образовательных подразделений для эффек-
тивного использования накопленного научно-педаго-
гического потенциала и материальной базы.
По состоянию на 2013 г. факультет ракетно-косми-
ческой техники возглавляет профессор В.В.Лобачев.
В научно-образовательной деятельности факульте-
та задействован коллектив, в который входят более
100 высококлассных педагогов и ученых, среди ко-
торых свыше 35 докт. наук и профессоров, 50 канд.
наук и доцентов, более 30 заслуженных работников
высшей школы, заслуженных деятелей науки, заслу-
женных изобретателей России. Эти кадры составляют
основу научно-педагогических школ, обеспечива-
ющих подготовку кадров для ракетно-космической
промышленности.
763
История развития отечественного ракетостроения
ПОДГОТОВКА КАДРОВ ДЛЯ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ
В ракетно-космической деятельности БГТУ «ВО-
ЕНМЕХ» логично выделить три направления: это под-
готовка инженерных и научных кадров для ракетно-
космической отрасли, подготовка непосредственных
исследователей космического пространства - кос-
монавтов - и, естественно, научно-технические раз-
работки, находящие свое применение в реальных
технических объектах. Перечислим некоторые важные
результаты, достигнутые «ВОЕНМЕХом» в этих на-
правлениях.
1.	Подготовка кадров для аэрокосмической отрас-
ли, первое из упомянутых нами направлений, лежащее
в русле основной - учебной - деятельности нашего
университета. По состоянию на 2013 г. в стенах «ВОЕН-
МЕХа» высококвалифицированными инженерами-ра-
кетчиками стали более 20000 выпускников, среди них
немало видных разработчиков космической техники.
Стоит вспомнить имена наиболее знаменитых из них,
из числа тех, кто входил или входит сегодня в руко-
водство крупными аэрокосмическими предприятиями.
В самом первом, ускоренном выпуске инженеров-
ракетчиков особо следует отметить Д.И.Козлова, по-
ступившего в «ВОЕНМЕХ» в 1937 г, прошедшего Ве-
ликую Отечественную войну и в 1945 г. закончившего
приборостроительный факультет института. В 1946 г.
Д.И.Козлов прошел переподготовку на ускоренных
курсах по ракетной технике, затем был направлен в
Германию, где в группе С.П.Королева занимался изуче-
нием немецкой ракетной техники. В числе выпускников
кафедры 1952 г. - академик В.Ф.Уткин, многие годы
возглавлявший КБ «Южное», а затем - ЦНИИмаш.
Из молодых инженеров, выпущенных кафедрой в
1950-е гг„ выросли крупные руководители знамени-
тых ракетных конструкторских бюро: В.Л.Клейман -
Герой Социалистического Труда, лауреат Ленинской
премии, заместитель генерального конструктора
ГРЦ «КБ им. В.П.Макеева». В.С.Соколов - Герой Со-
циалистического Труда, прошедший на Южном маши-
ностроительном заводе трудовой путь от мастера до
Д.И.Козлов
В.Ф.Уткин
главного инженера; М.И.Галась-Герой Социалистиче-
ского Труда, лауреат Ленинской премии, долгие годы
работал заместителем генерального конструктора
КБ «Южное»; Г.А.Ефремов, долгое время возглав-
лявший НПО машиностроения; М.И.Соколовский -
член-корреспондент РАН, возглавлял НПО «Искра»
(г. Пермь).
Достойно поддержали своих старших товарищей
выпускники 1970-х - 1990-х гг.: Б.И.Полетаев (воз-
главлял Санкт-Петербургское КБ «Арсенал» с 1997 по
2009 г.); Н АТестоедов (генеральный директор - гене-
ральный конструктор ОАО «Информационные спутни-
ковые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»);
А.В.Дегтярев (генеральный конструктор - генераль-
ный директор ГП «КБ «Южное» им. М.К.Янгеля»);
МАБондарь (главный инженер ГП «КБ «Южное»
им. М.К.Янгеля»), Н.В.Клейн (генеральный дирек-
тор завода им. М.И.Калинина в Екатеринбурге);
В.В.Меньщиков (генеральный директор ОАО «Концерн
ПВО «Алмаз-Антей»); А.В.Романов (генеральный ди-
ректор Санкт-Петербургского КБ «Арсенал»).
2.	Участие выпускников в наиболее интересных,
самых передовых, пионерских направлениях деятель-
ности соответствующей отрасли, что является важным
показателем качества работы учебного заведения.
В данном случае упомянутое направление подготов-
ки космонавтов является именно таким, знаковым.
И оно представляет собой естественное продолжение
направления первого. Остановимся на нем несколько
подробнее, хотя, казалось бы, прямого отношения к
созданию ракетных систем оно не имеет, однако по-
казывает уровень подготовки инженерных кадров.
«ВОЕНМЕХ» выпустил пятерых космонавтов. Трое
выпускников совершили полеты в космос, а двое успеш-
но прошили подготовку в ЦПК: Г.М.Гречко (дважды Герой
Советского Союза, летчик-космонавт СССР, д.ф.-м.н.);
С.К.Крикалев (Герой Советского Союза, Герой России,
летчик-космонавт СССР, возглавляет Центр подготовки
космонавтов им. ЮАГагарина); АИ.Борисенко (Герой
России, летчик-космонавт Российской Федерации,
космонавт-испытатель); ЕАИванова (космонавт-ис-
следователь, к.т.н.; опыта космических полетов не име-
ет, была членом дублирующих экипажей космических
кораблей «Союз»); И.В.Вагнер (космонавт-испытатель
ЦПК им. ЮАГагарина; опыта космических полетов
пока не имеет).
3.	Помимо подготовки специалистов в области ра-
кетно-космической техники университет постоянно ве-
дет НИР в этом направлении. Здесь стоит сказать, что
разработки «ВОЕНМЕХа», относящиеся еще к первым
десятилетиям советской программы исследования
космического пространства, уже тогда были востре-
бованы на ведущих предприятиях отрасли, например:
-	экспериментальные и теоретические исследова-
ния силового и теплового воздействия газовых тече-
764
Глава 9
В кабинете материальной части кафедры «Космические аппараты и двигатели». В центре - профессор В.В.Никольский. 2009 г.
нии на конструкции ракет при старте, движении и раз-
делении ступеней;
-	исследования и разработки бортовых систем
обеспечения теплового режима и бортового тепло-
обменного оборудования космических летательных
аппаратов;
-	разработка приборов для измере-
ния малых расходов жидкости и газов;
-	исследованиям возможности
управления скоростью горения твердых
ракетных топлив.
Затем последовали работы по оцен-
ке работоспособности турбонасосного
агрегата жидкостного ракетного двигате-
ля второй ступени ракетно-космической
системы «Энергия» - «Буран», выпол-
ненные в Отраслевой лаборатории проч-
ности и надежности «ВОЕНМЕХа».
Необходимо вспомнить и создание
научного направления «Системы тех-
нического зрения» в целях разработки
автоматических исследовательских ком-
плексов с применением автовождения,
обеспечивающих автономное движение
по поверхности сложного рельефа без
участия человека-оператора. Не менее
важным в истории «ВОЕНМЕХа» яви-
лось и создание учебного пакета при-
кладных программ проектирования ракетных транс-
портных систем.
Уже в 1990-е гг. по инициативе и при участии
Г.М.Гречко научными сотрудниками «ВОЕНМЕХа» при
участии студентов и аспирантов, входивших в СКВ уни-
верситета, был создан уникальный астрофизический
Комиссия по приему курсовых проектов на кафедре «Ракетостроение» Слева направо:
профессор С.Н.Ельцин, летчик-космонавт С.ККрикалев, профессор ВАКерножицкий,
заведующий лабораторией В.Г.Васильев, доцент М.Н.Охочинский. 2004 г.
765
История развития отечественного ракетостроения
прибор - звездный фото-
А.Ф.Уткин. Конструктор
пусковых комплексов,
метр для исследования
верхних слоев атмосферы
с борта пилотируемых КА.
Фотометр был введен в
состав научного оборудо-
вания орбитальной стан-
ции «Мир», что позволило
получить новые сведения
об атмосфере Земли, вы-
соко оцененные мировой
научной общественностью.
Благодаря этому прибору
лауреат Ленинской премии,	удалось подтвердить гипо-
выпускник «военмехэ» тезы Г.М.Гречко о строении
верхних слоев атмосферы,
которые затем были признаны научным открытием.
Впервые в космосе работал научный комплекс, несший
на корпусе эмблему «ВОЕНМЕХа», аппарат, полностью
созданный в высшем учебном заведении.
Необходимо вспомнить и разработки, проводимые в
«ВОЕНМЕХе» совместно с ОАО «ИСС», направленные
на создание высокоточных размере- и формостабиль-
ных конструкций космических антенн. Спроектирована,
изготовлена и успешно прошла стадии предварительной
квалификации новая космическая антенна.
Не меньший интерес представляют проводимые
работы по созданию многоцелевых высокотемпера-
турных прямоточных реакторов, технические характе-
ристики которых не имеют аналогов в мире. Реакторы
созданы на базе университетских разработок в обла-
сти ракетного двигателестроения, они запатентованы и
имеют самые различные направления для внедрения в
народное хозяйство. Так, устанавливая на выходе ВТР
турбоэлектрогенератор, можно создать установку по
выработке электроэнергии, а образующуюся при ра-
боте ВТР парогазовую смесь можно использовать в
абсорбционных холодильных машинах.
Имеет большие перспективы изготовление на основе
ВТР мощных (до нескольких мегаватт) мобильных энер-
гетических установок, размещенных на автомобильных
шасси и предназначенных для использования в чрезвы-
чайных ситуациях и в полевых условиях работы стро-
ителей, геологов, воинских частей. Кроме того, такие
реакторы позволяют достигать такой степени перера-
ботки токсичных органических веществ, которая по всем
параметрам соответствует современному экологическо-
му законодательству. Стендовые испытания с участием
западноевропейских фирм показали, что такая техноло-
гия переработки токсичных веществ (включая диоксины)
дает результаты, во много раз превышающие достигну-
тые в иных существующих технологиях.
Дальнейшее развитие университета невозможно
без хорошо налаженного научного обмена, поэтому
в «ВОЕНМЕХе» регулярно проводятся конференции
самой разной направленности, связанные с самыми
передовыми направлениями развития науки и техники.
Это «Окуневские чтения», собирающие специалистов
в области теоретической механики и внутренней бал-
листики мирового уровня. Это и традиционные, про-
ходящие каждые два года «Уткинские чтения», посвя-
щенные развитию творческого наследия выдающегося
конструктора ракетно-космических систем академика
В.Ф.Уткина. Чтения обычно собирают ведущих уче-
ных, проектантов и конструкторов-ракетчиков со всей
страны и гостей из зарубежья и занимают далеко не
последнее место в национальном перечне значимых
научных форумов. Это и ежегодная общероссийская
конференция «Молодежь. Техника. Космос», уже
ставшая своеобразным смотром молодежной аэро-
космической науки и Северо-Западного региона, и
России в целом.
И в 1930-е гг., сразу после своего создания, и
65 лет назад, на момент возникновения националь-
ной ракетно-космической промышленности, и сегодня
«ВОЕНМЕХ» находился на самых передовых позициях
науки и техники. Университет всегда находил и находит
возможности и ресурсы для того, чтобы результаты
научных исследований его сотрудников выглядели до-
стойно, были востребованы на практике и служили ос-
новой для подготовки квалифицированных кадров для
высокотехнологичных (включая оборонную и ракетно-
космическую) отраслей народного хозяйства страны.
£.
В НОГУ СО ВРЕМЕНЕМ.
САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ
АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ИМЕНИ
АКАДЕМИКА С.П.КОРОЛЕВА
История Самарского государственного аэрокосми-
ческого университета имени академика С.П.Королева
(национальный исследовательский университет) начи-
нается с постановления Совнаркома СССР № 891 от
8 июля 1942 г. об организации в г. Куйбышеве авиаци-
онного института. В развитие этого постановления Ко-
митет по делам высшей школы при СНК СССР 17 июля
1942 г. издал приказ об открытии Куйбышевского ави-
ационного института с началом его работы 1 октября
1942 г. Необходимость этого шага была продиктована
острой потребностью в авиационных специалистах для
работы на эвакуированных заводах.
Для института был выделен корпус по ул. Моло-
догвардейской, 151, заселенный в то время рабочими
эвакуированных в г. Куйбышев предприятий и их се-
мьями. Для создания института в город была направ-
лена группа опытных преподавателей из вузов Ленин-
766
Глава 9
града, Харькова, Киева, Москвы во главе с временно
исполняющим обязанности директора института Алек-
сандром Мироновичем Сойфером. Было создано два
факультета: самолетостроительный во главе с первым
деканом Всеволодом Иосифовичем Путятой и мото-
ростроительный во главе с Аркадием Иосифовичем
Неймарком, были организованы первые 17 кафедр,
в составе которых было 40 преподавателей. К1 октя-
бря 1942 г. на первый-четвертый курсы было принято
556 студентов и начались занятия, т.е. институт был
создан за 3 месяца. Все это делалось в условиях во-
йны, потому требовало больших усилий, собранности,
инициативы и смекалки.
А.М.Сойфер гармонично сочетал в себе качества
ученого, педагога, воспитателя, общественного дея-
теля. Он стал основателем нового научного направ-
ления, связанного с активным подавлением вредных
вибраций в авиационной и космической технике. Круп-
нейшим научно-техническим достижением института
является упруго-демпфирующий пористый материал
МР - металлический аналог резины, созданный в ос-
нованной им лаборатории.
Тяжелыми были задачи нового вуза и для руко-
водителей, и для преподавателей, и для студентов.
Студенты не только учились, но и работали: ремонти-
ровали помещения, участвовали в создании и обору-
довании учебных лабораторий, кабинетов, мастерских,
работали на заготовке дров, на уборке урожая, на заво-
дах по производству вооружения и авиационной техни-
ки. В конце ноября 1942 г. директором института был
назначен Федор Иванович Стебихов.
Следует отметить, что выбор кандидатуры дирек-
тора института был обоснованным, поскольку решать
разнообразные проблемы создания нового вуза в
исключительно тяжелых условиях военного времени
должен был энергичный, волевой и требовательный
человек, каким и был Ф.И.Стебихов. Он не замыкался
в рамках административной работы: участвовал в учеб-
ном процессе, читал небольшой курс лекций, руково-
дил дипломным проектированием. В1946 г. ему было
присвоено ученое звание доцента по кафедре произ-
водства самолетов. Когда первоочередные задачи по
созданию института были
выполнены, Ф.И.Стебихов
смог заняться научно-ис-
следовательской работой.
В 1944 г. была открыта
аспирантура, создан на-
учно-исследовательский
сектор, при кафедрах на-
чали создаваться студен-
ческие научно-технические
кружки. В 1945 г. велись
41 бюджетная и несколько ЕВ.Шахматов, ректор сгау
767
История развития отечественного ракетостроения
хоздоговорных работ, в июле 1945 г. была проведена
первая научно-техническая конференция. В1944 г. со-
стоялся первый выпуск инженеров.
Сегодня с благодарностью можно отметить боль-
шой вклад ведущих научно-педагогических работни-
ков того периода, таких как Д.Н. Лысенко, В.С. Ля-
шенко, Г.Д.Максимов, Д.М.Овчаров, Н.В.Пинес,
С.П. Пулькин, Н.И.Путохин, В.И.Путята, М.И. Разуми-
хин, Л.И. Сутугин и др.
По заданию правительства, а также по заявкам
предприятий города и других регионов вуз постоянно
расширял номенклатуру специальностей: если в 1942 г.
было 2 специальности («Технология самолетострое-
ния» и «Технология авиационного моторостроения»),
то сейчас - 62 основные образовательные программы
ВПО, 10 программ СПО, 32 образовательные про-
граммы ППО и 48 программ ДПО.
Заочная форма обучения открыта в 2000 г. Сейчас в
университете обучаются около 12000 студентов. К 2012
г., году 70-летия университета, вуз окончили 60000 че-
ловек. Глубокая общенаучная и общетехническая под-
готовка, широкая подготовка по специальности, со-
циальная активность обеспечивают выпускникам вуза
быструю адаптацию, творческий и профессиональный
рост. Среди выпускников университета - директора и
главные специалисты производственных объединений
и заводов, руководители конструкторских бюро, науч-
но-исследовательских и проектных институтов, видные
ученые и создатели РКТ, известные государственные и
общественные деятели. Большое влияние на вуз в тече-
ние многих лет оказывали два выдающихся конструк-
тора - Н.Д.Кузнецов и Д.И.Козлов.
Несколько десятилетий, с 1949 г., с университетом
сотрудничал генеральный конструктор НПО «Труд»
(ныне ОАО «Кузнецов»), академик РАН, профессор
Н.Д.Кузнецов. С 1969 по 1978 г. заведовал кафедрой
конструкции и проектирования двигателей и руководил
отраслевой научной лабораторией. Именем Кузнецова
назван центр истории авиационных двигателей СГАУ
В многогранной деятельности генерального кон-
структора ЦСКБ, члена-корреспондента РАН, про-
фессора Д.И.Козлова значительное место занимало
многолетнее, с 1959 г., плодотворное научное, произ-
водственное и педагогическое сотрудничество с вузом.
Благодаря его авторитету были открыты специально-
сти «Ракетостроение» и «Космические аппараты».
Профессор Д.И.Козлов являлся организатором двух
ведущих кафедр факультета летательных аппаратов:
динамики полета, которую он возглавлял с 1967 по
1970 г, и летательных аппаратов, которой он руково-
дил с 1980 по 1999 г. и которая с 2009 г. носит его имя.
По его инициативе в ЦСКБ создан филиал трех
кафедр института, организован НТЦ «Наука». В це-
лях интеграции производственного и учебного про-
цессов работники ЦСКБ всегда вели активную пре-
подавательскую деятельность в университете: это
член-корреспондент РАН ГПАншаков, АБ.Соллогуб,
генеральный директор А.Н.Кирилин, который с дека-
бря 2011 г. является заведующим кафедрой космиче-
ского машиностроения СГАУ.
В 2013 г. в университете работают 886 преподава-
телей, в числе которых 5 академиков и членов-корре-
спондентов РАН, 191 докт. наук, профессор и 470 канд.
наук, доцентов; 53 человека удостоены звания лау-
реата Ленинской, Государственной и других премий,
75 человек - государственных наград, 70 - почетных
званий. Создание такого мощного научно-педагогиче-
ского потенциала - большое достижение коллектива,
залог будущих успехов в учебно-методической и науч-
но-исследовательской работе на всех факультетах.
Первым деканом факультета летательных аппара-
тов был В.И.Путята, человек яркий и интересный. Фа-
культет возглавляли талантливые педагоги и воспита-
тели, обладавшие незаурядными личными качествами.
Шесть лет деканом факультета № 1 был Ю.Л.Тарасов,
ныне заслуженный деятель науки и техники, профес-
сор, д.т.н., многие годы работавший заведующим кафе-
дрой прочности летательных аппаратов и директором
НТЦ «Наука», мастер спорта по высшему пилотажу и
судья международной категории. Обладая отличными
организаторскими способностями, преданностью делу,
страстностью и настойчивостью в работе, он сумел
сплотить коллектив факультета и стать инициатором и
душой многих дел, которые впоследствии стали тра-
дицией и гордостью факультета. Ныне факультет воз-
главляет д.т.н., доцент ВАКирпичев - выпускник вуза.
Первым деканом факультета двигателей летатель-
ных аппаратов был А.И.Неймарк. Длительное время
в должности декана факультета № 2 работал доцент
В.Т.Шестаков. Он внес значительный вклад в развитие
факультета. Особенно хорошо была поставлена воспи-
тательная работа со студентами, активно работали об-
щественные студенческие организации. Проводилась
большая работа по организации подготовки инженеров
по специальностям. С 1997 г. деканом факультета яв-
ляется д.т.н., профессор А.И.Ермаков.
Первым деканом факультета технической эксплу-
атации самолетов и двигателей с 1958 по 1962 г. был
И.Г.Старостин, с чьим именем связаны преодоление
трудностей и успехи нового факультета, новой выпуска-
ющей кафедры, создание учебного аэродрома, поста-
новка учебного процесса и научной работы. Большой
период (1962-1983 гг.) жизни факультета связан с име-
нем доцента А.П.Нападова, специалиста по техниче-
ской эксплуатации двигателей, внесшего существенный
вклад в дальнейшее становление и развитие учебного
процесса на факультете, формирование облика специ-
альности, создание специализаций. С1995 г. факультет
возглавляет доцент А.Н.Тихонов, выпускник КуАИ, раз-
вивающий лучшие традиции факультета.
768
Глава 9
В 1956 г., в связи с завершением строительства в
городе крупнейшего в Европе металлургического за-
вода, в вузе была начата подготовка инженеров-ме-
таллургов по обработке металлов давлением. В1958 г.
были образованы факультет № 4 и кафедра обработ-
ки металлов давлением, которые возглавил доцент
А.В.Юшков. Профессор В.В.Уваров, выпускник КуАИ,
за многие годы работы деканом факультета № 4 внес
большой вклад в развитие научного потенциала фа-
культета, рост квалификации преподавателей, укре-
пление связей с производством, совершенствование
материальной базы факультета. С 2008 г. деканом фа-
культета является М.В.Хардин.
В конце 1950-х гг., когда бурно развивалась радио-
электроника и страна остро нуждалась в таких специа-
листах, было принято решение о подготовке в институте
радиоинженеров. В 1962 г. был создан факультет № 5
(радиотехнический), который возглавил доцент
В.Г.Трубецкой. С 1976 по 1992 г. факультет возглав-
ляла профессор Л.В.Макарова - опытный преподава-
тель, методист и воспитатель, инициативный и умелый
организатор. По ее инициативе на радиотехническом
факультете впервые в институте вводится обучение по
системе 4+2: на последних курсах студенты 4 дня в не-
делю занимались в аудиториях и 2 дня работали в КБ
или на предприятиях, на младших инженерно-техни-
ческих должностях по месту распределения. Ныне фа-
культетом руководит к.т.н, доцент ИАКудрявцев.
Бурное развитие вычислительной техники выяви-
ло острую потребность в инженерах-системотехниках,
прикладных математиках, программистах. Поэтому в
институте в 1975 г. организационно оформился фа-
культет № 6 - системотехнический, первым деканом
которого в течение 8 лет был профессор ВАСойфер,
16 лет возглавлял факультет САПрохоров. С 2005 г.
декан факультета-доцент Э.И.Коломиец. Наличие фа-
культета № 6 способствовало ускоренному оснащению
института вычислительной техникой, широкому внедре-
нию вычислительной техники и математики в учебный
процесс и НИР на всех факультетах и кафедрах.
Переход на рельсы рыночной экономики потре-
бовал подготовки для предприятий города и региона
специалистов в области экономики, менеджмента,
управления. И факультет экономики и управления,
созданный в 1993 г. как колледж для решения этой
проблемы, пользуется и сейчас большой популярно-
стью и авторитетом. Первым деканом факультета № 7
был доцент Е.Н.Петров, длительное время работал де-
каном профессор В.Г.Засканов, с 2010 г. - О.В.Павлов.
Важный вклад в подготовку специалистов внесли
вечерние факультеты института, первый из них был
создан в 1948 г. С1999 г. начата подготовка по заочной
форме обучения, декан - доцент В.Д.Еленев. В 2008 г.
организован факультет базовой подготовки и фунда-
ментальных наук, декан - профессор ЕАИзжеуров.
Каждый из названных факультетов в связи с на-
зревшей потребностью в кадрах оперативно вел под-
готовку специалистов по учебным планам широкой
гаммы специализаций. С первых дней организации
института коллектив установил крепкие связи с пред-
приятиями своего города и со многими крупными
предприятиями страны.
Необходимо было решать не только кадровые про-
блемы предприятий, но и реализовать научное обе-
спечение разработок и производства новой техники.
Эта проблема решалась в институте путем создания
отраслевых лабораторий при крупных кафедрах, ко-
торые становились учебно-научными центрами, где
создавались научные школы. Но решать эти проблемы
пришлось с 1956 г. преемнику Ф.И.Стебихова на по-
сту директора Куйбышевского авиационного института
В.П.Лукачеву - выпускнику КуАИ. За 32 года (1956—
1988 гг.) институт, возглавляемый В.П.Лукачевым,
превратился в ведущий учебно-научный центр выс-
шего технического образования России. Уже к своему
25-летию коллектив добился значительных успехов по
всем направлениям своей деятельности, которые были
замечены и признаны. Постановлением ЦК КПСС и
Совета Министров СССР от 22 июня 1966 г. институту
было присвоено имя основоположника практической
космонавтики, главного конструктора ракетно-кос-
мических систем академика С.П.Королева, а Указом
Верховного Совета СССР от 7 января 1967 г. институт
первым из вузов г. Куйбышева был награжден орде-
ном Трудового Красного Знамени. В том же году ор-
деном Трудового Красного Знамени был награжден и
В.П.Лукачев, позже были и другие высокие награды, в
т.ч. звание Героя Социалистического Труда.
КуАИ начала 1950х гг. насчитывал чуть более
ста преподавателей, среди которых единственным
профессором, доктором технических наук был
Н.И.Резников. На двух факультетах насчитывалось
около тысячи студентов, которые обучались всего в
двух корпусах. К концу «эпохи Лукачева» авиационный
институт насчитывал шесть дневных и четыре вечерних
факультета с общим числом студентов около десяти
тысяч человек. Преподавательский состав увеличился
более чем в семь раз и включал в себя действитель-
ных членов и членовкорреспондентов Академии наук
СССР, десятки профессоров и докторов наук, сотни
доцентов и кандидатов наук.
С именем В.П.Лукачева связан главный этап стро-
ительства и становления университета. На пустыре
у Ботанического сада был воздвигнут крупнейший в
Самаре студенческий городок, в котором созданы все
условия для работы педагогов и ученых, учебы, творче-
ства и активного отдыха студентов, - это 17 корпусов,
в которых размещены учебные аудитории, научно-
исследовательские институты и лаборатории, спортив-
ный комплекс с бассейном, 7 студенческих общежитий.
769
История развития отечественного ракетостроения
Принцип «образование через науку», заложенный
еще в годы становления института, всегда являлся
особенностью университета. В развитии научных ис-
следований, особенно фундаментальных, огромную
роль сыграли ученые, эвакуированные в Куйбышев в
военные годы. На кафедре аэрогидродинамики заве-
дующий кафедрой доцент В.И.Путята проводил теоре-
тические исследования аэродинамических профилей
крыла, доцент И.Д.Миллионщиков (впоследствии ви-
це-президент АН СССР) разработал гидромеханиче-
ский способ эксплуатации нефтяных скважин, доцент
ААКомаров создавал теорию оптимального проекти-
рования силовых конструкций. Под руководством про-
фессора Н.И.Резникова велись исследования по об-
работке резанием жаропрочных и титановых сплавов.
К середине 1950-х гг. по инициативе ученых уни-
верситета были организованы первые в стране ОНИЛ.
К решению проблем в отраслевых лабораториях широ-
ко привлекались преподаватели и аспиранты кафедр,
а также студенты в массовом порядке. Именно здесь,
наряду с выполнением учебноисследовательских ра-
бот, студенты получали навыки в проведении научных
исследований. Коллективы крупных кафедр вместе со
своими отраслевыми лабораториями превратились в
учебнонаучные центры, которые способны выполнять
научные заказы предприятий и передавать им резуль-
таты научных исследований в комплексе с кадровым
сопровождением в лице инженеровисследователей.
Научные школы и направления, возглавляемые веду-
щими учеными университета В.А.Барвинком, А.И. Бе-
лоусовым, ЮАКнышом, В.А.Комаровым, В.А. Сой-
фером, Ю.Л. Тарасовым, В.П.Шориным и другими,
широко известны в стране и за ее пределами.
Год за годом коллектив института создавал базу
стабильной подготовки инженерных, а затем и науч-
ных кадров, кадров высшей квалификации - кандида-
тов и докторов наук: были открыты аспирантура, док-
торантура, начали работу специализированные советы
для защиты кандидатских и докторских диссертаций.
В вузе функционируют 9 диссертационных советов
по защите докторских и кандидатских диссертаций,
активно работают аспирантура по 32 научным специ-
альностям, а с 1992 г. - докторантура по 3 научным
специальностям.
В научно-исследовательской работе всегда прини-
мали участие студенты, научно-технический уровень
разработок СКБ высок и не уступает их практической
целесообразности. Первый построенный студентами
самолет «Шмель» учит молодежь летать до сих пор.
В СКБ-1 были созданы уникальные бортовые испы-
тательные стенды для исследования конструкционных
материалов в реальных условиях космического про-
странства. Интересная совместная работа проводилась
над космическим проектом «Рапунцель» студентами
вуза и Мюнхенского технического университета. СКБ-
1 и кафедра динамики полета совместно с ЦСКБ раз-
работали проект под девизом «Гелиос», завоевавший
первое место и главный приз на открытом конкурсе
проектов космических аппаратов с солнечным па-
русом. С 1992 г. в СКБ-1 разработаны, изготовлены
и доведены до летных испытаний 7 опытных легких
и сверхлегких самолетов: «Фаворит», «Кречет»,
«Скиф», С-202, «Капитан», Че-15 и Че-25. Совместно
с Высшим институтом авиации и космонавтики уни-
верситет участвует в студенческом проекте в рамках
мероприятий CSpace, организуемых Французским
агентством CNES, которые проводятся в Бискароссе
(Франция, 2012-2013 гг.).
В июне 1988 г. ректором института на альтерна-
тивной основе был впервые избран выпускник КуАИ
В.П.Шорин, многие годы работавший проректором
института, уделявший постоянное внимание повы-
шению эффективности учебного процесса и каче-
ства подготовки специалистов. Как ректор института
(1988-1990 гг.) В.П.Шорин сконцентрировал свои
усилия на коренных вопросах развития высшего тех-
нического образования. Под его руководством раз-
работаны новые учебные планы, ориентированные на
подготовку высококвалифицированных специалистов
для приоритетных направлений авиационно-космиче-
ской науки и техники, существенно изменена концеп-
ция научной деятельности института в направлении ее
фундаментализации и повышения результативности.
Профессор В.П.Шорин создал научную школу по
управлению динамическими свойствами гидрогазо-
вых систем двигателей и летательных аппаратов, по-
лучившую признание в нашей стране и за рубежом.
В1990 г. он был избран народным депутатом РСФСР,
членом Верховного Совета РСФСР, председателем
Комитета по науке и народному образованию, членом
Президиума Верховного Совета РСФСР.
В 1990 г. ректором КуАИ стал В.А.Сойфер. Именно
при В.А.Сойфере Куйбышевский авиационный институт
становится Самарским государственным аэрокосми-
ческим университетом. За годы руководства Сойфера
университетский городок заметно изменился, за 20 лет
СГАУ прибавил 50 тыс. квадратных метров. Количество
специальностей вырастает до 50, в штате преподавате-
лей увеличивается доля докторов наук - до 150! При-
знанными центрами культуры в университете являются
научно-техническая библиотека с полуторамиллионным
книжным и электронным фондом, музей авиации и
космонавтики им. С.П.Королева и Центр истории авиа-
ционных двигателей. Энтузиастами своего дела являют-
ся Т.С.Гадал ина, Н.В.Богданова и ВАЗрелов.
В 1990—2000е гг. на базе СГАУ создаются Самар-
ский инновационный бизнесинкубатор, Региональный
центр информатизации в сфере образования и на-
уки, Поволжский центр космической геоинформати-
ки, Научнообразовательный центр лазерных систем и
770
Глава 9
технологий, межкафедральное Конструк-
торское бюро малой авиации и еще более
20 научноисследовательских и производ-
ственных центров.
СГАУ тесно взаимодействует с ведущи-
ми академическими и отраслевыми НИИ:
в области авиа- и двигателестроения - с
ЦАГИ, крупнейшим в мире центром ави-
ационной науки; с ЦИАМ, единственной в
России научно-исследовательской органи-
зацией, осуществляющей комплексные на-
учные исследования и разработки в области
авиадвигателестроения; с ВИАМ, крупней-
шим материаловедческим государствен-
ным предприятием, которое на протяжении
80 лет разрабатывает материалы, определя-
ющие облик изделий авиакосмической тех-
ники. Ученые СГАУ проводят совместные
исследования с ИМАШ РАН, известным в
стране и за рубежом учреждением, решаю-
щим фундаментальные научные проблемы
в области машиноведения и технических
наук в России, с ФИАН РАН, одним из
крупнейших и старейшим научно-исследо-
вательским центром России.
В недрах Самарского государственного
аэрокосмического университета имени ака-
демика С.П.Королева (Куйбышевского ави-
ационного института) в середине 1970-х гг.
зародился Институт систем обработки изо-
бражений РАН. В целях интеграции вузов-
ской и академической науки СГАУ взаимо-
действует с Самарским научным центром
РАН (председатель Президиума - академик
В.П.Шорин), осуществляющим научно-ме-
тодическое руководство научными подразделениями,
созданными при СГАУ, - Институтом акустики машин
и Научно-исследовательским институтом технологии и
проблем качества. С1990 г. начало интенсивно разви-
ваться международное сотрудничество института.
В различные годы были заключены комплексные
договоры с вузами КНР (Харбинским политехниче-
ским институтом, Пекинским авиационно-космиче-
ским университетом, Пекинским политехническим
институтом, Северо-Западным политехническим
институтом), Университетом Брэдли (США), Техниче-
ским университетом Софии (Болгария), Техническим
университетом Штутгарта (Германия), с Берлинским
техническим университетом (Германия), Техническим
университетом Карлоу (Ирландия), Университетом Лу-
лео (Швеция), Делфтским техническим университетом
(Нидерланды), Высшей государственной школой ави-
ационных инженеров-конструкторов ENSICA (Фран-
ция), Национальным аэрокосмическим университетом
«Харьковский авиационный институт» (Украина), под-
В музее авиации и космонавтики СГАУ
писан протокол о намерениях с Ассоциацией авиации
и космонавтики Китая. С 2010 г. с Харбинским поли-
техническим институтом (Китай) успешно реализуется
программа двойных дипломов.
В 2006 г. СГАУ с программой «Развитие центра
компетенции и подготовка специалистов мирового
уровня в области аэрокосмических и геоинформаци-
онных технологий» стал победителем Всероссийского
конкурса высших учебных заведений, внедряющих ин-
новационные образовательные программы.
Реальными показателями достижения целей, по-
ставленных инновационной образовательной про-
граммой, явились возросшая востребованность вы-
пускников университета со стороны промышленных
предприятий; повышение конкурса во время прием-
ной кампании; увеличение числа студентов, занятых
в научно-исследовательских работах; расширение со-
трудничества с большим числом иностранных фирм
(Boeing, Net Cracker Technology Corporation, Alcoa,
Camozzi и др.); увеличение количества совместных
771
История развития отечественного ракетостроения
исследовательских работ с иностранными партнера-
ми. Выпускники университета востребованы предпри-
ятиями, организациями всех форм собственности и
финансовыми структурами. Университет выполняет
заказы правительства Самарской области и муници-
пальных органов по контрактной целевой подготовке.
Выполнение Программы значительно ускорило ре-
ализацию стратегического плана развития университе-
та, укрепило связь вуза с промышленными, научными
и государственными структурами региона. Результаты
Программы позволили по ряду показателей (оснащен-
ность оборудованием, программным обеспечением,
переподготовка кадров) достичь уровня, запланиро-
ванного в стратегическом плане на 2010 и 2012 гг., и
оставаться среди лидеров по подготовке специалистов
мирового уровня в области аэрокосмических и геоин-
формационных технологий.
К наиболее значимым результатам, полученным
при выполнении Программы, следует отнести суще-
ственное пополнение новым оборудованием и прибо-
рами учебно-научной базы университета. Изменилась
структура университета: за время выполнения Про-
граммы были созданы 12 новых научно-образователь-
ных центров, факультет базовой подготовки и фунда-
ментальных наук, кафедры наноинженерии и общей
информатики. Уникальность выполненной программы
состояла в ее непосредственной ориентированности на
аэрокосмический кластер Самарской области.
В 2009 г. в числе первых 12 ведущих университе-
тов страны вуз стал национальным исследовательским
университетом. Это, безусловно, заслуга всего коллек-
тива - команды единомышленников, но таких успехов
вуз не добился бы без опытного руководителя, насто-
ящего лидера - В.А.Сойфера, который в 2010 г. стал
президентом Самарского государственного аэрокос-
мического университета.
Получив категорию национального исследователь-
ского университета, СГАУ сделал только первый шаг
на пути становления таковым. Закупая оборудование и
программные средства, обеспечивая стажировку пре-
подавателей и сотрудников, руководство создало базу
для новой системы научнообразовательной деятель-
ности, которую уже начало внедрять. В университете
создан центр CAM-технологий, оснащенный самым
современным оборудованием, на базе которого осу-
ществляется подготовка специалистов всех уровней: от
рабочих профессий до кадров высшей квалификации,
необходимых для экономики региона. Начавшаяся ре-
ализация пилотных проектов по переходу на систему
образования через научные исследования на 2 и 6 фа-
культетах была поддержана преподавателями и студен-
тами и остальных факультетов.
Университет активно внедряет компьютерное
моделирование и информационную поддержку из-
делий авиационной и ракетно-космической техники
(«виртуальный летательный аппарат» и «виртуальный
двигатель»), в т.ч. с использованием параллельных
вычислений и грид-технологий, создаваемых на базе
межвузовского медиацентра, расположенного на тер-
ритории университета. На сегодняшний день в универ-
ситете используются четыре высокопроизводительных
кластера, объединенных в универсальную грид-систему,
в т.ч. суперкомпьютер «Сергей Королев».
При поддержке Правительства Самарской области
в СГАУ был создан Центр приема космической ин-
формации, на базе которого осуществляется развитие
космических геоинформационных технологий, в т.ч.
прием, обработка и распространение информации с
космических аппаратов дистанционного зондирования
Земли, а также подготовка кадров соответствующих
специальностей и направлений.
В 2010-2012 гг. университет совместно с ОАО «Куз-
нецов» активно выполнял работы по проекту «Созда-
ние линейки газотурбинных двигателей (ГТД) на базе
универсального газогенератора высокой энергетиче-
ской эффективности» в рамках Постановления Пра-
вительства РФ № 218 от 9 апреля 2010 г. по развитию
кооперации российских высших учебных заведений и
организаций, реализующих комплексные проекты по
созданию высокотехнологичного производства. Про-
межуточные итоги выполнения проекта показали его
высокую результативность в плане привлечения об-
учающихся - студентов, магистрантов, аспирантов -
к решению реальных задач производства, активному
вовлечению высококвалифицированных специалистов
предприятия в образовательный процесс.
В 2012 г. университет продолжил выполнение ра-
бот, начатых в 2010 г. в рамках проекта «Развитие и
совершенствование инновационной инфраструктуры
СГАУ, включая поддержку малого инновационного
предпринимательства» (Постановление Правительства
РФ № 219 от 9 апреля 2010 г.). СГАУ активно работает
с предприятиями, расположенными в области. Осу-
ществляется совместная деятельность СГАУ и ГНП РКЦ
«ЦСКБ-Прогресс» по проектированию малых косми-
ческих аппаратов.
19 апреля 2013 г. с космодрома Байконур в со-
ставе космического аппарата «Бион-М» попутным
грузом был запущен на круговую орбиту Земли малый
космический аппарат «Аист», в создании которого
принимали участие студенты, аспиранты, сотрудники
Самарского государственного аэрокосмического уни-
верситета имени академика С.П.Королева (националь-
ного исследовательского университета) совместно с
молодыми специалистами Государственного науч-
но-производственного ракетно-космического центра
«ЦСКБ-Прогресс».
21 апреля 2013 г. «Аист» успешно отстыковался от
«Бион-М» и перешел на собственную орбиту, что явля-
ется безусловной победой аэрокосмического кластера
772
Глава 9
На занятиях в классе авиадвигателестроения
Самарской области, поскольку такая схема запуска
была осуществлена впервые в мире. 22 апреля 2013 г.
в центре приема информации «ЦСКБ-Прогресс» по-
лучена следующая телеметрическая информация:
-	все системы МКА работают в штатном режиме;
-	солнечные батареи МКА работают нормально,
идет зарядка аккумуляторов;
-	температура на борту МКА ста-
билизировалась и составляет 40 °C;
-	идет переход на собственные
навигационные измерения МКА.
С 22 апреля 2013 г. прием ин-
формации с МКА совместно с со-
трудниками «ЦСКБ-Прогресс» осу-
ществляют и студенты СГАУ. На
борту МКА «Аист» также начала ра-
боту научная аппаратура «МАГКОМ»
(магнитная компенсация микроуско-
рений) и «МЕТЕОР» (анализ косми-
ческих микрочастиц), созданная в
Институте космического приборо-
строения СГАУ. В настоящее время
активно выполняется проект по соз-
данию МКА народнохозяйственного
назначения «Аист-2», на котором
устанавливается аппаратура для радиолокационного
зондирования, что значительно расширит возможно-
сти наблюдения поверхности Земли, в первую очередь
в интересах различных министерств и ведомств Са-
марской области. В декабре 2012 г. «ЦСКБ-Прогресс»
стал победителем открытого публичного конкурса по
отбору организаций на право получения субсидий
Малый космический аппарат «Аист»
773
История развития отечественного ракетостроения
на реализацию комплексных проектов по созданию
высокотехнологичного производства как инициатор
проекта «Создание высокотехнологичного производ-
ства маломассогабаритных космических аппаратов
наблюдения с использованием гиперспектральной
аппаратуры в интересах социально-экономического
развития России и международного сотрудничества».
Головным исполнителем проекта является Самарский
государственный аэрокосмический университет име-
ни академика С.П.Королева (национальный исследо-
вательский университет). Выполнение этого проекта
будет содействовать дальнейшему наращиванию на-
учно-образовательного, кадрового и инновационного
потенциала Самарской области.
Приложение 1
ОБ АВТОРАХ И РЕДАКТОРАХ
АЛИЕВ Валерий Гейдарович
Заместитель генерального конструктора, главный конструк-
тор программы, руководитель Центра ОАО РКК «Энергия»
им. С.П.Королева. Доктор технических наук, профессор.
АСЮШКИН Владимир Андреевич
Заместитель генерального конструктора по средствам вы-
ведения ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина». Кандидат техни-
ческих наук.
АФАНАСЬЕВ Павел Павлович
После окончания МАИ работал в МКБ «Факел». С 1996 г.
- советник ректората МАИ. Кандидат технических наук, про-
фессор. Лауреат премии Правительства РФ.
АХМЕТОВ Равиль Нургалиевич
Первый заместитель генерального директора - генеральный
конструктор - начальник ЦСКБ ФГУП ГНП РКЦ «ЦСКБ-
Прогресс». Кандидат технических наук. Действительный член
Российской Академии космонавтики им. К.Э.Циолковского.
775
Приложение
БАРМИН Игорь Владимирович
Генеральный конструктор наземной космической инфра-
структуры - заместитель генерального директора ФГУП
«Центр эксплуатации объектов наземной космической ин-
фраструктуры». Доктор технических наук, профессор. Член-
корреспондент РАН. Президент Российской академии кос-
монавтики им. К.Э. Циолковского. Лауреат Государственной
премии СССР, премии Правительства РФ.
БЕРЕЗИН Александр Николаевич
Помощник генерального директора ОАО «Пермский завод
«Машиностроитель» по организации подготовки научных
кадров. Лауреат премии Госкомоборонпрома РФ.
БЛАГОВ Анатолий Викторович
Главный специалист проектного отдела ОАО «ВПК «НПО
машиностроения». Заслуженный конструктор Российской
Федерации.
БОРОДАВКИН Вячеслав Александрович
Первый проректор - проректор по учебной работе БГТУ
«ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова, заведующий кафедрой «Ра-
кетостроение». Доктор технических наук, профессор. Дей-
ствительный член Российской академии космонавтики им
К.Э. Циолковского.
ВИКУЛЕНКОВ Виктор Павлович
Главный специалист центра средств выведения ФГУП «НПО
им. САЛавочкина». Кандидат технических наук.

776
Об авторах и редакторах
ГАФАРОВ Альберт Акрамутдинович
Начальник сектора ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша». Спе-
циалист в области обеспечения эффективности применения
и обеспечения радиационной безопасности при использо-
вании ядерной энергетики в космосе. Кандидат технических
наук. Лауреат Государственной премии СССР.
ГЛОТИН Дмитрий Панкратьевич
Заместитель руководителя Пермской региональной ветеран-
ской организации ракетных и космических войск. Полковник
в отставке. С1985 по 1994 гг. - начальник отдела на Перм-
ском машиностроительном заводе им. В.И. Ленина.
ГУБАНОВ Борис Иванович
(1930-1999 гг.)
Герой Социалистического Труда. Специалист в области
создания стратегических и космических ракет. С 1982 по
1993 г. - первый заместитель генерального конструктора и
генерального директора - главный конструктор темы в НПО
«Энергия». Лауреат Ленинской премии.
ГУЛИДОВ Геннадий Яковлевич
Главный специалист отдела обеспечения гарантийных сроков
службы и продления сроков эксплуатации ракетных ком-
плексов ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
ДЕГТЯРЬ Владимир Григорьевич
С1972 г. работает в Конструкторском бюро машиностроения,
г. Миасс. Генеральный директор, генеральный конструктор
ОАО «ГРЦ Макеева». Доктор технических наук, профессор.
Член-корреспондент РАН. Лауреат премии Ленинского ком-
сомола, Государственной премии РФ.
777
Приложение
ДОРОФЕЕВ Борис Аркадьевич
(1927-1999 гг.)
В 1978-1999 гг. - руководитель комплекса, начальник сек-
тора, старший научный сотрудник НПО «Энергия» / РКК
«Энергия» им. С.П.Королева. Лауреат Государственной пре-
мии СССР.
ЕВИЧ Анатолий Филиппович
Специалист в области системного анализа и проектирования
космических комплексов, пропаганды достижений отече-
ственной ракетно-космической техники. Кандидат техниче-
ских наук. С1962 г. - в НИИ-88 / ЦНИИмаш.
ЕРЕМЕНКО Анатолий Андреевич
Специалист в области системного анализа и информирова-
ния общественности о развитии РКТ. Кандидат технических
наук. С1964 г. - в НИИ-88 / ЦНИИмаш.
ЖЕРДЕВ Юрий Владимирович
Специалист в области систем управления ракет-носителей.
С 1964 г. - в НИИ-88 / ЦНИИмаш. Начальник лаборатории.
Кандидат технических наук.
ЗЕЛЕНЦОВ Валентин Викторович
В 1990-2012 гг. - руководитель НУК СМ МГТУ
им. Н.Э.Баумана. Заведующий кафедрой «Ракетные и им-
пульсные системы». Кандидат технических наук, доцент. Ла-
уреат премии Президента РФ и премии Правительства РФ.
778
Об авторах и редакторах
ЗЕМЛЯНСКИЙ Борис Андреевич
Ученый и руководитель работ в области газодинамики и те-
плообмена изделий РКТ. Доктор технических наук. С1964 г. -
в НИИ-88 / ЦНИИмаш, главный научный сотрудник, в 2003—
2010 гг. - начальник Центра теплообмена и аэрогазодина-
мики.
ЗУЕВ Владимир Владимирович
С 1985 г. - ведущий конструктор, ведущий специалист КБ
«Южное». Участник разработки ракет 8К63, 8К65, 8К64,
8К67,15А14,11К63,11К65,11К69,11К68.
ИВАНОВ Константин Михайлович
Ректор БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф.Устинова, заведующий ка-
федрой «Технология производства артиллерийских систем и
боеприпасов». Доктор технических наук, профессор.
ИВКИН Владимир Иванович
С1995 г. - член Военно-научного комитета РВСН, помощник
председателя комитета. С 2009 г. - старший научный сотруд-
ник ВА РВСН им. Петра Великого. Ученый в области истории
РВСН, развития ракетно-артиллерийского вооружения. Пол-
ковник, кандидат исторических наук.
ИЗМАЛКИН Олег Сергеевич
Заместитель начальника ЦКБМ, начальник проектного от-
деления.
779
Приложение
ИШИН Сергей Вячеславович
Начальник - главный конструктор центра средств выведения
ФГУП «НПО им. САЛавочкина».
КАЗАКОВ Михаил Николаевич
Специалист в области аэродинамики изделий РКТ и экспе-
риментальной аэродинамики. Кандидат технических наук.
С1960 г. - в НИИ-88 / ЦНИИМаш, ведущий научный сотруд-
ник.
КАНИН Рэм Никифорович
С1959 г. работает в СКБ-385 (ОАО «ГРЦ Макеева»). С1963 г. -
начальник проектного сектора, руководитель подразделения
системных исследований и эффективности, ведущий науч-
ный сотрудник. Кандидат технических наук.
КАНТЕМИРОВ Борис Николаевич
Старший научный сотрудник Института истории естествозна-
ния и техники им. С.И.Вавилова РАН. Кандидат технических
наук.
КИРИЛИН Александр Николаевич
Генеральный директор ФГУП ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
Доктор технических наук, профессор. Лауреат Государствен-
ной премии РФ, премии Правительства РФ.
780
Об авторах и редакторах
КИРНАСОВ Борис Сергеевич
Специалист в области газодинамики струй. Кандидат техни-
ческих наук. С 1957 г. - в НИИ-88 / ЦНИИмаш. Ведущий на-
учный сотрудник.
КОРНЕЕВ Николай Михайлович
С 1963 г. работал заместителем, первым заместителем на-
чальника и генерального конструктора КБОМ. Кандидат тех-
нических наук. Академик РАКЦ. Лауреат Ленинской и Госу-
дарственной премий СССР.
КОРОТКОВ Александр Сергеевич
С 1992 по 2010 г. - главный инженер ГП ПО ЮМЗ. Лауре-
ат Государственной премии СССР, Государственной премии
Украины.
КУЛЕШОВ Евгений Викторович
(1948-2012 гг.)
Работал ведущим специалистом Научно-исследовательского
центра истории ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
ЛЕГОСТАЕВ Виктор Павлович
Академик РАН. С 1960 г. работает в ОКБ-1 (ЦКБЭМ, НПО
«Энергия», РКК «Энергия» им. С.П.Королева). С 2009 г. -
первый заместитель генерального конструктора. Лауреат
Ленинской премии, Государственных премий СССР и РФ,
премии Правительства РФ.
781
Приложение
ЛОПОТА Виталий Александрович
С 2007 г. - Президент Ракетно-космической корпорации
«Энергия» имени С.П.Королева, генеральный конструктор,
технический руководитель, заместитель председателя Госко-
миссии по летным испытаниям пилотируемых космических
комплексов. Член-корреспондент РАН. Лауреат премии Пра-
вительства РФ.
ЛЫСЕНКО Лев Николаевич
В1987-2007 гг. - заведующий кафедрой баллистики и аэро-
динамики МГТУ им. Н.Э.Баумана. Доктор технических наук,
профессор. Лауреат премии Президента РФ.
МАКУШИН Василий Митрофанович
Специалист в области исследований живучести ракетных
комплексов. С1954 г. - в НИИ-88 / ЦНИИмаш. Заместитель
начальника комплекса. Лауреат Государственной премии
СССР.
МАМАЛЫГА Олег Иванович
Конструктор ракетного оружия. С 1957 по 2005 г. работал
в СКВ (с 1966 г. - КБМ), г. Коломна: главный конструктор
направления. Участник разработки ракеты «Гном», ракетных
комплексов «Точка», «Точка-У», «Ока», «Искандер-М». Ла-
уреат Государственной премии.
МАРКМАН Александр Матвеевич
Генеральный директор ОАО «ПО «Стрела». Участник созда-
ния ракетных комплексов, противокорабельных крылатых
ракет «Малахит», «Базальт», «Вулкан», «Гранит».
782
Об авторах и редакторах
МОГИЛЬНЫЙ Борис Васильевич
Специалист в области экспериментальных исследований
прочности конструкций РКТ. С 1958 г. - в НИИ-88 / ЦНИИ-
маш. Заместитель начальника Центра прочности.
МОЛЧАНОВ Сергей Филиппович
С 1975 г. работает в Конструкторском бюро ма-
шиностроения (ОАО «ГРЦ Макеева»), С 2012 г. -
заместитель генерального конструктора по проектирова-
нию. Ведущий специалист по проектированию морских
баллистических ракет и ракет космического назначения
легкого класса.
ft ji
НЕСТЕРОВ Владимир Евгеньевич
С 2004 по 2005 г. - начальник Управления средств выведе-
ния, наземной космической инфраструктуры и коопераци-
онных связей, член коллегии Федерального космического
агентства. С 2005 по 2012 г. - генеральный директор ГКНПЦ
им. М.В.Хруничева.
НИКУЛИН Сергей Петрович
В1993-2009 гг. - генеральный директор ОАО «Московский
машиностроительный завод «Вымпел». С 2009 г. - директор
ФГУП «МИТ». С 2010 г. - генеральный директор ОАО «Кор-
порация «МИТ».
НОСОВ Валентин Дмитриевич
С 1984 г. работает на Златоустовском машиностроительном
заводе. С 2010 г. - заместитель генерального директора ОАО
«Златмаш» по оборонной продукции.
<Г1
783
Приложение
ОСАДЧЕНКО Александр Сергеевич
Специалист в области средств выведения космических аппа-
ратов. С1971 г. - в ЦНИИмаш. Заместитель начальника ком-
плекса. Кандидат технических наук, доцент. Лауреат премии
Правительства РФ.
ОХОЧИНСКИЙ Михаил Никитич
Ученый секретарь БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф.Устинова, до-
цент кафедры «Ракетостроение». Лауреат премии Прави-
тельства Санкт-Петербурга. Член-корреспондент Российской
академии космонавтики им. К.Э.Циолковского.
ПАЛЬКОВ-СВИРЩЕВСКИЙ Виктор Александрович
В 1962 г. - инженер, начальник группы проектного отдела
боевого оснащения КБ «Южное». Участвовал в разработке и
отработке боевого оснащения для ракет 8К64,8К67,15А14,
15А15,15А18,15А16,15А18М, 15Ж60,15Ж61.
ПАНИЧКИН Николай Георгиевич
Ученый в области прочности и наземной отработки изделий
РКТ. С1971 г. - в ЦНИИмаш, с 2013 г. - генеральный дирек-
тор. Кандидат физико-математических наук, доцент. Лауреат
Государственной премии СССР и премий Правительства РФ.
ПЕРВОВ Михаил Андреевич
Журналист и писатель. С 2006 г. - генеральный директор и
главный редактор Издательского дома «Столичная энцикло-
педия». Член Союза журналистов Москвы и России. Член-
корреспондент Российской академии космонавтики им.
К.Э.Циолковского. Автор 11 книг.
784
Об авторах и редакторах
ПОЛЯЧЕНКО Владимир Абрамович
Главный научный сотрудник Научно-исследовательского цен-
тра истории ОАО «ВПК «НПО машиностроения». Заслужен-
ный испытатель космической техники.
ПОПЛЕВИНА Ольга Борисовна
С1987 г. работает на ЭМЗ им. В.М.Мясищева. Инженер-кон-
структор.
ПОПОВКИН Владимир Александрович
С 2001 по 2004 г. - начальник штаба - первый заместитель
командующего Космическими войсками. С 2004 по 2011 г. -
командующий Космическими войсками, первый заместитель
министра обороны. В 2011-2013 гг. - руководитель Феде-
рального космического агентства. Лауреат премии Прави-
тельства РФ.
ПРОКОПЬЕВ Сергей Николаевич
Член Союза писателей России, Союза журналистов России.
С 1977 г. работает в ПО «Полет». С 2004 г. - главный ре-
дактор газеты «Заводская жизнь» ПО «Полет». Автор более
10 книг.
РАДУГИН Игорь Сергеевич
Первый заместитель генерального конструктора ОАО «РКК
«Энергия» им. С.П.Королева. Лауреат премии Правитель-
ства РФ.
785
Приложение
РАЙКУНОВ Геннадий Геннадьевич
С 2008 г. - генеральный директор ФГУП ЦНИИмаш.
С 2013 г. - генеральный директор ОАО «Российские косми-
ческие системы». Доктор технических наук, профессор. Лау-
реат премии Правительства РФ.
РОГОЖАН Николай Альфредович
Преподаватель кафедры военной акмеологии и кибернетики
Военной академии РВСН имени Петра Великого.
РУСЛАНОВ Владислав Иванович
С 1961 г. работает в МАИ. Один из инициаторов создания
музея МАИ, с 1990 г. - директор музея (с 1994 г. - музейно-
выставочного комплекса). Кандидат технических наук.
САДОВСКИЙ Игорь Николаевич
(1919-1993 гг.)
С1958 г. работал в ОКБ-1 (ЦКБЭМ, НПО «Энергия»), С1982
по 1990 г. - первый зам. главного конструктора Головного
КБ. Доктор технических наук, профессор. Лауреат Государ-
ственной премии СССР.
САМОТИК Владислав Николаевич
Главный конструктор по РКТ ОАО «Красмаш». Заслуженный
конструктор РФ.
786
Об авторах и редакторах
САПЕГО Михаил Кимович
Генеральный директор ФГУП «КБ «Арсенал». Кандидат эко-
номических наук. Академик РАКЦ.
СЕМЕНОВ Юрий Павлович
Герой Социалистического Труда. В 1994-2005 гг. - пре-
зидент ОАО «РКК «Энергия» имени С.П.Королева»,
генеральный конструктор, руководитель Головного КБ
РКК«Энергия». В 2007-2012 гг. - председатель Президиу-
ма НТС РКК«Энергия». Академик РАН. Ленинской премии,
Государственных премий СССР и РФ.
СЕРОВ Геннадий Павлович
С 1984 г. работает в ФГУП «НПО им. САЛавочкина». Веду-
щий специалист.
СМИРИЧЕВСКИЙ Леонард Дмитриевич
Начальник Научно-исследовательского центра истории ОАО
«ВПК «НПО машиностроения».
СМИРНОВ Станислав Гаврилович
С 1967 г. работал на ЭМЗ им. В.М.Мясищева. Главный спе-
циалист. Автор книг по истории авиации, жизни и деятель-
ности В.М.Мясищева.
787
Приложение
СОКОЛОВ Борис Александрович
Директор программ и научный руководитель тематических
направлений ОАО РКК «Энергия» им. С.П.Королева. Доктор
технических наук, профессор. Лауреат Ленинской, Государ-
ственной премий СССР, премии Правительства РФ.
СОЛОМОНОВ Лев Семенович
Заместитель генерального конструктора ОАО «Корпорация
«МИТ». Кандидат технических наук. Лауреат Государствен-
ной премии СССР.
4^
СОЛОМОНОВ Юрий Семенович
Генеральный конструктор ОАО «Корпорация «МИТ». Ака-
демик РАН. Доктор технических наук, профессор. Лауреат
Государственной премии СССР, премии им. Петра Великого.
СОТНИКОВ Борис Иванович
Заместитель руководителя НТЦ ОАО РКК «Энергия» им.
С.П. Королева. Кандидат технических наук.
ТЕСТОЕДОВ Николай Алексеевич
Генеральный конструктор и генеральный директор ОАО «Ин-
формационные спутниковые системы» имени академика
М.Ф. Решетнева». Доктор технических наук, профессор. Член-
корреспондент РАН. Лауреат премии Правительства РФ.
788
Об авторах и редакторах
ТИМЧЕНКО Александр Юрьевич
Ведущий специалист отдела технической информации ГП
КБ «Южное». Участник разработки минометного старта ра-
кет 15А14,15А15,15Ж44,15Ж60.
ТКАЧЕНКО Сергей Иванович
Заместитель генерального конструктора ГНПРКЦ «ЦСКБ-
Прогресс» по научной работе. Доктор технических наук, про-
фессор. Действительный член Российской академии космо-
навтики им. К.Э.Циолковского.
ТОЛМАЧЕВ Виктор Григорьевич
Генеральный директор ОАО «Воткинский завод»
ТЮЛЕВИН Сергей Викторович
Первый заместитель генерального директора - главный ин-
женер ФГУП ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс». Кандидат техни-
ческих наук.
УГЛОВ Валентин Иванович
Заведующий музеем Военной академии РВСН имени Петра
Великого. Автор и соавтор более 40 научных трудов.
789
Приложение
УСТИНОВ Александр Николаевич
С 2012 г. - генеральный директор ОАО «М3 «Арсенал».
УСТЮЖАНИНОВ Юрий Александрович
Главный конструктор ОАО «Пермский завод «Машиностро-
итель».
ФИЛИН Вячеслав Михайлович
С 2007 по 2010 г. - вице-президент, первый заместитель
генерального конструктора, главный конструктор ракетно-
космических комплексов РКК «Энергия» им. С.П.Королева.
Доктор технических наук, профессор.
ЧЕРТОЙ Борис Евсеевич
(1912-2011 гг.)
Герой Социалистического Труда. Ученый, конструктор в об-
ласти разработки и создания бортовых комплексов управ-
ления и электрических систем изделий РКГ. Академик РАН.
С 1947 г. - в ОКБ-1 НИИ-88 (ЦКБЭМ, НПО «Энергия»,
РКК «Энергия» им. С.П.Королева). Лауреат Ленинской, Го-
сударственной премий.
ЧЕЧУЛИНА Наталья Евгеньевна
С 1977 г. работает в ОАО «Пермский завод «Машинострои-
тель». С 2011 г. - заведующая заводским музейным архивом.
790
Об авторах и редакторах
ШАБАРОВ Евгений Васильевич
(1922-2003 гг.)
Герой Социалистического Труда. С 1984 по 1998 г. - заме-
ститель руководителя комплекса, научный консультант НПО
«Энергия» (ОАО РКК «Энергия» им. С.П.Королева). Лауреат
Ленинской премии.
ШАХМАТОВ Евгений Владимирович
Ректор Самарского государственного аэрокосмического
университета имени академика С.П.Королева (националь-
ного исследовательского университета), директор института
акустики машин СГАУ, заведующий кафедрой автоматических
систем энергетических установок. Доктор технических наук,
профессор.
ШЕЛЕПИН Леонид Михайлович
Главный специалист испытательного комплекса ОАО «ВПК
«НПО машиностроения». Заслуженный машиностроитель РФ.
Приложение 2
ПЕРВЫЕ РАКЕТЫ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ, КРЫЛАТЫЕ РАКЕТЫ.
КОСМИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ. РАКЕТНЫЕ КОМПЛЕКСЫ.
КРАТКИЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Первые ракеты			
			
2-дюймовая ракета Константинова Тип конструкции - ракета на дымном порохе Период разработки - 1860-е гг. Конструктор - К.И.Константинов Калибр - 2 дюйма (50,8 мм) Длина гильзы - 355 мм Дальность стрельбы - 2,6 км	2,5-дюймовая ракета Константинова Тип конструкции - ракета на дымном порохе Период разработки - 1860-е гг. Конструктор - К.И.Константинов Калибр - 2,5 дюйма (63,5 мм) Длина гильзы - 444 мм		
—	:	 —_		1			
4-дюймовая ракета Константинова Тип конструкции - ракета на дымном порохе Период разработки - 1860-е гг. Конструктор - К.И.Константинов Калибр - 4 дюйма (101,6 мм) Длина гильзы-711 мм Длина ракетного хвоста - 5334 мм Дальность стрельбы - 5,3 км			
			
	О		
Гироскопическая ракета Герасимова Тип конструкции - пороховая ракета Период разработки -1909-1912 гг. Длина корпуса-1-1,2 м Калибр-176 мм Вес-61 кг Расчетная скорость полета - 400 м/с Расчетная дальность полета -10 км Калибр-176 мм	Снаряд Тихомирова Тип конструкции - опытный активно-реактивный снаряд Конструкторы - Н.И.Тихомиров, ВААртемьев Период разработки -1924-1928 гг. Дата первого испытания - 3 марта 1928 г. Калибр снаряда-82 мм Вес снаряда-32 кг Дальность стрельбы на испытаниях -1,3-2,5 км Полигон - Ржевский артиллерийский полигон Тип пороха-бездымный пироксилин-тротиловый Примечание: первая отечественная опытная ракета на бездымном порохе		
792
Краткие технические характеристики
Ракеты, реактивные снаряды и ракетопланы РНИИ, НИИ-3 НКОП, НИИ-3 НКБ (КБ-7, ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»)		
i 4	1 £ Г	ГИРД Р-1 (ГИРД-OS, объект 09) Тип конструкции - ракета с двигателем на гибридном топливе Год разработки -1933 г. Организация-разработчик - ГИРД Конструктор ракеты и двигателя - М.К.Тихонравов Испытательный полигон - Нахабино Дата первого пуска -17 августа 1933 г. Продолжительность первого полета-18 с Индекс двигателя - 09 Компоненты топлива - жидкий кислород и сгущенный бензин Длина корпуса ракеты - 2400 мм Диаметр корпуса -180 мм Стартовая масса ракеты -18 кг Масса сухой ракеты - 7,8 кг Масса двигателя - 5,75 кг Масса сгущенного бензина -1 кг Масса жидкого кислорода - 3,45 кг Тяга двигателя - 33 кгс Расчетная высота полета - 5 км Примечание: первая отечественная баллистическая ракета на гибридном топливе
► 1	Л у	ГИРД-Х Тип конструкции - ракета с ЖРД Год разработки-1933 г. Организация-разработчик - ГИРД Конструкторы ракеты и двигателя - ФАЦандер, С.П.Королев Дата первого пуска - 25 ноября 1933 г. Полигон - Нахабино Топливо-жидкий кислород и этиловый спирт Индекс двигателя - 0-10 Длина корпуса ракеты - 2200 мм Диаметр корпуса -140 мм Размах стабилизаторов - 375 мм Стартовая масса ракеты - 29,5 кг Масса сухой ракеты с двигателем - 21 кг Масса спирта-1,9 кг Масса жидкого кислорода - 6,4 кг Тяга двигателя - 65-75 кгс Примечание: первая отечественная баллистическая ракета с ЖРД
793
Приложение
!	1	05 (ГИРД-5, «Авиавнито») Тип конструкции - ракета с ЖРД Период разработки -1933-1935 гг. Дата первого пуска - 6 апреля 1936 г. Организация-разработчик - ГИРД, РНИИ Конструктор ракеты - М.К.Тихонравов Конструктор двигателя - Л.С.Душкин Индекс двигателя - 12К Компоненты топлива - этиловый спирт и жидкий кислород Длина корпуса ракеты - 3220 мм Диаметр корпуса - 300 мм Стартовая масса-97 кг Тяга двигателя - 300 кгс Высота полета на испытаниях - 3 км
J	j IBa	07 Тип конструкции - ракета с ЖРД Период разработки -1932-1933 гг. Дата первого пуска - лето 1935 г. Организация-разработчик - ГИРД Конструктор ракеты -М.К. Тихонравов Конструктор двигателя - ФАЦандер Индекс двигателя - ОРМ-50 Компоненты топлива - азотная кислота и керосин Длина корпуса ракеты - 2000 мм Размах стабилизаторов -1070 мм Стартовая масса ракеты - 35 кг Дальность полета на испытаниях - 3 км
1 £	I 1 li 1 ** ’°	Р-03 Тип конструкции - ракета с ЖРД Период разработки -1935-1937 гг. Организация-разработчик - КБ-7 Конструктор ракеты и двигателя - И АМеркулов Индекс двигателя - М-3 Компоненты топлива - жидкий кислород и этиловый спирт Дата первого испытательного пуска -1935 г. Длина ракеты - 2180 мм Диаметр корпуса - 200 мм Стартовая масса - 30,5 кг Масса топлива-12,5 кг Тяга двигателя-1180 Н Время работы двигателя - 21 с Расчетная дальность полета -11 км Достигнутая дальность полета - 6,8 км
794
Краткие технические характеристики
1	1 у/	Р-06 Тип конструкции - ракета с ЖРД Период разработки -1934-1939 гг Организация-разработчик - КБ-7 Конструктор ракеты - А.И.Полярный Индекс двигателя - М-9 Компоненты топлива - жидкий кислород и этиловый спирт Дата первого испытательного пуска -11 апреля 1937 г Длина ракеты -1640 мм Диаметр корпуса -120 мм Стартовая масса - 9,4 кг Дальность полета - 6 км
	1	РДД-203 (вариант 604) Тип конструкции - дальнобойный реактивный неуправляемый осколочно-фугасный снаряд Год начала разработки -1939 г. Дата завершения разработки - август 1941 г. Организация-разработчик - НИИ-3 НКБ Конструктор ракеты и двигателя - Л.С.Душкин Калибр снаряда - 203 мм Индекс двигателя - КРД-604 Тип двигателя - комбинированный ракетный двигатель с ЖРД и пороховыми шашками Компоненты топлива ЖРД - азотная кислота и керосин Начало испытаний - 5 января 1940 г. Максимальная скорость полета - 600 м/с Проектная дальность стрельбы - 25 км Максимальная дальность стрельбы на испытаниях - около 20 км Длина ракеты - 3150 мм Диаметр корпуса - 200 мм Размах стабилизаторов - 450 мм Стартовая масса ракеты -180 кг Масса жидкого топлива - 41 кг Масса порохового заряда -15 кг Масса взрывчатого вещества - 25 кг
795
Приложение
		РДД-203 (вариант 521) Тип конструкции - дальнобойный реактивный неуправляемый осколочно-фугасный снаряд Год разработки -1940 г. Дата начала испытаний - 6 августа 1940 г. Дата завершения испытаний - август 1941 г. Организация-разработчик - НИИ-3 НКБ Конструктор - Л.СДушкин Калибр снаряда - 203 мм Индекс двигателя - КРД-521 Тип двигателя - комбинированный ракетный двигатель с ЖРД и пороховыми шашками Компоненты топлива ЖРД - азотная кислота и керосин Стартовая масса ракеты - 200 кг Масса взрывчатого вещества - 36 кг Пусковое устройство - десятизарядная механизированная пусковая установка Проектная дальность стрельбы - 50 км Средняя дальность стрельбы на испытаниях -19,1 км
		РС-82 Тип конструкции - авиационный неуправляемый реактивный осколочный снаряд Первый этап разработки - 1929-1933 гг. (разработка опытных реактивных снарядов с разгоном от нуля с различными типами оперения на бездымном пироксилин-тротиловом порохе для стрельбы с различных типов пусковых устройств) Второй этап разработки - 1933-1937 гг. (разработка реактивных снарядов с развитым, выходящим за калибр оперением на баллиститном нитроглицериновом порохе для стрельбы с различных типов пусковых устройств). Дата поступления на вооружение авиационного снаряда - декабрь 1937 г. Организация-разработчик - РНИИ. Разработчик порохового заряда - НИИ-6 Калибр снаряда - 82 мм. Максимальная дальность стрельбы первых образцов - 5,2 км Максимальная дальность стрельбы образцов, принятых на вооружение - 6,2 км Максимальная скорость полета - 340-350 м/с. Длина снаряда - 605 мм Длина корпуса без оперения и взрывателя - 492 мм Длина корпуса с оперением без взрывателя - 560 мм Длина ракетной камеры - 284 мм. Размах оперения - 200 мм Стартовая масса снаряда основной модификации - 6,82 кг Масса заряда взрывчатого вещества различных образцов - 0,371-0,640 кг Масса ракетного порохового заряда -1,04 кг. Марка пороха - порох Н Наружный диаметр пороховой шашки - 24 мм. Диаметр канала пороховой шашки - 6 мм Длина заряда пороховых шашек - 230 мм
796
Краткие технические характеристики
	Г  1 и		PC-132 Тип конструкции - авиационный неуправляемый реактивный осколочный снаряд Первый этап разработки - 1929-1933 гг. (разработка опытных реактивных снарядов с разгоном от нуля с различными типами оперения на бездымном пироксилин-тротиловом порохе для стрельбы с различных типов пусковых устройств) Второй этап разработки - 1933-1937 гг. (разработка реактивных снарядов с развитым, выходящим за калибр оперением на баллиститном нитроглицериновом порохе для стрельбы с различных типов пусковых устройств) Дата поступления на вооружение авиационного снаряда - август 1938 г. Организация-разработчик - РНИИ Разработчик порохового заряда - НИИ-6 Изготовитель корпусов снарядов - завод № 70 имени Владимира Ильича Изготовитель пороховых зарядов - завод № 59 имени Петровского Снаряжательный завод - завод № 12 Калибр снаряда -132 мм Максимальная дальность стрельбы - 6,7—7,1 км Максимальная скорость полета - 350 м/с Длина корпуса основных образцов снарядов - 845,864,1040 мм Размах оперения - 300 м Стартовая масса снаряда - 23,1 кг Масса взрывчатого вещества первых образцов -1,6-1,9 кг Масса взрывчатого вещества образцов, принятых на вооружение - 3,8 кг Масса порохового заряда различных образцов - 3,5-3,78 кг
		1	РОФС-132 Тип конструкции - опытный неуправляемый реактивный осколочно-фугасный снаряд для многозарядной пусковой установки Год разработки-1939 г. Дата завершения разработки -15 августа 1939 г. Период испытаний - 29 сентября - 9 ноября 1939 г. Организация-разработчик - НИИ-3 НКБ Ведущие конструкторы снаряда - В.Г.Бессонов, ДАШитов Калибр снаряда-132 мм Длина корпуса основных модификаций снаряда -1040,1415,1460 мм Размах оперения - 300 мм Масса снаряда - 42,3 кг Масса взрывчатого вещества различных модификаций - 4,6—4,9 кг Масса порохового заряда различных модификаций - 0,705-0,713 кг Длина порохового заряда - 550 мм Максимальная скорость полета - 355 м/с Дальность стрельбы на испытаниях - 8,47 км
797
Приложение
Реактивные снаряды НИИ-3 НКБ (ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша») и Главного управления вооружения Гвардейских минометных частей		
		М-13 Тип конструкции - неуправляемый реактивный осколочно-фугасный снаряд для многозарядной пусковой установки Год разработки-1940 г. Дата принятия на вооружение - июнь 1941 г. Организация-разработчик - НИИ-3 НКБ Разработчики снаряда - ВААртемьев, Л.Э.Шварц, ЮАПобедоносцев, А.С.Пономаренко, М.К.Тихонравов, И.С.Александров, ДАШитов, В.Г.Бессонов, Ф.Н.Пойда, Н.С.Буторин, И.В.Воднев, М.С.Кисенко, В.Н.Лужин, С.И.Мухин Калибр снаряда -132 мм Длина корпуса различных модификаций снаряда -1415-1465 мм Размах оперения - 300 мм Масса снаряда - 42,3-42,7 кг Масса осколочно-фугасной боевой части - 21,3-21,6 кг Масса взрывчатого вещества осколочно-фугасной боевой части -4.6-4.Э кг Масса порохового заряда различных модификаций - 7,05-7,15 кг Длина ракетной камеры с пороховым зарядом - 650 мм Масса ракетной камеры -13,1 кг Максимальная скорость полета - 355 м/с Максимальная дальность стрельбы - 7,55-8,4 км Кучность по дальности -1/65—1/81 Боковая кучность -1/42 Скорость вращения в полете -120 об/мин Диапазон температур боевого применения - +40 °C Примечание: приемлемая плотность огня достигалась при стрельбе на дальность не более 5 км
		М-8 Тип конструкции - неуправляемый реактивный осколочный снаряд для многозарядной механизированной пусковой установки Год разработки-1941 г. Дата принятия на вооружение первого варианта - 2 августа 1941 г. Дата принятия на вооружение второго варианта - февраль 1942 г. Дата разработки третьего и четвертого вариантов - февраль 1943 г. Дата принятия на вооружение пятого варианта-декабрь 1944 г. Организация-разработчик снаряда - НИИ-3 НКБ Разработчики снаряда - ВААртемьев, Л.Э.Шварц, Ю.А.Победоносцев, А.С.Пономаренко, М.К.Тихонравов, И.С.Александров, ДАШитов, В.Г.Бессонов, Ф.Н.Пойда, Н.С.Буторин, И.В.Воднев, М.С.Кисенко, В.НЛужин, С.И.Мухин Калибр снаряда-82 мм Длина корпуса различных модификаций снаряда - 680,714,745 мм Размах оперения - 200 мм Стартовый вес снаряда - 7,9 кг Масса пороховой ракетной камеры - 3,95 кг Масса порохового заряда -1,18 кг Масса боевой части - 2,7 кг Масса взрывчатого вещества различных модификаций -0,375; 0,581; 0,64; 0,785 кг Максимальная дальность стрельбы снарядов основных модификаций - 5,2; 5,5; 5,9 км Скорость полета - 315 м/с. Кучность по дальности -1/50
798
Краткие технические характеристики
		М-20 Тип конструкции - неуправляемый реактивный снаряд фугасного действия с увеличенной массой взрывчатого вещества Дата принятия на вооружение - июнь 1942 г. Организация-разработчик - НИИ-3 НКБ совместно со специалистами ГУВ Гвардейских минометных частей Калибр снаряда -132 мм Длина снаряда - 209 мм Длина ГЧ-125мм Масса различных модификаций снаряда - 53,5-57,6 кг Масса боевой части - 37-41,3 кг Масса порохового ракетного заряда - 7,15 кг Масса взрывчатого вещества -18,4 кг Скорость полета - 260 м/с Дальность стрельбы - 5,05 км Кучность по дальности -1/80
ф В		М-30 Тип конструкции - неуправляемый реактивный снаряд фугасного действия с надкалиберной ГЧ Дата принятия на вооружение - 8 июня 1942 г Организация-разработчик - группа специалистов ГУВ Гвардейских минометных частей совместно с НИИ-3 НКБ Диаметр надкалиберной ГЧ - 300 мм Длина снаряда -1450 мм Стартовая масса - 72-76 кг Масса боевой части - 52,4 кг Масса порохового ракетного заряда - 7,15 кг Масса заряда взрывчатого вещества - 28,9 кг Скорость полета -195 м/с Максимальная дальность стрельбы - 2,8 км Кучность по дальности -1/35
	'Il	М-31 Тип конструкции - неуправляемый реактивный снаряд фугасного действия с надкалиберной ГЧ Период разработки - конец 1942 г. - начало 1943 г. Дата принятия на вооружение - март 1943 г. Организация-разработчик - ГИРТ совместно с конструкторской группой ГУВ Гвардейских минометных частей Руководитель работ - ЮАПобедоносцев. Диаметр надкалиберной ГЧ - 300 мм Длина снаряда без взрывателя -1760 мм. Размах оперения - 300 мм Длина ракетной камеры -1215 мм. Длина ГЧ - 480 мм Длина пороховой шашки - 900 мм. Стартовая масса - 92,5-94,5 кг Масса боевой части - 52,4 кг. Масса заряда взрывчатого вещества - 28,9 кг Масса порохового ракетного заряда -11,2 кг. Максимальная дальность стрельбы - 4326 м Скорость полета - 255 м/с. Кучность по дальности -1/45. Скорость вращения - 900 об/мин Примечание: приемлемая кучность достигалась при стрельбе на дальность до 3 км
799
Приложение
я г			М-13-УК Тип конструкции - неуправляемый реактивный осколочно-фугасный снаряд улучшенной кучности Организация-разработчик - ГИРТ совместно со специалистами ЦАГИ Дата принятия на вооружение -19 апреля 1944 г. Калибр снаряда -132 мм Длина снаряда -1415 мм Стартовая масса - 42,3-42,5 кг Масса боевой части - 21,3-21,6 кг Масса заряда взрывчатого вещества боевой части - 4,9 кг Масса ракетной камеры -13,1 кг Масса порохового заряда ракетной камеры - 7,2 кг Диапазон температур боевого применения - ±40 °C Максимальная дальность стрельбы - 7960 м Скорость полета - 355 м/с Кучность по дальности -1/105 Боковая кучность -1/83
В	><		
—			М-31-УК Тип конструкции - неуправляемый реактивный фугасный снаряд улучшенной кучности Год разработки -1943 г. Дата проведения испытаний - март 1944 г. Дата принятия на вооружение -19 апреля 1944 г. Организация-разработчик - ГИРТ совместно с конструкторской группой ГУВ Гвардейских минометных частей и специалистами ЦАГИ Диаметр надкалиберной ГЧ - 300 мм Длина снаряда без взрывателя -1760 мм Стартовая масса - 94,5 кг Масса боевой части - 52,4 кг Масса порохового ракетного заряда -11,2 кг Масса заряда взрывчатого вещества - 28,9 кг Скорость полета - 245 м/с Максимальная дальность стрельбы - 4125 м Дальность стрельбы с высокой кучностью - 3200 м Кучность по дальности -1/80
ишт			
ULT mJ			
800
Краткие технические характеристики
			М-13-ДД Тип конструкции - неуправляемый реактивный осколочно-фугасный снаряд дальнего действия Организация-разработчик - ГИРТ Дата принятия на вооружение -14 октября 1944 г. Калибр снаряда -132 мм Длина снаряда - 2120 мм Стартовая масса снаряда - 62,7 кг Масса боевой части - 21,3-21,6 кг Масса пороховой ракетной камеры -26,4 кг Масса порохового ракетного заряда -14,7 кг Масса взрывчатого вещества - 4,9 кг Скорость полета - 520 м/с Максимальная дальность стрельбы -11800 м Диапазон температур боевого применения - ±40 °C Кучность по дальности -1/100 Боковая кучность -1/50
		Ракеты, ракетные комплексы ОКБ-1 /ОАО «РКК «Энергия»	
		ж И.	Ракета Р-1 Начало проектирования -1946 г. Первый пуск по программе летных испытаний -17 сентября 1948 г. Максимальная дальность стрельбы - 270 км Максимальное отклонение от цели: - по дальности - ±8 км -боковое-±4 км Начальная масса ракеты -13,43 т Масса ГЧ -1075 кг Масса незаправленной ракеты - 4030 кг Масса компонентов ракетного топлива (жидкий кислород, этиловый спирт, перекись водорода и газ) - 9,4 т Длина ракеты -14,3 м Тяга ДУ на земле - 27200 кгс Удельный импульс тяги ДУ на земле - 206 кгс с/кг Принятие на вооружение - 25 ноября 1951 г.
801
Приложение
с	i	Ракета P-2 Начало проектирования -1946 г. Начало летных испытаний - октябрь 1950 г. Максимальная дальность стрельбы - 576 км Максимальное отклонение от цели: -	по дальности - ±8 км -	боковое - ±4 км Начальная масса ракеты - 20,3 т Масса ГЧ-1,5 т Масса сухой ракеты - 4,46 т Масса компонентов ракетного топлива (жидкий кислород, этиловый спирт, перекись водорода, газ) -15,84 т Длина ракеты-17,7 м Тяга ДУ на земле - 37000 кгс Удельный импульс тяги ДУ на земле - 210 кгсс/кг Принятие на вооружение - 27 ноября 1951 г.
		
ы		
। I f 111 11 1 ми	* I J L • 114 И	Ракета Р-ЗА Плановая дата выхода на испытания - октябрь 1951 г. Тяга двигателя у земли - 40 тс Удельный импульс тяги у земли - 210 кгсс/кг Расчетная дальность полета - до 935 км Стартовая масса - 23,4 т Масса сухой конструкции ракеты - около 4 т Длина ракеты - 27 м
802
Краткие технические характеристики
г W г Л	1	Ракета Р-5 Максимальная дальность стрельбы -1200 км Вероятное отклонение от цели: -по дальности-±1,5 км -боковое-±1,25 км Начальная масса ракеты - 28,57 т Масса основной ГЧ -1,425 т Масса незаправленной ракеты - 4,2 т Масса компонентов ракетного топлива (жидкий кислород, этиловый спирт, перекись водорода, газ)-24,37 т Тяга ДУ на земле - 43860 кгс Удельный импульс тяги ДУ на земле - 219 кгс с/кг Длина ракеты - 22,1 м
J	L	Ракета Р-5М Максимальная дальность стрельбы -1200 км Вероятное отклонение от цели: -по дальности-±1,5 км -боковое-±1,25 км Стартовая масса ракеты - 28,61 т Масса ГЧ-1,3 т Масса незаправленной ракеты - 4,39 т Масса заправляемых компонентов ракетного топлива (жидкий кислород, этиловый спирт, перекись водорода, газ) - 24,76 т Тяга ДУ на земле - 43860 кгс Удельный импульс тяги ДУ на земле - 219 кгс с/кг Длина ракеты - 20,75 м Принятие на вооружение - 21 июня 1956 г.
803
Приложение
1		Ракета Р-11 Максимальная дальность стрельбы - 270 км Вероятное отклонение от цели: -по дальности-±1,5 км - боковое - ±0,75 км Начальная масса ракеты - 5,35 т Масса ГЧ - 0,69 т Масса незаправленной ракеты -1,645 т Масса компонентов ракетного топлива (азотная кислота АК-20И, керосин Т-1, смесь ТГ-02, газ)-3705 кг Тяга ДУ на земле - 8300 кгс Удельный импульс тяги двигателя на земле - 219 кгс-с/кг Длина ракеты -10,5 м Принятие на вооружение: Р-11 -13 июля 1955 г., Р-11М -1 апреля 1958 г.
		ЭКР Полная дальность полета - 730 км Скорость маршевого полета - 896 м/с Полное время полета - 927 с Начальная масса первой ступени - 6,39 т Начальная масса второй ступени -1,484 т Полная длина -17,724 м Длина второй ступени - 9,434 м Диаметр корпуса второй ступени - 0,65 м Размах крыла второй ступени - 2,018 м Аэродинамическое качество второй ступени - 2,51 Площадь крыла-3,31 м2 Тяга двигателя первой ступени на земле - 8300 кгс Удельный импульс тяги двигателя первой ступени на земле - 217 кгс-с/кг Максимальная тяга двигателя второй ступени на высоте 18 км (при М = 3) - 625 кгс Удельный импульс тяги двигателя второй ступени при тех же условиях -1580 кгс-с/кг Компоненты топлива второй ступени - атмосферный кислород и керосин
804
Краткие технические характеристики
1	ЯР	Ракета Р-7 (8К71) 1 этапа Работы в ОКБ-1 велись с октября 1953 г. Официально разработка ракеты задана постановлением ЦК КПСС и Совмина от 20 мая 1954 г. Максимальная дальность стрельбы - 8000 км Время полета ГЧ до цели при стрельбе на максимальную дальность - 31 мин Максимальная стартовая масса - 278-280 т Сухая масса ракеты с ГЧ - 27 т Общая масса заправленных компонентов топлива ракеты (жидкий кислород, керосин, перекись водорода, газ) - 251-253 т Масса ГЧ-5,4 т Масса полезной нагрузки - 4,2 т Мощность ядерного боезаряда - 3 Мт Длина ракеты-34,2 м Длина бокового блока ракеты (блока первой ступени) -19,2 м Максимальный диаметр бокового блока (блока первой ступени) - 2,68 м Максимальный поперечный размер собранного пакета первой ступени -10,3 м Длина блока второй ступени - 28 м Диаметр блока второй ступени - 2,95 м Длина конической ГЧ - 6,2 м (с «юбкой» - 7,2 м) Тяга маршевого двигателя первой ступени у земли - 82 тс Тяга маршевого двигателя первой ступени в вакууме -100 тс Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени у земли - 252 кгсс/кг Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени в вакууме - 308 кгсс/кг Время работы маршевых двигателей первой ступени (боковых блоков) - 120 с Масса маршевого двигателя первой ступени -1,155 т Тяга маршевого двигателя второй ступени у земли - 75 тс Тяга маршевого двигателя второй ступени в вакууме - 94 тс Удельный импульс тяги маршевого двигателя второй ступени у земли - 243 кгсс/кг Удельный импульс тяги маршевого двигателя второй ступени в вакууме - 309 кгс-с/кг Время работы маршевого двигателя второй ступени (центрального блока) - до 290 с Масса маршевого двигателя второй ступени -1,25 т Суммарная тяга маршевых двигателей первой и второй ступеней - 403 тс Количество маршевых камер сгорания -20 Количество рулевых камер сгорания -12 Максимальная скорость полета ракеты - 6500 м/с Скорость полета ракеты в момент выключения ДУ первой ступени - 2170 м/с Скорость полета ракеты в момент выключения ДУ второй ступени - 6387 м/с Максимальная высота траектории полета -1200 км Максимальное отклонение от цели по дальности и в боковом направлении - 10 км Время подготовки ракеты на технической позиции -14 ч Время подготовки ракеты на стартовой позиции -9ч Принятие на вооружение Р-7 - 20 января 1960 г
		
		
805
Приложение
	I 1		
	1 1		
			Ракета Р-7 (SK71) ll-го и Ill-го этапов Максимальная дальность стрельбы - 8000 км Время полета ГЧ до цели при стрельбе на максимальную дальность - 31 мин
	ЗЯ1л А		Максимальная стартовая масса - 278-280 т
мм и			Сухая масса ракеты с ГЧ - 27 т Общая масса заправленных компонентов топлива ракеты
	я	It 1 .	(жидкий кислород, керосин, перекись водорода, газ) - 251-253 т Масса ГЧ-5,4 т
	Д I		Масса полезной нагрузки - 4,2 т Мощность ядерного боезаряда - 3 Мт
1	fl	|\	
			Длина ракеты - 33 м Длина бокового блока ракеты (блока первой ступени) -19,2 м
	м 1 М 1		Максимальный диаметр бокового блока (блока первой ступени) - 2,68 м Максимальный поперечный размер собранного пакета первой ступени -10,3 м Длина блока второй ступени - 28 м Диаметр блока второй ступени - 2,95 м
			
			1	
		1	Длина конической ГЧ - 5 м
S L им		я I 1 1	
	_1И	1		
JI	Г И 1 >Г	1	
		W	
806
Краткие технические характеристики
	Ракета P-7A. 8K74
	Максимальная расчетная дальность стрельбы -12000 км
	Максимальная дальность стрельбы, достигнутая на испытаниях - 9500 км
	Максимальная стартовая масса - 275 т
— —4	Масса ГЧ - 3 т
	Сухая масса ракеты с ГЧ - 25 т
	Мощность ядерного боезаряда - 3 Мт
	Масса топлива-250 т
	Длина ракеты - 31 м
	Длина конической ГЧ - 3 м
	Длина бокового блока ракеты (блока первой ступени) -19,2 м
	Максимальный диаметр бокового блока (блока первой ступени) - 2,68 м
fl JIRI	Максимальный поперечный размер собранного пакета первой ступени -10,3 м
fl>Ч	Длина блока второй ступени - 28 м
	Диаметр блока второй ступени - 2,95 м
жш	W »	Тяга маршевого двигателя первой ступени у земли - 82 тс
^^^^/fl fll Л  ^fl^H	Тяга маршевого двигателя первой ступени в вакууме -100 тс
	Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени у земли - 252
	кгс-с/кг
	Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени в вакууме -
	308 кгс-с/кг
	Масса маршевого двигателя первой ступени -1,155 т
	Тяга маршевого двигателя второй ступени у земли - 75 тс
	Тяга маршевого двигателя второй ступени в вакууме - 94 тс
1 1	Удельный импульс тяги маршевого двигателя второй ступени у земли - 243 кгс-с/кг
	Удельный импульс тяги маршевого двигателя второй ступени в вакууме -
	309 кгс-с/кг
	Масса маршевого двигателя второй ступени -1,25 т
	Принятие на вооружение -12 сентября 1960 г.
f'f * *'44 г *9^	
807
Приложение
		I и	
Ракета Р-9А Прицельная дальность стрельбы: -	наибольшая -13000 км -	наименьшая - 3000 км Массовое соотношение ступеней - 0,23 Начальное отношение массы к тяге: -	на первой ступени - 0,57 -	на второй ступени - 0,61 Начальная масса-81 т Масса ГЧ (с тротиловым эквивалентом заряда 1,65 Мт) -1700 кг Длина-24,18 м Диаметр корпуса - 2,68 м Тяга двигателя первой ступени: -	у земли-141,24 тс -	в вакууме -162,73 тс Тяга двигателя второй ступени в вакууме - 30,5 тс Тяга управляющих сопел второй ступени - 0,5 тс Удельный импульс тяги двигателя первой ступени: -	у земли-269 кгсс/кг -	в вакууме - 311,4 кгс с/кг Удельный импульс тяги двигателя второй ступени в вакууме - 330 кгсс/кг Принятие на вооружение - 21 июля 1965 г.			
	Ракета ГР-1 Тип - глобальная межконтинентальная баллистическая ракета Начало разработки - 24 сентября 1962 г. Стартовая масса ракеты -154,2 т Масса ГЧ - 2,5 т. Длина ракеты - 39 м Максимальный диаметр корпуса - 2,75 м Тяга маршевой ДУ первой ступени у земли -152 тс Тяга маршевого двигателя второй ступени - 46 тс Тяга маршевого двигателя третьей ступени - 8,5 тс		
808
Краткие технические характеристики
			Ракета РТ-1 Тяга двигателя: - первой ступени («пакет» из четырех корпусов) -100 тс - второй ступени («пакет» из двух корпусов) - 50 тс -третьей ступени (один корпус) - 25 тс Давление в камерах сгорания - 40 кгс/см2 Время работы каждого двигателя - 30 с Длина ракеты -18,3 м
			Ракета РТ-2 Максимальная дальность стрельбы - 9400 км Масса ГЧ - 600 кг Длина ракеты - 21 м Диаметр первой ступени-1,84 м Диаметр второй ступени —1,5 м Диаметр третьей ступени -1,06 м Мощность заряда ГЧ-0,6МгТ Гарантийный срок -10 лет Принятие на вооружение - 18 декабря 1968 г.
Ракета РТ-2П
Масса ГЧ-600 кг
Длина-21,22 м
Максимальный диаметр по хвостовому
отсеку первой ступени -1,95 м
Диаметр:
-первой ступени-1,8м
-второй ступени-1,5м
-третьей ступени-1 м
Рабочий запас топлива:
- первой ступени - 30,8 т
- второй ступени - 9,6 т
- третьей ступени - 3,5 т
Давление в камерах сгорания - 40 кгс/см2
Тяга двигателя и время работы:
- первой ступени - 91/75 тс/с
- второй ступени - 44/60 тс/с
- третьей ступени - 22/45 тс/с
Принятие на вооружение -1972 г.
809
Приложение
L; i I II	h	Ракетно-космический комплекс Н1-ЛЗ (7Л) Масса выводимого ПГ на орбиту Земли (Нкр = 200 км) - 90 т Стартовая масса-2820 т Масса топлива: -кислорода-1730 т -керосина-680 т Суммарная тяга двигателей на земле - 4615 тс
	1 1 * 1A	
810
Краткие технические характеристики
И яри	Ракета-носитель «Вулкан» Стартовая масса - 3810 т Приведенная масса ПГ, выводимого на орбиту ИСЗ высотой Н х На = 170 х 230 км и наклонением 50,7° (включая массу переходного отсека) -170 т Масса ПГ, выводимого на стационарную орбиту с использованием блока «В» — 28 т Двигатели: -	первой ступени 11Д521 (КБЭМ НПО «Энергия»): -	тяга у земли 8 х 740 = 5920 тс -	удельный импульс тяги - 309/336 кгс с/кг -	второй ступени 11Д122(КБХА): -	тяга-4 х 190 = 760 тс -	удельный импульс тяги - 351/452 кгсс/кг -	блока В11Д57М (КБ «Сатурн»): -	тяга в вакууме-42 тс -	удельный импульс тяги - 460 кгс с/кг	
	Ракета ОКБ-1 /ОАО «РКК «Энергия» и СКБ-385/ОАО «ГРЦ «Макеева»	
		А
	Ракета Р-11ФМ Максимальная дальность стрельбы -150 км Вероятное отклонение от цели: -по дальности-1,5 км - боковое - 0,75 км Начальная масса ракеты - 5,44 т Масса ГЧ-0,967 т Масса незаправленной ракеты - 2,047 т Масса компонентов ракетного топлива (азотная кислота АК-20И, керосин Т-1, смесьТГ-02, газ) - 3,393 т Диаметр-0,88 м Длина-10,3 м Тяга ДУ на земле - 8260 кгс Удельный импульс тяги ДУ на уровне моря - 218 кгс с/кг Принятие на вооружение - 20 февраля 1959 г.	
811
Приложение
Ракеты ФГУП «КБ «Арсенал»		
1 fl	РЫ5 Главный конструктор - ПАТюрин Изготовитель ракеты - завод № 7, окончательная сборка производилась на Ржевском полигоне Тип комплекса - подвижный ракетный комплекс 15П696 второго поколения с твердотопливной БР средней дальности Состояние - испытания проводились в 1966-1970 гг., выполнено 19 пусков. Комплекс принят в опытную эксплуатацию в 1970 г., развернуто ограниченное количество ПУ Ракета РТ-15 (8К96) Дальность стрельбы - 2500 км Головная часть: - тип - отделяемая моноблочная термоядерная -вес-0,535 т Система управления - инерциальная с гиростабилизированной платформой - разработчик-НИИАП - главный конструктор - НАПилюгин Система прицеливания: - разработчик-Л0М0 - главный конструктор - М.А.Ардашников Органы управления - разрезные управляющие сопла основного двигателя обеих ступеней Стабилизаторы - решетчатые Рулевые машинки: - разработчик - ОКБ-1 (в дальнейшем доработаны ЦКБ-7) - изготовитель - опытный завод ОКБ-1 и завод № 7 Тип старта - с наземной самоходной ПУ из ТПК за счет собственных двигателей Число ступеней - 2 Размеры: - длина полная с поддоном -11,93 м - максимальный диаметр корпуса -1,49 м - максимальный диаметр первой ступени -1,89 м Стартовый вес-16 т Материал корпуса - сталь СП-43 Первая ступень; Размеры ДУ: -длина полная-4,74 м - максимальный диаметр корпуса -1,49 м Тип топлива - смесевое твердое Т9-БК-6 Двигатель - четырехсопловой РДТТ 15Д 27 -разработчик-ЦКБ-7 - главный конструктор - ПАТюрин - разработчик топлива - ГИПХ - главный конструктор заряда - В.С.Шпак - изготовитель заряда - завод № 6 им. Морозова -тяга-42 тс - время работы - 60 с - давление в камере сгорания - 40 кгс/см2 Вторая ступень; Размеры двигатель установки: -длина полная-3,83 м - максимальный диаметр корпуса -1,01 м Тип топлива - смесевое твердое Т9-БК-4Б/1 Двигатель-четырехсопловой РДТТ 15Д92 - разработчик - ЦКБ-7 - главный конструктор - ПАТюрин - разработчик топлива - АНИИХТ - главный конструктор заряда - Я.Ф.Савченко - изготовитель заряда - завод № 6 им. Морозова -тяга-22 тс - время работы - 45 с - давление в камере сгорания - 40 кгс/см2 Транспортный контейнер (проект); Тип - металлический сложной формы Состояние - показан на параде в 1966 г. Размеры: - длина полная -12,025 м -высота-2,39 м -ширина-2,23 м	Вес-5т Транспортно-пусковой контейнер 15Я25 (на испытаниях): Тип - пластиковый цилиндрической формы Размеры: -длина полная-12,7 м - максимальный наружный диаметр - 2,1 м Вес - 7 т Пусковая установка (вариант 1) Тип - самоходная (проект) Разработчик установки - КБСМ Главный конструктор - В.В.Чернецкий Шасси - гусеничное «объект 815» Разработчик шасси - КБ ЗЛКЗ Главный конструктор шасси -Ж.Я.Котин Экипаж - 3 чел. Размеры: -длина полная-13,37 м - высота на позиции -13,74 м -ширина-3,42 м -ширина колеи-2,66 м - длина опорной поверхности - 5,46 м - клиренс - 0,494-0,553 м Полный вес ПУ-59,9 т Грузоподъемность шасси - 30,3 т Удельное давление на грунт - 0,78 кг/см2 Тип двигателя - дизель В-12-6Б Мощность двигателя - 750 л.с. Удельная мощность -12,5 л.с.Л Запас топлива-2000 л Запас хода-400 км Гарантийный пробег - 2000 км Максимальная скорость - 30-40 км/ч Преодолеваемые препятствия: - подъем - 20° -крен-15° -ров-Зм - стенка - 0,9 м -брод-1,3 м Число ракет на ПУ-1 Число СПУ в комплексе - 6 Пусковая установка (вариант 2) Тип - самоходная 15У59 Разработчик установки - КБСМ Главный конструктор - В.В.Чернецкий Шасси - гусеничное «объект 815» Разработчик шасси - КБ-3 ЛКЗ Главный конструктор шасси - Ж.Я.Котин Экипаж-3 чел. Размеры: -длина полная-14,8м -	высота на позиции -15,2 м -ширина-3,3м -	ширина колеи - 2,66 м -	длина опорной поверхности - 5,46 м - клиренс - 0,45 м Полный вес ПУ-62,5 т Грузоподъемность шасси - 30,3 т Удельное давление на грунт - 0,78 кг/см2 Тип двигателя - дизель В-35Т Мощность двигателя - 750 л.с. Удельная мощность -12,5 л.с.Л Запас топлива-2500 л Запас хода-250 км Гарантийный пробег - 2000 км Максимальная скорость - 30-40 км/ч Преодолеваемые препятствия: -подъем-20° -крен-15° - ров - 3,0 м - стенка - 0,9 м -брод-1,Зм Число ракет на ПУ -1 Число СПУ в комплексе - 6
812
Краткие технические характеристики
	Ракета Р-31 (ЗМ17) Главный конструктор - П АТюрин Изготовитель - ПО «Арсенал» Наименование по СНВ - РСМ-45 Тип комплекса - ракетный комплекс с твердотопливной баллистической ракетой с подводным стартом для стрельбы по неподвижным береговым целям, третьего поколения Корабли-носители - ПЛ проектов 667АМ, 999 (проект) Дальность - 3900-4200 км Головная часть (серийная): - тип - моноблочная - мощность заряда - 0,5-1,0 Мт -вес-450-465 кг Головная часть РГЧ-3 (проект): -тип-РГЧИН -число блоков-3 - вес - 0,72 т Головная часть РГЧ-8 (проект): -тип-РГЧИН -число блоков-8 -вес-1,12 т Система управления - инерциальная с БЦВМ Органы управления - разрезные и поворотные управляющие сопла двигателя Приводы управления: -тип-автоматический газогидравлический центральный на горячем газе (t = 1200 Т) с многофункциональной системой гидропитания - разработчики - КБ «Арсенал» и ЦНИИАГ Тип старта - подводный или надводный, катапультирующий, кавитирующий из «сухой» шахты, герметизированной на верхнем срезе «мягкой» мембраной Глубина старта - 40-50 м Число ступеней - 2 + боевая ступень Размеры: -длина полная-11,35 м -длина СПАД-11,99 м - длина без ГЧ-10,6м - максимальный диаметр корпуса -1,54 м - диаметр по амортизаторам -1,72 м Стартовый вес - 26,8-26,9 т Топливо - смесевое твердое Первая ступень: Разработчик - КБ «Арсенал» Размеры ДУ: -длина полная-6,3м - максимальный диаметр корпуса -1,54 м	Вес ступени -17,5 т Двигатель: - разработчик - КБ «Арсенал» — тип — РДТТ ЗД17 (ЗД17А) -тяга в вакууме-59 т - время работы - 84 с Вторая ступень: Разработчик - КБМ (г. Пермь) Размеры ДУ: -длина полная-3,1 м - максимальный диаметр корпуса -1,54 м Вес ступени - 6,9 т Двигатель: -	разработчик - КБМ (г. Пермь) -тип-РДТТ -	тяга в вакууме - 23,8 т время работы - 73,6 с Боевая ступень: Разработчик - КБ «Арсенал» Размеры: -длина полная-2,45 м -	максимальный диаметр корпуса -1,54 м Вес-1,Зт Двигательная установка: - разработчик - КБ «Арсенал» -тип-четыре РДТТ - тип топлива - смесевое твердое низкотемпературное -тяга в вакууме-4x0,1 т -время работы-101 с -вес-4х0,06т -	длина одного РДТТ - 0,77 м -	диаметр одного РДТТ - 0,28 м Пусковая установка: Разработчик-ЛПМБ «Рубин» Тип - шахтная Размеры ПУ: -длина-12,2м -диаметр-2,1 м Объем шахты-28 м3 Вес-16-20 т Число ракет на ПУ -1 Число ракет в комплексе -12 (16) Время полного залпа - 55-60 с Условия старта: Скорость ПЛ: - надводный - 0-16 узл. -подводный-до 5 узл. Скорость ветра - до 20 м/с Волнение моря - до 8 баллов Широта места старта: -северная-0-85° - южная - 0-60° Комплекс наземного оборудования: Разработчик-КБТМ
813
Приложение
Ракеты ОКБ-52/ЦКБМ/НПО машиностроения
и Филиала № 1 ЦКБМ/КБ «Салют»/ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
Ракета УР-200
МБР первого поколения. Разработана под руководством
В.Н.Челомея. На вооружение не принималась
Дальность стрельбы -12000-14000 км
Боевое оснащение:
-число ББ-1
- мощность заряда блока - 5-15 Мт
Стартовая масса-138т
Масса ПГ -до 3,9 т
Длина-26,4 м
Диаметр-Зм
Компоненты ракетного топлива-АТ и НДМГ
Способ базирования - НПУ, ШПУ
Начало разработки -16 марта 1961 г.
Летно-конструкторские испытания - ноябрь 1963 г. -
октябрь 1964 г.
Ракета УР-500
Дальность стрельбы - неограниченная
Число ББ -1. Мощность ядерного боезаряда - до 150 Мт
Стартовая масса - 450 т. Длина - 42 м
Максимальный диаметр - 7,4 м
Компоненты ракетного топлива - АТ + НДМГ
Способ базирования - НПУ, ШПУ
Начало разработки - 24 апреля 1962 г.
814
Краткие технические характеристики
	
		 '^твг		ii	।	/ i	&	“ л |	1	- * ii	 Т If ТГ 7П и	।	Ракета-носитель УР-700 Тип - сверхтяжелая ракета-носитель Начало разработки проекта -1962 г. Начало разработки проекта системы УР-700-Л К-700 -17 ноября 1967 г. Стартовая масса - 4823 т Масса выводимого на орбиту груза -151 т Компоненты топлива - АТ + НДМГ Длина PH с ЛК-700 - 74,5 м Диаметр первой ступени -17,6 м ДУ первой ступени -6 + 3 двигателя 8Д420 суммарной тягой 4116 + 2058 т ДУ второй ступени - 3 двигателя 8Д420 суммарной тягой 2058 т ДУ третьей ступени - 3 двигателя 11Д44 тягой 174,7 т х 3 (в вакууме)
815
Приложение
Ракета-носитель УР-500К
Стартовая масса - до 695 т
Масса полезной нагрузки, выводимой
на околоземную орбиту высотой 200 км - 20 т
Длина ракеты без ГЧ - 42,34 м
Максимальный диаметр ракеты - 7,4 м
	л ь		Ракеты УР-1ОО и УР-100М Максимальная дальность стрельбы: -	с легкой ГЧ -10600 км -	с тяжелой ГЧ - 5000 км Максимальная стартовая масса - 42,3 т Масса ГЧ: -	легкая ГЧ-0,8 т -	тяжелая ГЧ-1,5 т Длина ракеты -16,8 м Диаметр корпуса-2 м Длина ТПК- 19,5м Наружный диаметр ТПК - 2,9 м
			Ракеты УР-100К и УР-1ООУ Максимальная дальность стрельбы - 11000 км (УР-100К), 12000 км (УР-100У) Стартовая масса ракеты -50,1 т (УР-100К), 51,3 т (УР-100У) Длина ракеты -19 м Максимальный диаметр корпуса -2м Масса ГЧ-1,2 т Количество ББ—3
816
Краткие технические характеристики
	
Ракеты УР-100Н и УР-1 ООН УПХ Максимальная дальность стрельбы -10000 км Длина ракеты в ТПК - 24,3 м Максимальный диаметр корпуса - 2,5 м Диаметр ТПК-2,9м Количество ББ—6 Тип головной части - РГЧ ИН Максимальная стартовая масса -105 т Масса ГЧ-4,3 т	Ракета-носитель «Стрела» Стартовая масса - до 105 т Максимальная длина - 28,27 м Диаметр - 2,5 м
817
Приложение
Ракеты СКБ-385/0А0 «ГРЦ «Макеева»
Ракета Р-13
Дальность стрельбы - 600 км
Стартовая масса -13,6 т
Диаметр-1,3м
Длина-11,8 м
Масса отделяемого ББ -1,6 т
Условный технический уровень - 71
Принятие на вооружение -1960 г.
Ракета Р-21
Дальность стрельбы -1420 км
Стартовая масса -19,6 т
Диаметр-1,3м
Длина-14,2м
Масса отделяемого ББ -1,2 т
Условный технический уровень - 87
Принятие на вооружение -1963 г.
Ракета Р-27
Дальность стрельбы - 2500 км
Стартовая масса -14,3 т
Диаметр-1,5м
Длина-9,1 м
Масса ББ-650 кг
Условный технический уровень -114
Принятие на вооружение -1968 г.
Ракета Р-27К
Дальность стрельбы - 900 км
Стартовая масса -13,3 т
Диаметр-1,5м
Длина - 9,1 м
Масса отделяемого ББ - 0,72 т
Ракета с самонаведением на корабли
Завершение разработки -1974 г.
818
Краткие технические характеристики
1 1	* л* Г Уи	Ракета Р-29 Дальность стрельбы - 8200 км Стартовая масса-33,3 т Диаметр-1,8м Длина-13,4м Забрасываемая масса -1,1т Условный технический уровень - 271 Принятие на вооружение -1974 г.				Ракета Р-39 Дальность стрельбы - 9000 км Стартовая масса - 90 (84) т Диаметр-2,4м Длина-16 м Забрасываемая масса - 2,55 т Условный технический уровень - 273 Число ББ-10 Принятие на вооружение -1983 г.
	—<	Ракета Р-29Р (РЛ) Дальность стрельбы - 7000 км Стартовая масса - 35,4 т Диаметр-1,8		2 			Ракета Р-29РМ Дальность стрельбы - 9000 км Стартовая масса - 40,3 т Диаметр-1,9м Длина -14,8м Забрасываемая масса - 2000 кг
		Длина-14,6 Забрасываемая масса -1,5 (1,95) т				
		Условный технический уровень - 297(326) Число ББ-3 (7) Принятие на вооружение - 1977 (1979) г.		1 I—“% Wy ”.		(2800 кг по Договору СНВ-1) Условный технический уровень - 447 Число ББ—10(4) Принятие на вооружение - 1986 (1987) г.
						
819
Приложение
ID	ij Ф i| ii i|	£	Ракета Р-39УПХ «Барк» Дальность стрельбы -10000 км Стартовая масса - 87 (81) т Диаметр - 2,42 м Длина-16,1 м Забрасываемая масса - 2,85 т Условный технический уровень - 350 Число ББ—8 Прекращение разработки -1998 г.	Ракета Р-29РМУ1, «Станция» Дальность стрельбы - 9000 км Стартовая масса - 40,3 т Диаметр-1,9м Длина-14,8м Забрасываемая масса -2т Условный технический уровень - 447 Число ББ-4 Принятие на вооружение - 2002 г.
				Ракета Р-29РКУ-02, «Станция-2» Дальность стрельбы - 7000 км Стартовая масса - 35,4 т Диаметр-1,8м Длина-14,6м Забрасываемая масса -1,65 т Условный технический уровень - 326 Число ББ—3 Принятие на вооружение - 2006 г.
	О Tj -JL		Ракета Р-29РМУ2 «Синева» Дальность стрельбы -11547 км Стартовая масса - 40,3 т Диаметр-1,9м Длина-14,8м Забрасываемая масса -2т Условный технический уровень - 450 Число ББ - 4 Принятие на вооружение - 2007 г.	
				Ракета Р-29РМУ2.1 «Лайнер» Дальность стрельбы - до 11547 км Стартовая масса-40,3 т Диаметр-1,9м Длина-14,8м Забрасываемая масса - 2 т (до 2800 кг по Договору СНВ-1) Условный технический уровень - 450 Число ББ-4,10 Завершение разработки -2011 г.
820
Краткие технические характеристики
	Космические ракеты-носители ОАО «РКК «Энергия» и ЦСКБ-Прогресс		
и 	л\ лтл / \ IF	I f.	Ракета-носитель 8К72 «Восток» Стартовая масса-287 т Масса ПГ, выводимого на околоземную орбиту с космодрома Байконур (i = 98°; 99°; h = 650 км; Н = 1000 км) -1,15-1,84 т Компоненты топлива - жидкий кислород и керосин Т-1 Диаметр ГО, используемого в составе с PH - 2,7 м Количество ступеней - 3 Тяга ДУ первой ступени у Земли - 3255 кН Тяга ДУ первой ступени в вакууме - 4000 кН Тяга ДУ второй ступени у Земли - 745 кН Тяга ДУ второй ступени в вакууме - 941 кН Тяга ДУ третьей ступени в вакууме - 54,5 кН
821
Приложение
	|л 1	\	к	Ракета-носитель 8А92 «Восход» («Восток-2М») Стартовая масса - 304 т Масса ПГ, выводимого на околоземную орбиту с космодрома Байконур (i = 52°; 65°; 70°; h = 180-220 км; Н = 28(М50 км) - 6-6,15 т Масса ПГ, выводимого на околоземную орбиту с космодрома Плесецк (i = 62,8°; 65,4°; 72,9°; 81,4°, h = 180-230 км; Н = 240-430 км) - 5,75-6,15 т Компоненты топлива - жидкий кислород и керосин Т-1 Диаметр ГО, используемого в составе с PH - 2,7 м Количество ступеней - 3 Тяга ДУ первой ступени у Земли - 3275 кН Тяга ДУ первой ступени в вакууме - 3980 кН Тяга ДУ второй ступени у Земли - 777 кН Тяга ДУ второй ступени в вакууме - 973,5 кН Тяга ДУ третьей ступени в вакууме - 297,93 кН
822
Краткие технические характеристики
1 I  1	 |1 ь.„..			
				
	*1	i 1	Л 1 1	
823
Приложение
		1	
			
			
			Ракета-носитель 11А511 «Союз» Стартовая масса - 310 т Масса ПГ, выводимого на околоземную орбиту с космодрома Байконур (i = 51,8°; h = 190-220 км) - 5,5-7 т Компоненты топлива - жидкий кислород и керосин Т-1 Диаметр ГО, используемого в составе с PH - 2,7-3,3 м Количество ступеней - 3 Тяга ДУ первой ступени у Земли - 3275 кН Тяга ДУ первой ступени в вакууме - 3980 кН Тяга ДУ второй ступени у Земли - 777 кН Тяга ДУ второй ступени в вакууме - 973,5 кН Тяга ДУ третьей ступени в вакууме - 297,93 кН
	4 1		
824
Краткие технические характеристики
Космические ракеты-носители ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
Ракета-носитель 11А511У «Союз-У»
Стартовая масса (без космической ГЧ) - 308-310 т
Масса ПГ, выводимого на околоземную орбиту с космодрома Байконур
(i = 51,8°; 64,8° (64,9°); h = 190-250 км; Н = 250-1000 км) - 5,4-7 т
Масса ПГ, выводимого на околоземную орбиту с космодрома Плесецк
(i = 62,8°; 67,1°; 72,9°;81,4°; h = 180-250 км; Н=250-1000 км) - 5,40-6,85 т
Компоненты топлива - жидкий кислород и керосин Т-1
Диаметр ГО, используемого в составе с PH - 2,7; 3,0; 3,3; 3,7 м
Количество ступеней - 3
Тяга ДУ первой ступени у Земли - 3282 кН
Тяга ДУ первой ступени в вакууме - 3996 кН
Тяга ДУ второй ступени у Земли - 778,4 кН
Тяга ДУ второй ступени в вакууме - 997,4 кН
Тяга ДУ третьей ступени в вакууме - 297,93 кН
825
Приложение
				
•у	!lfli	1 Я 1	г	
	1 jU* *w	1 i 1	?	Ракета-носитель 11А511У-ФГ «Союз-ФГ» Стартовая масса (без космической ГЧ) - 306-310 т Масса ПГ, выводимого на околоземную орбиту с космодрома Байконур (i = 51,8°; 64,8°(64,9°); h = 190-250 км; Н = 250-1000 км) - 5,7-7,2 т Компоненты топлива - жидкий кислород и керосин Т-1 Диаметр ГО, используемого в составе с PH - 3,0; 3,3; 3,7 м Тяга ДУ первой ступени у Земли - 3353,88 кН Тяга ДУ первой ступени в вакууме - 4085,08 кН Тяга ДУ второй ступени у Земли - 792,48 кН Тяга ДУ второй ступени в вакууме - 990,18 кН Тяга ДУ третьей ступени в вакууме - 297,93 кН
1	1Л 1	r Ф - 1 ® -4 1		
826
Краткие технические характеристики
в	3 Я -h	лини	Ракета-носитель «Союз-2-1 а» Стартовая масса (без космической ГЧ) - 306-310 т Масса ПГ, выводимого на околоземную орбиту с космодрома Байконур (i = 51,8°; 64,9°; h = 190-250 км; Н = 250-1000 км) - 6.8-7.3 т Масса ПГ, выводимого на околоземную орбиту с космодрома Плесецк (62,8°; 67,1°; 81,4°; h = 180-250 км; Н = 250-1000 км) - 5,4-6,9 т Компоненты топлива - жидкий кислород и керосин Т-1 Диаметр ГО, используемого в составе с PH - 2,7; 3,0; 3,3; 3,7; 4,11 м Количество ступеней - 3 Тяга ДУ первой ступени у Земли - 3353,88 кН Тяга ДУ первой ступени в вакууме - 4085,08 кН Тяга ДУ второй ступени у Земли - 792,48 кН Тяга ДУ второй ступени в вакууме - 990,18 кН Тяга ДУ третьей ступени в вакууме - 297,93 кН
827
Приложение
Ракета-носитель «Союз-2-1 б»
Стартовая масса (без космической ГЧ) - 306-311 т
Масса ПГ, выводимого на околоземную орбиту с космодрома Байконур
(i = 51,8°; 64,9°; h = 190-250 км; Н = 250-1000 км) -5,70-8,25 т
yiacca ПГ, выводимого на околоземную орбиту с космодрома Плесецк
(62,8°; 67,1 °; 72,9; 81,4°; h = 180-250 км; Н = 250-1 000 км) - 6,4-7,9 т
(омпоненты топлива - жидкий кислород и керосин Т-1
Диаметр ГО, используемого в составе с PH - 2,7; 3,0; 3,3; 3,7; 4,11 м
(оличество ступеней -3
Тяга ДУ первой ступени у Земли - 3353,88 кН
Тяга ДУ первой ступени в вакууме - 4085,08 кН
‘ яга ДУ второй ступени у Земли - 792,48 кН
' яга ДУ второй ступени в вакууме - 990,18 кН
Тяга ДУ третьей ступени в вакууме - 294,2 кН
828
Краткие технические характеристики
Ракеты и ракетные комплексы НИИ-1 /Московского института теплотехники		
4 гя V -I £		Комплекс «Темп». Ракета 9М71 Начало разработки - 21 июля 1959 г Стартовая масса ракеты -11,5т Максимальная дальность стрельбы - 400 км Прекращение разработки -16 июля 1963 г.
т	IJ	Комплекс «Темп-С». Ракета 9М76 Двухступенчатая баллистическая ракета с маршевыми двигателями на твердом смесевом топливе и отделяемой ГЧ Дальность стрельбы ракеты - 300-930 км Стартовая масса ракеты - 9,4 т Масса ракеты без ГЧ - 8,8 т Масса полезной нагрузки -1,25 и 0,6 т Длина ракеты с отделяемой ГЧ -12,38 м Диаметр первой и второй ступеней -1,01 м Принятие на вооружение - 29 декабря 1965 г.
по f Jc	в	Комплекс «Темп-2С». Ракета 15Ж42 Максимальная дальность стрельбы - 9000 км Максимальная стартовая масса ракеты - 41,7 т Масса первой ступени - 26,63 т Масса второй ступени - 8,63 т Масса третьей ступени - 5,2 т Масса ГЧ-0,94 т Длина ракеты -18,5 м Принятие на вооружение - 30 декабря 1975 г.
829
Приложение
Комплекс «Пионер». Ракета 15Ж45
Первый испытательный пуск - 21 сентября 1974 г.
Максимальная дальность полета ракеты - до 5000 км
Стартовая масса-37 т
Длина ракеты -16,5 м
Максимальный диаметр корпуса -1,8 м
Принятие на вооружение -11 марта 1976 г.
Комплекс «Пионер-УПХ». Ракета 15Ж46
Разработка начата в соответствии с постановлением
от 26 июня 1975 г.
Испытания на полигоне Капустин Яр проходили
с 10 августа 1979 г. по 17 декабря 1980 г.
Начало серийного производства ракет развернуто
на Воткинском заводе -1979 г.
Максимальная дальность стрельбы - 5500 км
Принятие комплекса на вооружение - 23 апреля 1981 г.
Комплекс «Пионер-3». Ракета 15Ж57
Разработка велась Московским институтом теплотехники
в соответствии с постановлением от 12 ноября 1979 г.
Испытания проводились с 27 сентября 1984 г. по 1987 г.
Комплекс «Скорость». Ракета 15Ж66
Ракета-твердотопливная двухступенчатая средней дальности
Начало разработки -1983 г.
Первый испытательный пуск -11 января 1985 г.
Прекращение разработки - 8 декабря 1987 г.
Комплекс РСС-40 «Курьер». Ракета 15Ж59
Ракета - малогабаритная твердотопливная для мобильного
грунтового комплекса
Начало разработки - 21 июля 1983 г.
Стартовая масса - около 15 т
Длина ракеты-11,2 м
Диаметр-1,36 м.
Прекращение разработки - 6 октября 1991 г.
830
Краткие технические характеристики
1	L	ПГРК «Тополь». Ракета 15Ж58 Начало разработки - 20 июля 1975 г. Начало серийного производства - 28 декабря 1988 г. Пусковая установка смонтирована на шасси семиосного тягача МАЗ-7912 (позже - МАЗ-7917) Ракета-трехступенчатая, твердотопливная, оснащена моноблочной ГЧ Максимальная дальность стрельбы -10000 км Длина ракеты-21,5 м Максимальный диаметр корпуса -1,8 м Стартовая масса-45 т Принятие на вооружение -1 декабря 1988 г.
		Стационарный шахтный ракетный комплекс стратегического назначения «Тополь-М» Комплекс оснащен универсальной трехступенчатой твердотопливной межконтинентальной баллистической ракетой для шахтного и мобильного видов базирования Завершение эскизного проекта -1989 г. Первый испытательный пуск - 20 декабря 1994 г. Постановка на БД - 24 декабря 1997 г. Принятие на вооружение -13 июля 2000 г. Подвижный грунтовой ракетный комплекс стратегического назначения «Тополь-М» Комплекс оснащен универсальной трехступенчатой твердотопливной межконтинентальной баллистической ракетой для шахтного и мобильного видов базирования
831
Приложение
Подвижный ракетный комплекс РС-24 «Ярс»
Начало разработки - 4 сентября 2003 г.
Первый испытательный пуск - 29 мая 2007 г.
Ракета оснащена разделяющейся ГЧ с 4-6 ББ
Принятие на вооружение - декабрь 2009 г.
Ракета-носитель «Старт-1»
Стартовая масса-47 т
Общая длина-22,9 м
Максимальный диаметр -1,8 м
Объем для полезной нагрузки -1,3 м3
Количество ступеней - 4 + доводочный блок
Масса ПГ при выведении на орбиту наклонением 90°:
-	высотой 300 км - 420 кг
-	высотой 500 км - 300 кг
-	высотой 1000 км -110 кг
Точность выведения по высоте в апогее ±5 км без использования доводочной ступени - 60-140 км
Ракетный комплекс «Булава-30»
Начало бросковых испытаний макета ракеты
с борта ПЛ «Дмитрий Донской» - 2003 г.
Первый испытательный пуск ракеты - 27 сентября 2005 г.
Начало испытательных пусков с борта ПЛ «Юрий Долгорукий» - 2011 г.
Дата заступления на опытно-штатное БД - декабрь 2012 г
832
Краткие технические характеристики
Ракеты и ракетные комплексы ОКБ-586/ГП «КБЮ»	
1	Основные тактико-технические характеристики ракетных комплексов Р-12 и Р-12У с ракетами 8К63 и 8К63У Максимальная дальность стрельбы - 2080 км Тип оснащения - НББ Количество ББ -1 Мощность заряда - 2,3 Мт Точность стрельбы - ±5 км Время пуска из полной боеготовности - 20 мин Гарантийный срок нахождения ракеты в заправленном состоянии - 30 сут. Тип старта Р-12 - наземный Тип старта Р-12У - наземный, шахтный Степень защищенности ракеты в шахтной ПУ от ядерного воздействия - 2 кг/см2 Кхническиъ характеристики ЬКСЗ и аКбЗУ, Стартовый вес-41,7 т Вес компонентов топлива - 37 т Число ступеней -1 Компоненты топлива - жидкие, высококипящие (окислитель АК-27И, горючее ТМ-185, пусковое горючее ТГ-02) Тяга двигателей на земле - 64,8 тс Тяга двигателей в вакууме - 73,1 тс Удельный импульс на земле - 230 с Удельный импульс в вакууме - 264 с Длина-22,1 м Диаметр-1,65 м Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса Р-12: Начало разработки -1953 г. Принятие на вооружение -1959 г. Постановка на БД -1960 г. Снятие с вооружения - 1988 г. (во исполнение Договора о ликвидации ракет средней и малой дальности) Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса Р-12У: Начало разработки -1960 г. Принятие на вооружение -1963 г. Постановка на БД -1963 г. Снятие с вооружения - 1988 г. (во исполнение Договора о ликвидации ракет средней и малой дальности)
833
Приложение
Il	Ракетные комплексы Р-14 и Р-14У с ракетами 8К65 и 8К65У Максимальная дальность стрельбы - 4500 км Тип оснащения - НББ Количество ББ -1 Мощность заряда - 2,3 Мт Точность стрельбы - ±5 Время пуска из полной боеготовности - 20 мин Гарантийный срок нахождения ракеты в заправленном состоянии - 30 сут. Тип старта Р-14 - наземный Тип старта Р-14У - наземный, шахтный Степень защищенности ракеты в шахтной ПУ от ядерного воздействия - 2 кг/см2 Технические характеристики ракет 8К65 и 8К65У: Стартовый вес - 86,3 т Вес компонентов топлива - 79,2 т Число ступеней -1 Топливо - жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами Компоненты топлива - окислитель АК-27И, горючее НДМГ Тяга двигателей на земле -151 тс Тяга двигателей в вакууме -177,5 тс Удельный импульс на земле - 246 с Удельный импульс в вакууме - 289 с Длина-24,4 м Диаметр - 2,4 м Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса Р-14: Начало разработки -1956 г. Принятие на вооружение -1961 г. Постановка на БД -1962 г. Снятие с вооружения - 1987 г. (во исполнение Договора о ликвидации ракет средней и малой дальности) Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса Р-14У: Начало разработки -1960 г. Принятие на вооружение -1963 г. Постановка на БД -1963 г. Снятие с вооружения - 1987 г. (во исполнение Договора о ликвидации ракет средней и малой дальности)
834
Краткие технические характеристики
		Ракетные комплекс Р-16 и Р-16У с ракетами 8К64 и 8К64У Максимальная дальность стрельбы -13000 км Тип оснащения - НББ Количество ББ -1 Мощность заряда - 2,3 (5,0) Мт Точность стрельбы - ±10 км Время пуска из полной боеготовности -18 мин Тип старта Р-16 - наземный Тип старта Р-16У - наземный, шахтный Степень защищенности ракеты в шахтной ПУ от ядерного воздействия - 2 кг/см2 T хническиъ хаоакте мистики t лчт «КИ и *КИУ Стартовый вес - 140,6 т Вес компонентов топлива -130 т Число ступеней - 2 Топливо - жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами (окислитель АК-27И, горючее НДМГ) Тяга двигателей первой ступени: -	основного (на земле / в вакууме) - 226,5 / 266 т -	рулевого (на земле / в вакууме) - 28,85 / 33 т Удельный импульс первой ступени: -	основного (на земле / в вакууме) - 246 / 289 с -	рулевого (на земле / в вакууме) - 243 / 279 с Тяга двигателей второй ступени: -	основного в вакууме - 90 т -	рулевого в вакууме - 4,92 т Удельный импульс второй ступени: -	основного в вакууме - 293 с -	рулевого в вакууме - 255 с Габаритные размеры ракеты: -длина-34,3 м -	максимальный диаметр - 3 м Ссеки разсаСегки и эксплуатации сакьтнэгр к^мплсо Р-1С:
	як	Начало разработки -1958 г. Принятие на вооружение -1962 г. Постановка на БД -1961 г. Снятие с вооружения -1974 г. Скшоабижи эксплуатации	комплекса Р-16У: Начало разработки -1960 г. Принятие на вооружение -1963 г. Постановка на БД -1963 г. Снятие с вооружения -1976 г.
		
835
Приложение
Ракетный комплекс Р-26 с ракетой 8К66
Максимальная дальность стрельбы -11600 км
Тип оснащения - НББ
Количество ББ -1
Мощность заряда -1,6 Мт
Точность стрельбы - ±8 км
Время пуска из полной боеготовности -10 мин
Гарантийный срок нахождения в заправленном состоянии -1 год
Тип старта - шахтный
Степень защищенности ракеты в шахтной ПУ от ядерного воздействия - 2 кг/см2
Технические характеристики ракеты 8К66 ракетного комплекса Р-26:
Стартовый вес - 85 т
Вес компонентов топлива - 76,87 тс
Число ступеней - 2
Стартовый вес второй ступени - 25 т
Топливо - жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами (окислитель
АК-27П, горючее НДМГ)
Тяга двигателя первой ступени (на земле / в вакууме) -154,8 /181,34 тс
Тяга двигателя второй ступени в вакууме - 47,26 тс
Удельный импульс двигателя первой ступени (на земле / в вакууме) - 251 / 294 с
Удельный импульс двигателя второй ступени в вакууме - 303 с
836
Краткие технические характеристики
		1	Ракетный комплекс РТ-20П с ракетой 8К99 Дальность стрельбы - 9000 км Точность стрельбы - ±4 км Боевое оснащение в двух вариантах: -	легкий моноблок с зарядом мощностью 0,4 Мт -	тяжелый моноблок с зарядом мощностью 1 Мт Система преодоления ПРО: -	легкие ложные цели -	система искажения радиолокационных характеристик ББ Боеготовность: -	постоянная -10 мин -	повышенная - 3 мин Условия боевого применения - в любых метеоусловиях (дождь, туман, снег) при температурах от -40 до +50 °C и скорости ветра до 25 м/с Тип старта - минометный из ТПК, размещенного на гусеничном шасси тяжелого танка Т-1 ОМ Вес подвижной самоходной пусковой установки - 78 т Технические характеристики ракеты 8К99 ракетного комплекса РТ-20П: Стартовый вес - 30,9 т Вес ТПК с заправленной ракетой (с легкой ГЧ) - 38,8 т Число ступеней - 2 Вид топлива: -	первой ступени - твердое смесевое -	второй ступени - жидкое, АТ и НДМГ Вес второй ступени -10,4 т Вес ГЧ: -	с ББ легкого класса - 545 кг -	с ББ тяжелого класса -1410 кг Габаритные размеры ракеты: -длина-18 м -диаметр-1,6м ДУ первой ступени - четырехсопловой ПРД с вкладным зарядом и ПРД конечной ступени: -	тяга (на земле / в вакууме) - 61/70 тс -	удельный импульс (на земле / в вакууме) - 231 / 265 с -	масса основного заряда -17,2 т -	масса снаряженного ПРД - 20,0 т -	органы управления - 4 поворотных сопла ДУ второй ступени - однокамерный ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа в КС: -	тяга (в вакууме)-14 тс -	тяга в режиме конечной ступени - 0,7 тс -	удельный импульс (в вакууме) - 327,5 с -	масса сухого двигателя -185 кг -	органы управления - вдув генераторного газа в закритическую часть сопла и сопла крена Система управления - автономная, инерциальная Коэффициент энерговесового совершенства с ББ легкого класса Grn/Go -18 кгс/тс
837
Приложение
	[р		Ракетный комплекс Р-36 с ракетой 8К67 Ракетный комплекс - стационарный с защищенными от наземного ЯВ шахтными ПУ и КП Пусковая установка - шахтная типа «ОС» Способ старта - газодинамический из ШПУ Ракета - межконтинентальная, баллистическая, жидкостная Боевое оснащение ракеты -	моноблочная ГЧ с ББ тяжелого класса с зарядом мощностью 20 Мт -	моноблочная ГЧ с ББ легкого класса с зарядом мощностью 8 Мт; -	система радиотехнической защиты ГЧ (система «Лист») Максимальная дальность стрельбы: -	ГЧ тяжелого класса -10200 км -	ГЧ легкого класса -15200 км Точность стрельбы - ±5 км Обобщенный показатель надежности - 0,95 Стойкость ракеты к факторам ЯВ: -	до старта - обеспечивается ШПУ - в полете - естественная Время пуска из полной боевой готовности - 4 мин Гарантийный срок нахождения ракеты на БД при регламенте 1 раз в 2 года - 7 лет Условия БД ракеты - нахождение в боевой готовности в ШПУ в заправленном состоянии Боевое применение - в любых метеоусловиях при температурах воздуха от -40 до +50 °C и скорости ветра у поверхности земли до 25 м/с, до и после ядерного воздействия по БРК Т.хнически , хаоактеоистики сацты сК£7 оакьтнзгц комплекса Р-36 Стартовый вес ракеты (с ГЧ тяжелого класса / с ГЧ легкого класса) -183,9 /182,0 т Вес ГЧ (тяжелого класса / легкого класса) - 5825 / 3950 кг Вес ББ (ГЧ тяжелого класса / ГЧ легкого класса) - 4560 / 2852 кг Вес средств преодоления ПРО - 272 кг Топливо-жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами (окислитель АТ, горючее НДМГ) Вес топлива: -первой ступени-118,9т -второй ступени - 48,5 т Длина (с ГЧ тяжелого класса) - 32,2 м Диаметр - 3 м Характеристики ДУ первой ступени: -	тяга МД (на земле / в вакууме) - 241,2 / 269,7 тс -	удельный импульс МД (на земле / в вакууме) - 269,6 / 301,4 с -	давление в КС МД - 85 кгс/см2 -	тяга РД (на земле / в вакууме) - 29,1 / 33,45 тс -	удельный импульс РД (на земле / в вакууме) - 254 / 292 с -	давление в КС РД - 67 кгс/см2 Характеристики ДУ второй ступени: -	тяга МД (в вакууме) - 95,97 тс -	удельный импульс МД (в вакууме) - 317,6 с -	давление в КС МД - 91 кгс/см2 -	тяга РД (в вакууме) - 5,53 тс -	удельный импульс РД (в вакууме) - 280,5 с -	давление в КС РД - 73 кгс/см2 Система управления - автономная, инерциальная Органы управления на первой и второй ступенях- четырехкамерный ЖРД с отклоняющимися камерами сгорания Полетная надежность - 0,956 Коэффициент энерговесового совершенства (с ГЧ тяжелого класса), Gnr/Go - 31,8 кгс/тс Сроки разработки и эксплуатации макетного комплекса с ракеюй ьК67 Начало разработки -1962 г. Принятие на вооружение -1967 г. Постановка на БД -1966 г. Снятие с вооружения -1978 г. Серийное производство ракет 8К67 осуществлялось на ПО ЮМЗ, г. Днепропетровск
838
Краткие технические характеристики
	1 ||Н’1	Ракетный комплекс Р-36 с орбитальной ракетой 8К69 Ракетный комплекс - стационарный, с защищенными от наземного ЯВ шахтными ПУ и КП Пусковая установка - шахтная типа «ОС» Способ старта - газодинамический из ШПУ Ракета-межконтинентальная, орбитальная, жидкостная, двухступенчатая, ампулизированная Боевое оснащение ракеты -	орбитальная ГЧ с тормозной ДУ, системой управления и ББ с зарядом мощностью 2,3 Мт - система радиотехнической защиты ОГЧ Максимальная дальность стрельбы - неограниченная в пределах одного витка вокруг Земли Точность стрельбы - ±5 км Обобщенный показатель надежности - 0,95 Стойкость ракеты к факторам ЯВ: -	до старта - обеспечивается ШПУ -	в полете - естественная Время пуска из полной боевой готовности - 4 мин Гарантийный срок нахождения ракеты на БД при регламенте 1 раз в 2 года - 7 лет Условия БД ракеты - ракета находится в боевой готовности в ШПУ в заправленном состоянии Боевое применение - в любых метеоусловиях при температурах воздуха от -40 до +50 °C и скорости ветра у поверхности земли до 25 м/с, до и после ядерного воздействия по БРК Кхничаж характеристики цобитальной сакды aKSu уакьтниг|? комплекса Р-36
	1  1 1 1 1 1 1 1	1 1 1 1 1 1 К ПЛ ПИ 1*  *	Стартовый вес ракеты -181,297 т Вес заправленной орбитальной ГЧ - 3648 кг Вес боевого оснащения: -ББ-1410 кг -	средств преодоления ПРО - 238 кг Вес заправленных компонентов топлива (АТ и НДМГ): -	первой и второй ступеней -167,4 т -ОГЧ-2т Полная длина ракеты - 32,65 м; в т.ч.: -	первой ступени -18,87 м -	второй ступени -10,3 м -	отсека управления ОГЧ -1,79 м -	ОГЧ-2,14 м Характеристики двигателя ОГЧ: -	тяга (в вакууме) - 7,7 тс -	удельный импульс (в вакууме) - 314,4 с -	давление в камере сгорания - 87 кгс/см2 Диаметр корпуса ракеты - 3 м Максимальный диаметр ГЧ -1,42 м Ссуки ьазраб/ки и эксплуатации ргкьтнргр комплекса с ракетой 8KG9
		Начало разработки -1962 г. Принятие на вооружение -1968 г. Постановка на БД -1969 г. Снятие с вооружения -1983 г. Серийное производство ракет 8К69 осуществлялось на ПО ЮМЗ. г. Днепропетровск.
		
839
Приложение
Йо ///  111 Д ,^ t	QgW Ml	Ракетный комплекс Р-36 с разделяющейся ГЧ РК создавался на базе РК Р-36 и отличался в основном тем, что на ракетах 8К67 моноблочные ГЧ были заменены на разделяющиеся ГЧ. ТТХ РК с РГЧ в основном соответствовали ТТХ комплекса Р-36, за исключением следующих: Боевое оснащение - разделяющаяся ГЧ в составе: -	3 ББ с зарядами мощностью 2,3 Мт -	система радиотехнической защиты ББ на базе системы «Лист» Максимальная дальность стрельбы -10200 км Точность стрельбы - ±5 км Обобщенный показатель надежности - 0,954 Технические хаактеоистики сакрты &К67П с разделяющейся ГЧ ракстнугс кемплекег Р-36 Стартовый вес ракеты -183,45 т Вес второй ступени - 57,52 т Вес ГЧ-5440 кг Вес боевого оснащения: -	ББ 3x1425 кг -	средств преодоления ПРО - 401 кг Полетная надежность - 0,954 Коэффициент энерговесового совершенства (Gnr/Go) - 29,5 кгс/тс Сроки даздабаки и эксплуатации ржтнуп комплекс с егкхъй ьК67П
		Начало разработки -1967 г. Принятие на вооружение -1970 г. Постановка на БД -1971 г. Снятие с вооружения -1979 г. Серийное производство ракет 8К67П осуществлялось на ПО ЮМЗ, г. Днепропетровск
840
Краткие технические характеристики
I	а	I	Ракета-носитель 11К63 «Космос» Масса ПГ, выводимого на орбиту высотой 200 км - до 450 кг Число ступеней - 2 Общая длина - 30 м Длина второй ступени - 8,5 м Диаметр ступеней -1,652 м Стартовый вес-49,4 тс Двигательные установки: -	первой ступени - четырехкамерный ЖРД -	второй ступени - однокамерный ЖРД Компоненты топлива первой ступени - окислитель АК-27И, горючее ТМ-185, пусковое горючее - ТГ-02 (соотношение компонентов - 3,97) Компоненты топлива второй ступени - окислитель и жидкий кислород, горючее НДМГ (соотношение компонентов -1,5) Тяга ДУ первой ступени (на земле / в вакууме) - 64 / 74,15 тс Тяга ДУ второй ступени (в вакууме) -10,8 тс Удельный импульс: -	ДУ первой ступени (на земле / в вакууме) - 227 / 263 с -	ДУ второй ступени (в вакууме) - 352 с Продолжительность работы: -	ДУ первой ступени -140 с -	ДУ второй ступени - 260 с Система управления - автономная, инерциальная Исполнительные органы СУ: -	на первой ступени - графитовые газовые рули в струе ЖРД -	на второй ступени - неподвижные рулевые сопла ДУ с газораспределителями (3 пары) Время подготовки ракеты: -	на техническом комплексе - 34 ч -	на стартовом комплексе -12 ч Сроки сгзэгботки и эксплуатации космического огкетного комплекс? 11КСЗ Начало разработки -1959 г. Начало ЛКИ-1961 г. Принятие на эксплуатацию -1964 г. Снятие с эксплуатации -1977 г. Серийное производство ракет 11К63 осуществлялось на ПО ЮМЗ, г. Днепропетровск
841
Приложение
Космический ракетный комплекс «Циклон-2» и ракета-носитель 11К69
Масса ПГ, выводимого на орбиты -1500-5000 кг
Тип старта - наземный, автоматизированный
Пусковая установка - стартовый стол с шестискатным газоотражателем
Уровень автоматизации предстартовой подготовки и пуска PH -100 %
Время, необходимое для пуска PH после пристыковки КА - 20 ч
Стартовый вес PH -183 тс
Количество ступеней - 2
Габаритные размеры PH:
-	общая длина - 39 м
-	диаметр-Зм
Топливо первой и второй ступеней - жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими
компонентами (АТ и НДМГ)
Характеристики ДУ первой и второй ступеней аналогичны ДУ ракеты 8К69
Система управления - автономная, инерциальная
Исполнительные органы СУ аналогичны исполнительным органам СУ ракеты 8К69
Полетная надежность PH -1,0
Осоки озаибитки и экшуатаиии космического ракетного комплекса 11К6Э
Начало разработки -1964 г.
Начало ЛКИ-1967 г.
Принятие на эксплуатацию -1969 г.
Серийное производство ракет 11К69 осуществлялось на ПО ЮМЗ, г. Днепропетровск
842
Краткие технические характеристики
	Ракетный комплекс 15П014 с ракетой 15А14 (Р-36М) Ракетный комплекс - стационарный, с высокозащищенными от наземного ядерного взрыва шахтными ПУ и КП Пусковая установка - шахтная типа «ОС» Способ старта - минометный, из ТПК с помощью ПАД Ракета - межконтинентальная, двухступенчатая, баллистическая, жидкостная, полностью ампулизированная Боевое оснащение: -	моноблочная ГЧ с ББ тяжелого класса с зарядом мощностью 20 Мт; -	моноблочная ГЧ с ББ легкого класса с зарядом мощностью 8 Мт; -	РГЧ в комплектации; 10 ББ с зарядом мощностью 0,4 Мт или 4 ББ с зарядом мощностью 1 Мт и 6 ББ с зарядом мощностью 0,4 Мт. Все комплектации оснащены КСП ПРО Максимальная дальность стрельбы: -	ГЧ тяжелого класса -11200 км -	ГЧ легкого класса -16000 км -	РГЧ-10500 км Точность стрельбы (при L = 10000 км) - ±1,6 км Обобщенный показатель надежности -0,91 Время пуска из полной боевой готовности - 62 с Стойкость ракеты к поражающим факторам ядерного взрыва: -	до старта - обеспечивается ПУ -	в полете -1 уровень Гарантийный срок нахождения на БД при регламенте 1 раз в 3 года -10 лет Условия БД ракеты - нахождение в полной боевой готовности в ШПУ Боевое применение - в любых метеоусловиях при температуре воздуха от -40 до +50 °C и скорости ветра у поверхности земли до 25 м/с, до и после ядерного воздействия по БРК Технические характеристики ракеты 15А14 Стартовый вес ракеты: -	с ГЧ тяжелого класса - 209,2 т -	с ГЧ легкого класса - 208,3 т -	с РГЧ-210,4 т Вес ГЧ: -	с тяжелым ББ - 6565 кг -	с легким ББ - 5727 кг -	с 10 блоками-7823 кг Топливо - жидкое, самовоспламеняющееся с высококипяшими компонентами (окислитель АТ, горючее НДМГ) Вес топлива: -	первой ступени -150,5 т -	второй ступени - 37,6 т Характеристики ДУ первой ступени: -	тяга (на земле / в вакууме) - 424,8 / 461,2 тс -	удельный импульс (на земле / в вакууме) - 293,3 / 318,4 с -	давление в КС основного двигателя - 210 кгс/см2 Характеристики ДУ второй ступени: -	тяга (в вакууме) - 77,5 тс -	удельный импульс (в вакууме) - 325,5 с -	давление в КС основного двигателя -158 кгс/см2 Система управления - автономная, инерциальная на базе БЦВМ Полетная надежность - 0,958 Коэффициент энерговесового совершенства, Gnr/Go - 36,7 кгс/гс Органы управления: -	первой ступени - отклонение 4КС основных ЖРД -	второй ступени - четырехкамерный рулевой ЖРД Длина (с РГЧ) - 33,65 м Диаметр - 3,0 м Сиики разотки и эксплуатации оакстнуги к мп . к:г 15ПС’14 с оакетий 15А14 (Р-36М1
	Начало разработки -1969 г. Принятие на вооружение -1975 г. Снятие с вооружения -1982 г. Серийное производство ракет 15А14 осуществлялось на ПО ЮМЗ, г. Днепропетровск
843
Приложение
	Ракетный комплекс 15П015 с ракетой 15А15 (МР-УР-100) Ракетный комплекс - стационарный, с защищенными от наземного ЯВ шахтными ПУ и КП Пусковая установка - шахтная, автоматизированная, высокозащищенная, типа «ОС» - модернизированная ПУ «ОС-84» Способ старта - минометный, из ТПК с помощью ПАД Ракета - межконтинентальная, баллистическая, жидкостная, двухступенчатая, ампулизированная Боевое оснащение ракеты: -	разделяющаяся ГЧ с 4 стойкими к ПФЯВ ББ с зарядом 0,4 Мт каждый -	моноблочная ГЧ со стойким к ПФЯВ ББ с зарядом 3,4 Мт Прицельная дальность стрельбы с РГЧ -10250 км Максимальная дальность стрельбы с моноблочной ГЧ -10320 км Минимальная дальность стрельбы -1000 км Точность стрельбы - ±1,6 км Район разведения ББ - 200 х 100 км Полетная надежность - 0,957 Боеготовность - 80 с Гарантийный срок нахождения ракеты на БП при регламенте 1 раз в 3 года -10 лет Условия БД ракеты - нахождение в полной боевой готовности в ШПУ Боевое применение - обеспечивается в любое время года и суток, в любых метеоусловиях, а также после воздействия ЯВ (в пределах защищенности БРК) Система управления - автономная, инерциальная на базе БЦВМ, позволяющая производить переприцеливание в процессе предстартовой подготовки Технические характеристики ракеты 15А15 (МР-УР-100) Стартовый вес ракеты - 71,2 т Вес ГЧ-2,1 т Длина-22,51 м Диаметр - 2,25 м Топливо - жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами (окислитель АТ, горючее НДМГ) Тяга ДУ первой ступени: - основного двигателя (на земле / в вакууме)-117/126 тс - рулевого двигателя (на земле / в вакууме) - 28/33 тс - удельный импульс - 318,5 с Тяга ДУ второй ступени (в вакууме) -14,5 тс Удельный импульс - 330,5 с Органы управления: -	первой ступени - четырхкамерный рулевой ЖРД с поворотными КС - второй ступени - основной двигатель, управляющий полетом по тангажу и рысканию при помощи системы вдува газа в закритическую часть сопла - специальные сопла, работающие на генераторном газе и управляющие полетом по коену Сроки разработки и эксплуатации ракетного к;мп,1.ксз 15Пй15 с мкатой 15А15 (MF -УР-100) Начало разработки - 1970г. Принятие на вооружение -1975 г. Снятие с вооружения -1983 г. Серийное производство ракет 15А15 осуществлялось на ПО ЮМЗ, г. Днепропетровск	Ракетный комплекс 15П016 с ракетой 15А16 (МР-УР-100 УТТХ) Ракетный комплекс - стационарный с защищенными от наземного ЯВ шахтными ПУ и КП Пусковая установка - шахтная, автоматизированная, высокозащищенная, типа «ОС» - модернизированная ПУ «ОС-84» Способ старта - минометный, из ТПК с помощью ПАД Ракета - межконтинентальная, баллистическая, жидкостная, двухступенчатая, ампулизированная Боевое оснащение ракеты - РГЧ с 4 стойкими к ПФЯВ ББ с зарядом 0,5 Мт каждый Прицельная дальность стрельбы: - максимальная -10200 км - минимальная -1000 км Точность стрельбы: - при отсутствии ядерного удара противника по стартовой позиции - около 0,84 км - при старте ракеты после ядерного удара по стартовой позиции - около 1,05 км Район разведения ББ - 200 х 100 км Полетная надежность - 0,96 Боеготовность-60 с Гарантийный срок нахождения ракеты на БД при регламенте 1 раз в 3 года -10 лет Условия БД ракеты - нахождение в полной боевой готовности в ШПУ Боевое применение - обеспечивается в любое время года и суток, в любых метеоусловиях, а также после воздействия ЯВ (в пределах защищенности БРК) Система управления - автономная, инерциальная, позволяющая производить переприцеливание в процессе предстартовой подготовки Технические характеристики ракеты 15А16 Стартовый вес ракеты - 71,1 т Вес ГЧ-2,05 т Габаритные размеры: -длина-22,15 м -диаметр-2,25 м Топливо - жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами (окислитель АТ, горючее НДМГ) Тяга ДУ первой ступени: - основного двигателя (на земле / в вакууме)-117/126 тс - рулевого двигателя (на земле / в вакууме)-28/33 тс Тяга ДУ второй ступени (в вакууме) -14,5 тс Удельный импульс двигателя (в вакууме): - первой ступени - 318,5 с - второй ступени - 30,5 с Органы управления: - первой ступени - четырехкамерный рулевой ЖРД с поворотными КС - второй ступени - основной двигатель, управляющий полетом по тангажу и рысканию при помощи системы вдува газа в закритическую часть сопла - специальные сопла, работающие на генераторном газе и управляющие полетом по коену Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса 15П016 с ракетой 15А16 Начало разработки -1976 г. Принятие на вооружение -1980 г. Снятие с вооружения -1994 г. Серийное производство ракет 15А16 осуществлялось на ПО ЮМЗ, г. Днепропетровск
844
Краткие технические характеристики
	h il			Ракетный комплекс 15П011 с ракетой 15А11 «Периметр» Ракетный комплекс - стационарный, с защищенными от наземного ЯВ шахтными ПУ и КП Пусковая установка - шахтная, автоматизированная, высокозащищенная, типа «ОС» ПУ 15П716 Способ старта - минометный, из ТПК с помощью ПАД Боевое оснащение ракеты - специальная ГЧ для обеспечения связи между центральным командным пунктом, командными пунктами и пусковыми установками при полете ГЧ на пассивном участке траектории Вес ГЧ-1412 кг Ссуки разработки и эксплуатации ржтниго комплекса 15П'Л1 с рзкыой 15А11
				Начало разработки -1974 г. Принятие на вооружение -1986 г. Снятие с вооружения -1995 г.
	о			
845
Приложение
	Ракетный комплекс 15П018 с ракетой 15А18 (Р-36М УТТХ) Ракетный комплекс - стационарный, с высокозащищенными от наземного ЯВ ПУ и КП Пусковая установка - одиночная, шахтная, автоматизированная, с высокой защищенностью отЯВ Способ старта - минометный, из ТПК с помощью ПАД Ракета - МБР, жидкостная, полностью ампулизированная Боевое оснащение - РГЧ с 10 ББ мощностью 0,5 Мт и эффективным КСП ПРО Максимальная дальность стрельбы -11000 км Точность стрельбы - ±0,65 км Обобщенный показатель надежности - 0,93 Время пуска из полной боевой готовности - 62 с Стойкость ракеты к поражающим факторам ЯВ в полете -1 уровень Гарантийный срок нахождения на БД - более 10 лет Условия БД ракеты - нахождение в полной боевой готовности в ПУ Боевое применение - в любых метеоусловиях при температуре воздуха от -50 до +50 °C и скорости ветра у поверхности земли до 25 м/с, до и после ядерного воздействия по БРК Технические характеристики ракеты 15А18 Стартовый вес-211,1 т Вес ГЧ-8470 кг Топливо - жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами (окислитель АТ, горючее НДМГ) Вес топлива: -	первой ступени -150,5 т -	второй ступени - 37,6 т -	ступени разведения - 2,1 т Тяга ДУ первой ступени (на земле / в вакууме) - 424,8 / 461,2 тс Удельный импульс ДУ первой ступени (на земле / в вакууме) - 293,3 / 318,4 с Тяга ДУ второй ступени (в вакууме) - 77,5 тс Удельный импульс ДУ второй ступени (в вакууме) - 325,5 с Тяга ДУ СР (в вакууме) - 2,06 тс Удельный импульс ДУ СР (в вакууме) - 309 с Система управления - автономная, на базе ЦВК и высокоточного ККП Полетная надежность - 0,965 Коэффициент энерговесового совершенства (Gnr/Go) - 40,1 кгс/тс Органы управления: -	первой ступени - качающиеся 4 (основных) двигателя -	второй ступени - четырехкамерный рулевой двигатель -	ступени разведения - четырехкамерный двигатель с качающимися камерами Длина - 34,3 м Диаметр - 3 м Сроки ьс д 8С лки и эксплуатации ракьтнои комплекса 15П018 с ужтцй 15А18
	Начало разработки -1976 г. Принятие на вооружение -1980 г. Снятие с вооружения -1988 г. Серийное производство ракет 15А18 осуществлялось на ПО ЮМЗ, г. Днепропетровск
846
Краткие технические характеристики
1	Ракетный комплекс 15П018М с ракетой Р-36М2 (15А18М) «Воевода») Ракетный комплекс - стационарный, с высокой защищенностью от ядерного взрыва Способ старта - минометный, из ТПК с помощью ПАД Ракета - МБР, жидкостная, полностью ампулизированная, стойкая к ПФЯВ в полете Боевое оснащение: -	РГЧ с 10 ББ мощностью 0,8 Мт и высокоэффективным КСП ПРО -	моноблочная ГЧ с ББ легкого класса с зарядом мощностью 8 Мт и КСП ПРО Максимальная дальность стрельбы: -	с разделяющейся ГЧ -11000 км -	с моноблочной ГЧ -16000 км Точность стрельбы - ±0,5 км Обобщенный показатель надежности -0,935 Стойкость ракеты к ПФЯВ в полете - II уровень (обеспечивается ответно-встречный пуск) Гарантийный срок нахождения на БД (по безрегламентной схеме для ПУ) -15 лет Условия БД ракеты - нахождение в полной боевой готовности в ШПУ Боевое применение - в любых метеоусловиях при температуре воздуха от -50 до +50 °C и скорости ветра у поверхности земли до 25 м/с, до и в условиях ядерного воздействия по БРК Технические характеристики ракеты 15А18М Стартовый вес ракеты: -	с РГЧ-211,4т -	с ГЧ легкого класса - 211,1 т Вес ГЧ: -	с десятиблочной РГЧ - 8,73 т -	с ББ легкого класса - 8,47 т Топливо - жидкое, с самовоспламеняющимися высококипящими компонентами (окислитель АТ, горючее НДМГ) Вес топлива: -	первой ступени -150,2 т -	второй ступени - 37,6 т -	ступени разведения - 2,1 т Характеристики ДУ 1 ст. -	тяга (на земле / в вакууме) - 468,6 / 504,9 тс -	удельный импульс (на земле / в вакууме) - 295,8 / 318,7 с Характеристики ДУ второй ступени: -	тяга (в вакууме) - 85,3 тс -	удельный импульс (в вакууме) - 326,5 с Характеристики ДУ СР: -	тяга (в вакууме) -1,9 тс -	удельный импульс (в вакууме) - 293,1 с Система управления - автономная, на базе высокопроизводительных ЦВК и непрерывно работающего в процессе БД высокоточного ККП. Реализует прямые методы наведения Полетная надежность - 0,974 Коэффициент энерговесового совершенства Gnr/Go - 42,1 кгс/тс Органы управления первой ступени- качающиеся четыре (основных) двигателя Органы управления второй ступени - четырехкамерный рулевой двигатель Органы управления ступени разведения - четырехкамерный двигатель с качающимися камерами Длина-34,3 м Диаметр - 3,0 м Ссоки разработки и эксплуатации цакетнрго комплекса 15П[Л£М с цакстий 15А18М
	Начало разработки -1982 г. Принятие на вооружение -1988 г. Серийное производство ракет 15А18М осуществлялось на ПО ЮМЗ, г. Днепропетровск
847
Приложение
У	\ Г1 т г~А 1И		Космический ракетный комплекс 11К68 с ракетой-носителем PH 11К68 «Циклон-3» Масса ПГ, выводимого на круговые и эллиптические орбиты - до 4 т Тип старта - наземный, автоматизированный Пусковая установка - стартовый стол с односкатным газоотражателем Уровень автоматизации предстартовой подготовки и пуска PH -100 % Время, необходимое для пуска PH после пристыковки КА - 20 ч Стартовый вес PH -187 т Количество ступеней-3 Общая длина - 39,3 м Диаметр первой и второй ступеней - 3 м Диаметр ГО - 2,7 м Топливо на всех ступенях - жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами (АТ и НДМГ) Характеристики ДУ первой и второй ступеней аналогичны ДУ PH 11К69 Характеристики ДУ третьей ступени: -	тяга - 7,96 тс -	удельный импульс - 314,4 с -	соотношение компонентов - 2,1 Время работы: -	при однократном запуске -118 с -	при двукратном запуске -116 с Система управления - автономная, инерциальная Исполнительные органы СУ: -	на первой и второй ступенях аналогичны исполнительным органам СУ PH 11К69 -	на третьей ступени во время работы основного ЖРД - 8 неподвижных рулевых газовых сопел -	после отделения третьей ступени до запуска основного двигателя и во время полета перед его повторным запуском - ЖРД малой тяги (8 камер) СУОС и 2 камеры для создания осевой перегрузки (все камеры неподвижные) Точность выведения КА на круговую орбиту высотой 600 км: -	по высоте орбиты - ±15 км -	по периоду обращения - ±5 с Точность выведения КА на круговую орбиту высотой 1500 км: -	по высоте орбиты - ±25 км -	по периоду обращения - ±12 с Споки иззьгбстки и зюплуатации g мич<кгге вдкстного комплекса 11К68
		Начало разработки -1966 г. Начало ЛКИ-1977 г. Принятие на эксплуатацию -1980 г. Серийное производство ракет 11К68 осуществлялось на ПО ЮМЗ, г. Днепропетровск
		
848
Краткие технические характеристики
			Космический ракетный комплекс 11К77 с ракетой-носителем 11К77 «Зенит»> Компоненты топлива - горючее керосин РГ-1 и окислитель (жидкий кислород) Вес ПГ, выводимого на круговую орбиту высотой 200 км и наклонением 90 ° -12300 т Точность выведения КА (на орбиту Нкр = 200 км, i = 90°): -по высоте-3,5 км - по наклонению - 2,0 угл. мин - по периоду обращения - ±2,5 с Время вывоза и пуска PH из готовности № 1 -1,5 ч Периодичность пуска -5ч Точность пуска по времени - не более 0,2 с Основные характеристики ракеты-носителя 11К77 Длина-57 м Диаметр корпуса - 3,9 м Стартовый вес (без веса КА) - 445 т Диапазон масс полезных нагрузок - 3-15,7 т Тяга двигателей: -	первой ступени (на земле / в вакууме) - 740 / 806,4 тс -	второй ступени (основного / рулевого) - 85 / 8 тс Удельный импульс двигателей (в вакууме): -	первой ступени - 337 с -	второй ступени (основного / рулевого) - 350 / 342 с Сроки оааоабетки и зксплуотгции космического ракетного комплекса 11KZZ
1			Начало разработки -1976 г. Начало ЛКИ-1985 г. Принятие на эксплуатацию -1988 г. Серийное производство ракет 11К77 осуществлялось на ПО ЮМЗ, г. Днепропетровск
849
Приложение
Ракета космического назначения «Зенит-SSL» Стартовая масса космической ракеты -473,5 т; в т.ч.: -	ракета-носитель «Зенит-28» - 445,3 т -	разгонный блок ДМ-SL -19,7 т -	блок ПГ (при массе КА на переходной орбите 6,1) - 8,5 т Компоненты топлива: жидкий кислород + керосин Количество ступеней: 2 + разгонный блок Двигатели: -	блок первой ступени - маршевый двигатель РД-171М (управление гидроприводами камер сгорания) -	блок второй ступени: -	маршевый двигатель - РД-120 -	рулевой двигатель - РД-8 -	разгонный блок ДМ - двигатель 11Д58М Длина космической ракеты - 59,6 м Диаметр блока ПГ - 4,15 м Длина блока ПГ-11,4м	Ракетный комплекс 15П044 с ракетой 15Ж44 (РТ-23) Ракетный комплекс - стационарный, с защищенными от ПФЯВ шахтными ПУ и КП Пусковая установка - шахтная, автоматизированная, с высокой защищенностью от ПФЯВ, переоборудованная из ШПУ предшествующих ракет с сохранением железобетонного ствола Способ старта - минометный из ТПК с помощью ПАД Ракета - МБР, твердотопливная, трехступенчатая Боевое оснащение - РГЧ с 10 ББ мощностью 0,4 Мт Защита ББ от средств ПРО - предусмотрена Максимальная дальность стрельбы -10000 км Точность стрельбы - ± 0,5 км Гарантийный срок эксплуатации -10 лет Технические характеристики ракеты 15Ж44 ракетного комплекса 15П044 Стартовый вес -104,8 т Вес ГЧ-4,05 т Число ступеней - 3 маршевых ступени и многофункциональная боевая ступень Габаритные размеры: -длина в ТПК-21,9м - длина в полете - 23 м -диаметр-2,4м Вид топлива маршевых ступеней: - первой ступени- Т9-БК-8Э - второй ступени - «Опал» - третьей ступени - «Опал» Вид топлива боевой ступени: -окислитель-АТ - горючее - НДМГ Система управления - автономная, инерциальная Сроки разработки ракетного комплекса 15П044 с ракетой 15Ж44 Начало разработки -1976 г. Начало ЛКИ-1982 г.
Ракета космического назначения «Зенит-3$1Б» Стартовая масса РКН (при выведении ПГ массой 3600 кг) - 466,25 т Масса ПГ (включая средства установки и отделения КА): - при выведении на переходную к геостационарной орбиту с недобором скорости до ГС0 1500 м/с - до 3600 кг - при выведении на геостационарную орбиту - до 1,6 т - при выведении на круговую орбиту (Нкр = 10000 км, i = 51,4°) -до 4,83 т Используемые компоненты топлива - жидкий кислород (окислитель) и нафтил (горючее) Количество ступеней - 2 + РБ ДМ-SLB Используемые для РКН двигатели: -	блок первой ступени - РД-171 -1 -	блок второй ступени: -	маршевый - РД-120 -1 -	рулевой - РД-8 -1 РБ ДМ-SLB-11Д58М-1 Длина РКН - 58,6 м, в т.ч.: -	длина PH «Зенит-28» - 43,3 м - диаметр PH «Зенит-28» - 3.9 м -длина КГЧ-15,3м -диаметр КГЧ-4,1 м	
850
Краткие технические характеристики
	и *• 1		БЖРК 15П952 с ракетой 15Ж52 (РТ-23) Состав БЖРК - три трехвагонных пусковых модуля с ракетами, командный модуль в составе 7 вагонов, вагон-цистерна с запасами горюче-смазочных материалов, 2 тепловоза ДМ-62 Железнодорожный габарит - стандартный Длина вагона ПУ-23,6 м Скорость движения - 80 км/час Условия боевого применения - в любое время года и суток, в любых условиях, с разрешенных участков маршрута боевого патрулирования Способ старта - минометный из ТПК с помощью ПАД Ракета - МБР, твердотопливная, трехступенчатая Прицельная дальность стрельбы -10000 км Боевое оснащение - РГЧ, с 10 ББ Точность стрельбы - ± 0,7 км Технические характеристики ракеты 15Ж52 комплекса 15П952 Стартовый вес -104,8 т Вес ГЧ-4,05 т Число ступеней -3 маршевых ступени и многофункциональная боевая ступень Габаритные размеры: -длина в ТПК-21,9 м -	длина в полете-23 м -диаметр-2,4м Вид топлива маршевых ступеней: -	первой ступени - Т9-БК-8Э -	второй ступени - «Опал» -	третьей ступени - «Опал» Вид топлива боевой ступени - окислитель АТ, горючее НДМГ Система управления - автономная, инерциальная Сроки разработки и эксплуатации ракетного комплекса 15П952 с ракетой 15Ж52 Начало разработки -1976 г. Начало ЛКИ-1984 г.
	п  fl		Ракетный комплекс 15П060 с ракетой 15Ж60 (РТ-23 УПХ) Ракетный комплекс - стационарный, с защищенными от ПФЯВ шахтными ПУ и КП Пусковая установка - шахтная, автоматизированная, с высокой защищенностью от ПФЯВ, переоборудованная из ШПУ предшествующих ракет с сохранением железобетонного ствола Способ старта - минометный из ТПК с помощью ПАД Ракета - МБР, твердотопливная, трехступенчатая, стойкая к ПФЯВ в полете Боевое оснащение - РГЧ с 10ББ мощностью 0,4 Мт Защита ББ от средств ПРО - предусмотрена Максимальная дальность стрельбы -10000 км Точность стрельбы - ± 0,5 км Гарантийный срок эксплуатации -10 лет Технические характеристики ракеты 15Ж60 Стартовый вес -104,8 т Вес ГЧ-4,05 т Число ступеней - 3 маршевых ступени и многофункциональная боевая ступень: -длина в ТПК-21,9 м -	длина в полете - 23,0 м -диаметр-2,4м Вид топлива маршевых ступеней: -	первой ступени - «Опал» -	второй ступени - «Старт» -	третьей ступени - АП-65 Вид топлива боевой ступени - окислитель АТ, горючее НДМГ Система управления - автономная, инерциальная Сьуки ьазоаблки и эксплуатации ракьтнцго комплекса 15Пи6о с ракетой 15Ж60
			
			Начало разработки -1983 г. Принятие на вооружение -1989 г. Снятие с вооружения -1999 г. Серийное производство ракет 15Ж60 осуществлялось на Павлоградском механическом заводе
			
851
Приложение
			БЖРК15П961 с ракетой 15Ж61 (РТ-23 УТТХ) Состав БЖРК - 3 трехвагонных пусковых модуля с ракетами, командный модуль в составе 7 вагонов, вагон-цистерна с запасами горюче-смазочных материалов, 2 тепловоза ДМ-62 Железнодорожный габарит - стандартный Длина вагона ПУ - 23,6 м Скорость движения - до 80 км/ч Условия боевого применения - в любое время года и суток, в любых условиях с разрешенных участков маршрута боевого патрулирования Способ старта - минометный из ТПК с помощью ПАД Ракета - МБР, твердотопливная, трехступенчатая Прицельная дальность стрельбы -10000 км Боевое оснащение - РГЧ с 10 ББ Точность стрельбы - ± 0,7 км Техничьские характеристики пакеты 15ЖС1 комплекса 15П961 Стартовый вес -104,8 т Вес ГЧ-4,05 т Число ступеней - 3 маршевых ступени и многофункциональная боевая ступень Габаритные размеры: -длина в ТПК-21,9 м -	длина в полете - 23 м -диаметр-2,4м Вид топлива маршевых ступеней: -	первой ступени - Т9-БК-8Э -	второй ступени - «Старт» -	третьей ступени - АП-65 Вид топлива боевой ступени - окислитель АТ, горючее НДМГ Система управления - автономная, инерциальная Срики разработки и эксплуатации аакстнага комплекса 15П961 с ракетой 15Ж61 Начало разработки -1983 г. Принятие на вооружение -1989 г. Снятие с вооружения -1999 г. Серийное производство ракет 15Ж61 осуществлялось на Павлоградском механическом заводе
			
852
Краткие технические характеристики
Ракеты СКБ/ОАО «НПК «КБМ»
Ракета «Гном»
Масса ракеты с ТПК - 31,2 т
Стартовая масса ракеты - 29 т
Способ старта - минометный
ДУ первой ступени - комбинированная.
Маршевый двигатель первой ступени - ракетно-прямоточный твердотопливный
Стартовый двигатель первой ступени - РДТТ
Двигатели второй и третьей ступеней - РДТТ
Ракеты ОКБ-301 /ФГУП «НПО им. С.А.Лавочкина»
Ракета «Буря». Изделие 350
Тип - двухступенчатая межконтинентальная крылатая ракета
Начало разработки - 20 мая 1954 г.
Летные испытания - с 1 июля 1957 г. по 16 декабря 1960 г.
ДУ ускорителя - 2 Ч С.2.1150
Тяга двигателей ускорителя -2 4 68400 кг
ДУ маршевой ступени - РД-012У
Тяга двигателей маршевой ступени -12600 кг
Длина-19,88 м
Диаметр фюзеляжа - 2,2 м
Высота-6,642 м
Размах крыла - 7,746 м
Стартовый вес - 97 т
Вес боевого заряда - 2,35 т
Максимальная скорость - М = 3,2
Высота полета -18-24,5 км
Максимальная дальность полета - 6500 км
853
Приложение
Ракеты ОКБ-23 / ОАО «ЭМЗ имени В.М.Мясищева»	
Л МВ ™ ж 1	Ракета «Буран» Тип - двухступенчатая межконтинентальная крылатая ракета стационарного наземного базирования Начало разработки - 20 мая 1954 г. Максимальная дальность стрельбы - 8000 км Габаритная высота - 26,8 м Полная масса ракеты -152 т Масса маршевой ступени - 52,5 т Масса ускорителей - 99,5 т Масса боевого груза - 3,4 т
854
Краткие технические характеристики
Космические ракеты-носители ОКБ-Ю/ОАО «ИСС»			
I I	А I1' т /	1	Ракета-носитель 65СЗ /11К65 /11К65М («Космос-ЗМ») Начало разработки - 30 октября 1961 г. Первый пуск первой модификации (прототипа) - PH 65СЗ -18 августа 1964 г., космодром Байконур Первый испытательный пуск 11К65М -15 мая 1967 г., космодром Плесецк Принятие на вооружение - 20 декабря 1971 г Стартовая масса -108 т Длина-32,4 м Диаметр - 2,4 м Масса выводимого ПГ на круговые орбиты: 200—1700 км, / = 51° — 0,78—1,5 т 200-1700 км,/ = 66°-0,7-1,4 т 200-1700 км, / = 74° - 0,66-1,35 т 200-1700 км,/ = 83°-0,6-1,25 т 1000 км,/ = 83°-0,93 т На солнечно-синхронную орбиту: 475 км,/ = 97,3°-0,6-0,85 т Двигатель первой ступени - РД-216 (11Д614) Тип двигателя - четырехкамерный ЖРД (два двухкамерных блока) Тяга на уровне моря -151000 кгс Тяга в вакууме -177000 кгс Удельный импульс на уровне моря - 246 с Удельный импульс в вакууме -189 с Сухая масса двигателя -1,325 т Время работы -125 с Компоненты топлива - АК-27И и НДМГ Система подачи-ТНА Диаметр двигателя - 2260 мм Длина двигателя - 2195 мм Двигатель второй ступени - 11Д49 Тип двигателя - однокамерный ЖРД + четыре рулевых сопла Тяга в вакууме -16060 кгс Удельный импульс в вакууме - 303 с Сухая масса двигателя - 0,185 т Время работы - 350 с Компоненты топлива - АК-27И и НДМГ Система подачи-ТНА Диаметр двигателя -1900 мм Длина двигателя -1800 мм Всего на заводе «Красмаш» в Красноярске и ПО «Полет» в Омске изготовлено более 460 PH «Космос-ЗМ»; всего с помощью различных модификаций ракет данного семейства выведено на орбиту около 1000 спутников и ПГ на суборбитальные траектории.
855
Приложение
Индексация боевыхдакетных комплексов
Р-1.8А11 [SS-1. Scunner]
Р-2.8Ж38 [SS-2. Sibling]
Р-3.8А67
Р-5.8А62 [SS-3. Shyster]
Р-5М. 8К51 [SS-3. Shyster]
Р-7.8К71 [SS-6. Sapwood]
Р-7А. 8К74 [SS-6. Sapwood]
P-12.8K63 [SS-4. Sandal]
Р-12У. 8К63У [SS-4. Sandal]
P-14.8K65 [SS-5. Skean]
Р-14У. 8К65У [SS-5. Skean]
P-16.8K64 [SS-7. Saddler]
Р-16У. 8K64y[SS-7. Saddler]
P-26.8K66
P-9.8K75
P-9A. 8K75 [SS-8. Sasin]
Р-9Б. 8K76
«Буря». 350
«Буран». М-40
P-36.8K67 [SS-9. Scarp]
P-36-0 (P-36 орб). 8K69 [SS-9. Scarp]
Р-36П. 8К67П [SS-9. Scarp]
ГР-1.8К713
УР-200.8K81 [SS-X-10. Scrag]
УР-200А. 8K83
УР-500.8K82
P-56.8K68
УР-1008К84 [SS-11. Sego]
УР-100М 8K84M (PC-10) [SS-11. Sego]
УР-100К. 15A20 (PC-ЮМ) [SS-11. Sego]
УР-100У. 15А20У (PC-ЮМ) [SS-11. Sego]
PT-1.8K95
РТ-15.8K96 [SS-X-14. Scapegoat]
PT-25.8K97
«Гном»
РТ-20П. 8K99 [SS-X-15. Scrooge]
PT-21.15Ж41
РТ-2.8K98 (PC-12) [SS-13. Savage]
РТ-2П. 8К98П (PC-12) [SS-13. Savage]
«Темп-2С». 15Ж42 (PC-14) [SS-16. Sinner]
«Пионер». 15Ж45 (РСД-10) [SS-20. Saber]
«Пионер УПХ». 15Ж46 (РСД-10) [SS-20. Saber]
«Пионер-3» 15Ж57
P-36M. 15A14 (PC-20A) [SS-18. Satan]
P-36M УТТХ. 15A18 (РС-20Б) [SS-18. Satan]
«Воевода» P-36M2.15A18M (PC-20B) [SS-18. Satan]
МР-УР-100.15A15 (PC-16A) [SS-17. Spanker]
МР-УР-100 УПХ. 15A16 (РС-16Б) [SS-17. Spanker]
«Периметр» 15A11
УР-100Н. 15A30 (PC-18A) [SS-19. Stilleto]
УР-100Н УПХ. 15A35 (РС-18Б) [SS-19. Stilleto]
РТ-23.15Ж44
РТ-23.15Ж52 (PC-22) [SS-24. Scalpel]
«Молодец» РТ-23УТТХ. 15Ж60
(PC-22) [SS-24. Scalpel]
«Молодец» РТ-23УТТХ. 15Ж61
(PC-22) [SS-24. Scalpel]
«Универсал»
«Альбатрос»
«Тополь» РТ-2ПМ. 15Ж58 (PC-12M) [SS-25. Sickle]
«Скорость» 15Ж66
«Курьер» PCC-40
«Тополь-М». РТ-2ПМ2 (PC-12M2) [SS-27]
«Ярс». PC-24
Индексация боевых
морских ракетных комплексов
Д-1. Р-11ФМ. 8А61ФМ (8А62) [SS-1 b. Scud А]
Д-2. Р-13.4К50 [SS-N-4. Sark]
Д-З. Р-15.
Д-4. Р-21.4К55 [SS-N-5 mod 1. Serb]
Д-4М. Р-21М. 4К55М [SS-N-5 mod 2. Serb]
Д-5. P-27.4K10 (PCM-25) [SS-N-6 mod 1. Sawfly]
Д-5М. P-27M. 4K10M (PCM-25)
[SS-N-6 mod 1. Sawfly]
Д-5К. P-27K. 4K18 [SS-NX-13]
Д-5У. Р-27У.ЗМ20 вар. 1 (PCM-25)
[SS-N-6 mod 2. Sawfly]
Д-5У. Р-27У.ЗМ20 вар. 2 (PCM-25)
[SS-N-6 mod 3. Sawfly]
Д-6.
Д-7. PT-15M. 4K22
Д-8. УР-100МР
Д-9. P-29.4K75 (PCM-40) [SS-N-8 mod 1]
Д-9Д. Р-29Д. 4К75Д (PCM-40) [SS-N-8 mod 2]
Д-9ДУ. Р-29ДУ. 4К75ДУ (PCM-40) [SS-N-8 mod 3]
Д-9Р. P-29P. 3M40 (PCM-50) [SS-
N-18 modi. Stingray]
Д-9РЛ. Р-29РЛ. ЗМ40Л (PCM-50)
[SS-N-18 mod 2. Stingray]
Д-9РК. P-29PK. 3M40K (PCM-50)
[SS-N-18 mod 3. Stingray]
Д-9РКУ. Р-29РКУ. ЗМ40КУ (PCM-
50) [SS-N-18 mod 4. Stingray]
Д-9РКУ-01. Р-29РКУ-01. ЗМ40КУ-01
(PCM-50) [SS-N-18 mod 5. Stingray]
Д-9РМ. P-29PM. 3M37 вар. 1 (РСМ-
54) [SS-N-23 modi. Skiff]
Д-9РМ. P-29PM. 3M37 вар. 2 (РСМ-
54) [SS-N-23 mod 2. Skiff]
Д-9РМУ. Р-29РМУ. ЗМ37У (PCM-
54) [SS-N-23 mod 3. Skiff]
Д-9РМУ1. «Станция». Р-29РМУ1. ЗМ37У1 (PCM-54)
[SS-N-23 mod 4. Skiff]
Д-9РКУ-02. «Станция-2». Р-29РКУ-02. ЗМ40КУ-02
(PCM-50) [SS-N-18 mod 6. Stingray]
856
Краткие технические характеристики
Д-9РМУ2. «Синева». Р-29РМУ2. ЗМ37У2 (РСМ-54)
[SS-N-23 mod 5. Skiff]
Д-9РМУ2.1. «Лайнер». Р-29РМУ2.1. ЗМ37У2.1
(РСМ-54) [SS-N-23 mod 6. Skiff]
Д-11. Р-31. ЗМ17 (РСМ-45) [SS-N-17 mod 1,2. Snipe]
Д-19. Р-39. ЗМ65 (РСМ-52) [SS-N-20. Sturgeon]
Д-19У. Р-39У. ЗМ65У (РСМ-52) [SS-N-20. Sturgeon]
Д-19УГГХ. «Барк». Р-39УГГХ. ЗМ91
(РСМ-52В) [SS-NX-28]
Д-30. «Булава». Р-30. ЗМЗО (РСМ-56) [SS-N-30]
Индексация ракетных комплексов
и ракет на примере МБР <^01ЮЛЬ2
«Тополь» РТ-2ПМ. 15Ж58 (РС-12М) [SS-25. Sickle]
«Тополь» - название комплекса,
принятое в конструкторском бюро.
РТ-2ПМ - индекс комплекса, принятый в
постановлениях ЦК КПСС и Совета Министров СССР.
15Ж58 - индекс ракеты, принятый Заказчиком.
РС-12М - индекс комплекса, принятый
в международных договорах.
SS-25 - индекс Министерства обороны США.
Sickle - индекс НАТО.
В системе индексации первые
буквы индекса обозначали:
Р - ракета,
УР - универсальная ракета,
МР - межконтинентальная ракета,
ГР-глобальная ракета,
РТ - ракета твердотопливная.
Буквы, стоящие после порядкового номера,
указывали на модификацию и обозначали:
А, Б, К, М, Н - модифицированная ракета,
У - унифицированная ракета для
наземных и шахтных комплексов,
О - ракета оснащена орбитальной ГЧ,
П - ракета комбинированная, оснащенная РГЧ
или комплексом средств преодоления ПРО.
Аббревиатура УТТХ обозначала, что ракета имеет
улучшенные тактико-технические характеристики.
Приложение 3
ХРОНИКА ОСНОВНЫХ СОБЫТИЙ.
ПРЕДПРИЯТИЯ. ОРГАНИЗАЦИИ. УЧРЕЖДЕНИЯ
Военная орденов Ленина, Октябрьской Революции
и Суворова Академия Ракетных войск
стратегического назначения
имени Петра Великого
25 ноября 1820 г. в Санкт-Петербурге по инициа-
тиве генерал-фельдцейхмейстера Великого Князя Ми-
хаила Павловича при учебной артиллерийской бригаде
было официально открыто Артиллерийское училище, от
офицерского отделения которого взяла начало одна из
ведущих высших военных школ Отечества. За эти годы
она несколько раз меняла наименование: Михайлов-
ская Артиллерийская академия, Артиллерийская акаде-
мия РККА. Военно-техническая академия РККА имени
тов. Дзержинского, Артиллерийская академия РККА
имени тов. Дзержинского, Военная артиллерийская ин-
женерная академия имени Ф.Э.Дзержинского, Военная
инженерная академия имени Ф.Э.Дзержинского, Воен-
ная академия имени Ф.Э.Дзержинского, Военная акаде-
мия Ракетных войск стратегического назначения име-
ни Петра Великого. Во вновь образованном училище,
в офицерском отделении (с 1855 г. ставшем Артилле-
рийской академией), перечень учебных дисциплин и их
содержание соответствовали уровню научной подготов-
ки столичных университетов. Артиллерийское училище,
таким образом, наряду с Морским кадетским корпусом
и Медико-хирургической академией, Инженерным учи-
лищем явилось родоначальником военного академиче-
ского образования. Одновременно, вместе с другими
столичными вузами (Горным институтом, Институтом
инженеров транспорта и Инженерным училищем), оно
вошло в число первых отечественных высших техниче-
ских учебных заведений.
Историю академии можно условно разделить на
пять периодов:
1.1820-1855 гг. Деятельность в статусе офицер-
ских классов артиллерийского училища.
2.1855-1925 гг. Артиллерийская академия - выс-
шее двухуровневое однопрофильное военно-специ-
альное учебное заведение. Период делится на два
этапа:
- 1855-1922 гг.: деятельность в виде унитарного
учебного заведения, обучение в котором осуществля-
лось по одной специальности;
-1922-1925 гг.: зарождение дифференцированно-
го по специальностям артиллерийского образования;
3.	1925-1932 гг. Единая для Сухопутных войск
РККА военно-техническая академия.
4.	1932-1959 гг. Высшее артиллерийское одно-
уровневое многопрофильное военно-учебное заведе-
ние. Период делится на три этапа:
-	1932-1941 гг.: формирование дифференци-
рованного по профилям (командный и инженерный)
и по специальностям (механики, прибористы, боепри-
пасники) артиллерийского образования;
-	1941-1945 гг.: деятельность академии в годы Ве-
ликой Отечественной войны;
-	1945-1959 гг.: работа в условиях военно-техни-
ческой революции, происходящей под влиянием ре-
зультатов Второй мировой войны;
5. С1960 г. по н.в. Высшее ракетно-ядерное и ракет-
но-космическое двухуровневое многопрофильное ко-
мандное и политехническое военно-учебное заведение.
Первые сто лет своей деятельности академиче-
ские научно-педагогические школы фактически были
единственными отечественными центрами по разви-
тию теории оружия, выработке основ проектирования
и производства огнестрельных, ракетных, минных
устройств - средств поражения и уничтожения про-
тивника.
НИОКР, выполненные в 1918-1927 гг. в со-
ставе комиссии особых артиллерийских опытов
(КОСАРТОП) воспитанниками академии В.М. Трофи-
мовым, Н.Ф.Дроздовым, И.П.Граве, О.Г.Филипповым,
М.Е.Серебряковым, Б.Н. Окуневым, ДАВентцелем
и другими, стали научным фундаментом для перево-
оружения артиллерии перед Второй мировой войной.
В 1920-е гг. военно-техническое образование
в академии было дифференцировано. Были созданы
факультеты, постепенно складывалась кафедраль-
ная структура. В стенах академии зародился, получил
развитие ряд военно-технических направлений, впо-
следствии оформившихся в шесть самостоятельных
учебных заведений (Ленинградский Военно-механи-
ческий институт; военные академии: Моторизации и
механизации, Химической защиты, связи, Артиллерии,
ПВО сухопутных войск), три факультета и пять военных
кафедр в вузах страны.
В военной (1941-1945 гг.) летописи героических
свершений дзержинцев - имена 127 Героев Советско-
го Союза. Воспитаннику академии командиру первой
ракетной батареи («Катюш») капитану ИАФлерову
указом Президента РФ от 21 июня 1995 г. за мужество
и героизм, проявленные в борьбе с немецко-фашист-
скими захватчиками, посмертно присвоено звание Ге-
роя Российской Федерации.
858
Хроника основных событий
В обеспечении Победы в Великой Отечественной
войне, радикального послевоенного перевооруже-
ния Советской Армии выдающуюся роль сыграли
выпускники академии, среди которых действитель-
ные члены и члены-корреспонденты отечествен-
ных академий наук ААБлагонравов, Н.П.Бусленко,
М.Ф.Васильев, А.Ф.Горохов, И.П.Граве, Н.Ф.Дроздов,
В.Г.Дьяконов, Е.В.Золотов, НАИзгарышев, В.М.Летов,
М.М.Струсельба, ЯМ.Шапиро.
В 1950-е гг. академия возглавила новое военно-
техническое направление подготовки офицерских ка-
дров и научных исследований - ракетное. Заметную
роль при этом играли военно-технические, научно-
педагогические школы, которые возглавляли видные
ученые: Е.Б.Волков (ракетные двигатели), П.П.Ганичев
(ядерные боеприпасы), А.Ф.Головин (материалове-
дение), Л.И.Карпов (экономика и организация про-
изводства), М.И.Копытов (баллистические ракеты),
Н.Н.Миролюбов (электро-, радиотехника), Б.И.Назаров
(командные приборы, системы прицеливания и на-
вигации), А.Д.Погорелов (баллистика и теория полета
летательных аппаратов), А.П.Пятибратов (электрон-
но-вычислительная техника), М.Ф.Самусенко (тех-
нологическое оборудование и системы ракетных
комплексов), С.Д.Сильвестров (полигонные изме-
рения), А.В.Солодов (самонастраивающиеся и са-
мообучающиеся нелинейные многомерные систе-
мы), В.С.Сулаквелидзе (специальное вооружение),
И.В.Тишунин (пороха и ракетные топлива). А.С.Шаталов
(автоматическое управление ЛА), Б.И.Шехтер (физика
горения и взрыва).
Непосредственное участие в создании, испытаниях
и эксплуатации ракетно-ядерного оружия принима-
ли выпускники академии: М.И.Неделин (комплексы
Р-1, Р-2, Р-5, Р-7, Р-12, Р-16), ПАДегтярев (Р-5),
М.Г.Григорьев (Р-1, Р-2, Р-7, РС-9), А.И.Соколов (Р-2,
Р-16, РС-10), А.И.Семенов (Р-9, Р-12), Ф.П.Тонких (Р-
2, PC-9, РС-16), Е.Б.Волков (РС-18), Г.Н.Малиновский
(РС-10), РС-22), ЮАйшин (PC-20, СС-15), а также
Г.Е.Алпаидзе, Е.В.Бойчук, ААВасильев, Л.И.Вол-
ков, Л.С.Гарбуз, К.В.Герчик, Л.И.Долинов, А.С. Ка-
лашников, С.Б.Кормер, А.А.Курушин, А.С. Матре-
нин, А.И.Нестеренко, Г.Ф.Одинцов, А.Ф. Тверецкий,
Д.Х.Чаплыгин, Н.Д.Яковлев и др. В разработке кос-
мической техники активно участвовали А.Г.Карась,
ААМаксимов, В.Л.Иванов, ВАБоков, КАКеримов,
А.С.Кириллов, И.В.Мещеряков, В.В.Фаворский; во-
оружения для ПВО - М.И.Ненашев, Е.С. Юрасов;
авиационного вооружения - В.А.Чернорез; ракетно-
артиллерийского вооружения Сухопутных войск -
В.И. Королев.
Большой вклад ученые академии внесли в соз-
дание оперативного искусства и тактики ракетных
войск, организацию и обеспечение боевой под-
готовки войск. Фундаментальные работы, выпол-
ненные под руководством Г.Ф.Одинцова, Ф.П.Тон-
ких, С.А.Торкунова, А.Г.Абакумова, В.В.Бугылкина,
С.М.Бармаса, Н.М.Соломко, В.Г.Маликова, В.Ф.Шу-
лежко, М.И.Емелина, К.А.Федоренко, Л.И.Волкова,
Ю.В.Крючкова, А.А.Ларина, способствовали обо-
снованию закономерностей, принципов, характера и
содержания боевого применения ракетно-ядерного
вооружения, формированию учебных дисциплин ко-
мандного профиля. Оперативно-тактические школы
академии обеспечили подготовку большого отряда
видных военачальников, среди которых: Маршал
Российской Федерации И.Д.Сергеев, генералы ар-
мии Ю.А.Яшин и В.Н.Яковлев, генералы В.И. Болят-
ко, И.Н.Валынкин, В.Н.Верховцев, В.И.Герасимов,
В.И. Есин, В.Л.Иванов, С.В.Каракаев, С.Г.Кочемасов,
ВАПоповкин, Н.Е.Соловцов и др.
Среди выпускников академии, ее сотрудников -
41 Герой Труда, более 600 сотрудников академии
отмечены почетными званиями заслуженных деяте-
лей, почетных работников, лауреатов высших госу-
дарственных премий. Воспитанники академических
школ, ставшие основой офицерского корпуса страте-
гических ядерных сил Отечества, в последние десяти-
летия в решающей мере способствовали достижению
паритета по ракетно-ядерному оружию СССР и США,
всестороннему освоению космоса, развитию передо-
вых технологий, обеспечению ядерной безопасности,
предотвращению экологического кризиса, проведе-
нию конверсии.
Академия, имея в своем составе три факультета,
около 40 кафедр и научных подразделений со зна-
чительным научным потенциалом - более 107 докт.
и около 500 канд. наук - готовит офицерские кадры
командного и инженерного профилей в широком
спектре военно-технических направлений. С 2010 г.
возглавляет академию ее воспитанник, ветеран РВСН
генерал-лейтенант В.А. Федоров.
ФГУП «КБ «Арсенал»
ОАО «М3 «Арсенал»
1949-1952 гг. Начальником и главным конструк-
тором ЦКБ-7 назначен НЛАнтонов.
1952-1953 гг. Временно исполняющим обязанно-
сти начальника КБ назначен В.Ф.Лендер.
1953-1958 гг. Начальником и главным конструк-
тором ЦКБ-7 был ПАТюрин.
1958-1967 гг. Начальником ЦКБ-7 - дирек-
тором опытного завода № 7 им. М.В.Фрунзе был
В.Н.Семенов.
1958-1971 гг. Заместителем начальника - глав-
ным конструктором ЦКБ-7 назначен П.А.Тюрин.
1959 г. Впервые в стране по теме Д-6 раз-
работан эскизный проект твердотопливной БР,
859
Приложение
запускаемой из ПЛ. 15 апреля авторским свидетель-
ством закреплен приоритет изобретения разрезного
управляющего сопла, успешно использованного в
дальнейшем предприятиями отрасли при создании
двенадцати маршевых РДТТ шести различных БР.
1965 г. Совместно с Государственным инсти-
тутом прикладной химии впервые в стране от-
работана технология снаряжения РДТТ зарядом
смесевого твердого ракетного топлива методом
свободного литья непосредственно в корпус двига-
теля. А.М.Поляков удостоен Ленинской премии.
1966 г. Совместно с Алтайским НИИ химических
технологий впервые в стране отработана технология
снаряжения РДТТ зарядом смесевого ТРТ методом
литья под давлением непосредственно в корпус дви-
гателя. 26 февраля проведено первое летно-конструк-
торское испытание РДТТ (с зарядом ТРТ разработки
ГИПХ) в составе второй ступени БР РТ-2.4 ноября про-
ведено первое летно-конструкторское испытание РДП
(с зарядом ТРТ разработки АНИИХТ) в составе второй
ступени БР РТ-2.
1967-1976 гг. Начальником КБ и директором
машиностроительного завода «Арсенал» имени
М.В.Фрунзе избран Е.К.Иванов.
1968 г. 18 декабря сдан в штатную эксплуатацию
маршевый РДТТ 15Д24 второй ступени межконти-
нентальной БР РТ-2 (разработки ОКБ-1), принятой
на вооружение РВСН. Государственной премии удо-
стоены А.И.Арефьев, ПАТюрин, Е.И.Малишевский,
А.Л.Щупак, Б.Л.Капитанов.
1970 г. Изготовлены и проведены прочностные
испытания первого опытного образца КА УС-А (ЕР),
апестация технологии; получены разрешения на изго-
товление КА для ЛКИ. 31 марта сдан в опытную эксплу-
атацию РВСН первый в стране подвижный БРК 15П696
стратегического назначения с БР РТ-15 средней даль-
ности; для БР РТ-15 разработаны маршевые РДТТ
15Д27 (первой ступени) и 15Д92 (второй ступени).
1972 г. Проведены всесторонние наземные ис-
пытания и отработка конструкции опытных образцов
КА УС-А (ЕР) и УС-П (Е2); получен допуск на Государ-
ственные ЛКИ. 28 декабря сдана на вооружение РВСН
модернизированная межконтинентальная БР РТ-2П,
впервые в стране оснащенная средствами преодоления
противоракетной обороны; для БР РТ-2П разработан
маршевый РДТТ 15Д24П1 второй ступени.
1973 г. 27 декабря запущен и проведены ЛКИ пер-
вого опытного КА УС-А (ЕР).
1974 г. Начато серийное изготовление КА УС-А
(ЕР) на заводе «Арсенал» имени М.В.Фрунзе». 24 де-
кабря запущен и проведены ЛКИ первого опытного КА
УС-П (Е2) производства ПО «Арсенал».
1975 г. Начато серийное изготовление КА УС-П
(Е2) на заводе «Арсенал» имени М.В.Фрунзе». Сдан в
эксплуатацию КК системы МКРЦ с КА УС-А (ЕР).
1976 г 22 декабря впервые в стране проведен
успешный катапультирующий пуск твердотопливной БР
Р-31 из сухой шахты ПЛ (проекта 667АМ) из подводно-
го положения с глубины 50 м при скорости 5 узлов.
М.М.Тыртов удостоен Государственной премии.
197&-1980 гг. Заместитель директора ПО «Арсе-
нал» им. М.В.Фрунзе - начальник КБ «Арсенал» -
А.И.Арефьев.
1978 г. Сдан в эксплуатацию КК системы МКРЦ с
КА УС-П (Е2).
1979 г. Выпущены технический проект и конструк-
торская документация МСО и СО для оснащения МИК
ракеты-носителя «Энергия» и орбитального корабля
«Буран» (МСО и СО были изготовлены, смонтированы
в МИК и прошли аттестацию в 1983 г.). Государствен-
ной премии удостоены К.А.Саравайский и А.Д.Циопа.
1980 г. 28 августа в составе ПЛ (проекта 667АМ)
сдан в опытную эксплуатацию ВМФ первый в стра-
не БРК Д-11 стратегического назначения с твер-
дотопливной БР Р-31 средней дальности; для БР
Р-31 разработаны маршевый РДТТ ЗД17А (первой
ступени) и двигательная установка боевой ступени,
состоящая из четырех РДТТ ЗД16.
1980-1983 гг. Начальником КБ «Арсенал» назна-
чен И.Н.Борошнев.
1981 г. Завершена отработка уникальных высоко-
точных рулевых приводов (РПА и РПЦ) большой мощ-
ности, с цифровым управлением, для отклонения по-
воротных камер ЖРД ракеты-носителя (PH) «Энергия».
1983 г. 12 марта впервые в стране проведено
успешное огневое стендовое испытание эксперимен-
тального (тягой 250 т) ПУС с эластичным опорным
шарниром; цикл из 8 ОСИ, проведенных совместно с
КБ «Южное» в 1983-1984 гг., позволил успешно раз-
работать и испытать ЭОШ для ПУС РДП первой сту-
пени новой БР РТ-23 УПХ (разработки КБ «Южное»).
1983-1995 гг. Начальник - главный конструктор
КБ «Арсенал» - Ю.Ф.Валов.
1985 г. 23 января произведен успешный запуск
первого модернизированного КА УС-ПМ (Е2М),
изготовленного по документации, разработанной
КБ «Арсенал». Л.С.Фаломеев удостоен Государ-
ственной премии.
1987 г. 2 февраля и 10 июля произведены успеш-
ные запуски экспериментальных КА «Плазма-А» с
ядерной термоэмиссионной ЭУ и электрореактивной
ДУ. 12 декабря произведен успешный запуск первого
модернизированного КА УС-AM (ЕРМ).
1988 г. Изготовление, отработан и 25 мая произве-
ден успешный запуск первого модернизированного КА
УС-ПУ (Е2У). Е.И.Малишевский удостоен Ленинской
премии.
1989 г. «Арсенал» прекратил проектные рабо-
ты по твердотопливным БР и в соответствии с дого-
вором ОСВ-1 ликвидировал все оставшиеся БР Р-31
860
Хроника основных событий
и РТ-2П в период до 1995 г. В составе КА 17Ф12 («Ор-
лец») 26 июля проведено успешное испытание перво-
го серийного твердотопливного двигателя 17Д712 для
торможения спускаемых космических капсул; дан-
ный двигатель используется до настоящего времени.
Ю.Ф.Валов удостоен Государственной премии.
1992 г. 22 декабря проведено успешное ОСИ РДТТ
15Д24П1 после 18 лет штатной эксплуатации в составе
БР РТ-2П (для того времени - самый длительный в
стране срок хранения крупногабаритного РДТТ; это по-
зволило обосновать в дальнейшем возможность прод-
ления срока эксплуатации РДТТ в составе БР до 20 лет).
1995 г. 20 декабря произведен успешный запуск
КА УС-ПУ (Е2У) с дополнительно установленной науч-
ной аппаратурой «Конус-А», разработанной ФТИ им.
А.Ф.Иоффе для проведения исследований всплесков
космического гамма-излучения. (Научная аппаратура
«Конус-А» была установлена еще на двух КА УС-ПУ (Е2У),
запущенных соответственно 25 декабря 1999 г. и 25 июня
2006 г., что обеспечило продолжение космического экс-
перимента и получение новых научных данных.)
1995-1997 гг. Начальник - главный конструктор
КБ «Арсенал» - Б.И.Полетаев.
1997-2009 гг. Генеральный директор - генераль-
ный конструктор ФГУП «КБ «Арсенал» - Б.И.Полетаев.
2009 г. Директором - генеральным конструктором
ФГУП «КБ «Арсенал» избран М.К.Сапего.
2012 г. Генеральным директором ФГУП «КБ «Ар-
сенал» избран М.К.Сапего.
БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф.Устинова
Балтийский государственный технический уни-
верситет «ВОЕНМЕХ» имени Д.Ф.Устинова (БГТУ
«ВОЕНМЕХ»), знаменитый питерский вуз - «постав-
щик» высококвалифицированных кадров для обо-
ронной промышленности Советского Союза - был
организован приказом № 100 от 26 февраля 1932 г.
по Народному комиссариату тяжелой промышленно-
сти СССР как Военно-механический институт в составе
двух факультетов - артиллерийского и боеприпасов.
С 1960 по 1992 г. вуз носил название Ленинградский
механический институт (ЛМИ), затем - Балтийский го-
сударственный технический университет, а 11 сентября
1997 г. получил свое современное название.
Вообще вся история университета берет свое на-
чало с деятельности Ремесленного училища Цесаре-
вича Николая: еще в 1871 г. на базе Дома призрения
бедных детей было организовано специализированное
отделение мальчиков, которые получали как начальное
образование, так и специальные знания по черчению,
столярному и резному ремеслу. В сентябре 1917 г. по
постановлению Временного правительства училище
было преобразовано в Петроградское техническое
училище по механической специальности, ставшее за-
тем Петроградским механическим техникумом.
13 июня 1930 г. постановлением Президиума
ВСНХ был создан Ленинградский механический учеб-
ный комбинат, в состав которого входил техникум, а
также механический институт (дневной и вечерний) с
трехгодичным сроком обучения на базе десятилетки
и рабфака (в составе комбината продолжил свою де-
ятельность техникум). БГТУ «ВОЕНМЕХ», как высшее
учебное заведение, является прямым наследником
этого института.
Отметим, что уже в декабре 1934 г, спустя неполных
три года после создания вуза, проверка Государствен-
ной инспекции Комитета по высшему техническому
образованию при ЦИК СССР подтвердила, что Военно-
механический институт является единственным в стра-
не высшим техническим учебным заведением, которое
готовит инженеров для предприятий, обеспечивающих
потребность Вооруженных Сил страны в вооружении.
Именно в 1934 г, в одном из первых выпусков студен-
тов институт окончил Д.Ф.Устинов, ставший позднее
народным комиссаром вооружений, самым молодым
наркомом Советского Союза, а затем - министром
обороны нашей страны, политический и военный дея-
тель, имя которого институт носит с 1985 г.
Стоит подчеркнуть, что и в тяжелых условиях бло-
кады, в годы Великой Отечественной войны, холодной
зимой 1941-1942 гг. вуз продолжал готовить инжене-
ров для оборонных предприятий. В ноябре 1942 г. ор-
ганизована эвакуация, ленинградский вуз продолжил
в Перми полноценную учебную работу. В июле 1943 г.
был осуществлен первый выпуск инженеров в усло-
виях войны и эвакуации. Хорошо подготовленные ин-
женеры приходили на оборонные предприятия, удов-
летворяя потребность производства в новых кадрах,
поэтому уже в 1944 г.«.. .за особые заслуги в области
подготовки специалистов для военной промышленно-
сти» на знамени института появился Орден Красного
Знамени. Такая - именно боевая - награда была толь-
ко у двух гражданских учебных заведений Советского
Союза: «Военмеха» и Академии имени П.Ф.Лесгафта.
Уже в марте 1945 г. «Военмех» возобновил учебную
работу по своему обычному ленинградскому адресу
на 1-й Красноармейской улице.
За подготовку кадров для ракетно-космической
промышленности в 1961 г. университет был награж-
ден медалью АН СССР в честь запуска первого ис-
кусственного спутника Земли с формулировкой:
«...в связи с большим вкладом института в разви-
тие ракетно-космической техники, освоение космоса
и подготовку кадров для соответствующих отраслей
промышленности». В1980 г. вуз награжден орденом
Ленина «...за большие заслуги в подготовке высоко-
профессиональных специалистов для народного хо-
зяйства и развитие науки».
861
Приложение
За годы своего существования БГТУ «ВОЕНМЕХ»
подготовил более 60000 высококвалифицирован-
ных специалистов. Среди них - выдающиеся создате-
ли артиллерийской и ракетной техники Ф.Ф. Петров,
ЕГ.Рудяк, В.Л.Клейман, Е.И.Малишевский. Институт
окончили министры СССР Д.Ф. Устинов, Ю.Д. Мас-
люков, В.М.Величко, П.В.Финогенов, С.П. Чернов,
А.П.Думачев, государственные и политические деятели
современной России С.Е.Нарышкин и В.И. Якунин. Все-
го «Военмех» подготовил более 30 Героев Советского
Союза и Героев Социалистического Труда, первого Ге-
роя России (С.К.Крикалев), более 30 лауреатов Ленин-
ской премии и более 200 лауреатов Государственных
премий, премий Правительства и Президента РФ.
Воткинский завод
Воткинский завод - одно из старейших предприя-
тий России. Основанный графом Шуваловым в 1759 г.
по Указу императрицы Елизаветы Петровны, он внес
много ярких страниц в развитие отечественной метал-
лургии и машиностроения. В XVIII в. на заводе про-
изводилось железо разных сортов. С 1781 г. по Ука-
зу Екатерины II в Воткинске начали ковать якоря для
российского торгового и военно-морского флота, и
выпускали их более 100 лет. Самые большие якоря ве-
сом до 5,5 тонн производились только на Воткинском
заводе. Здесь в 1812 г. мастер-самоучка Семен Бада-
ев получил первую в России инструментальную сталь.
Также на Воткинском заводе впервые в России освое-
ны процессы пудлингования и газопудлингования же-
леза и бессемерования стали, начаты работы в обла-
сти электрической сварки, построен первый на Урале
мартен. В 1848 г. в Воткинске спущен на воду первый
в России железный пароход. Судостроение на заводе
продолжалось более 70 лет. Завод одним из первых
на Урале освоил бронепрокатное производство. В
1868 г. Воткинский завод одним из первых в России
начал производить паровозы широкой колеи и выпу-
скал их почти 55 лет. В начале XX в. завод стал самым
крупным производителем железнодорожных мостов в
России. В 1930-е гг. в Воткинске было организовано
производство первых мощных советских экскаваторов,
драг для добычи золота, 45-тонных железнодорож-
ных кранов, землечерпалок для строительства канала
Москва-Волга. В 1941-1945 гг. Воткинский завод по-
ставил фронту более 52 тыс. орудий полевой артилле-
рии. За самоотверженную работу в годы войны завод
был награжден орденом Ленина. С переходом страны
на мирные рельсы в кратчайшие сроки было освоено
производство узкоколейных паровозов, локомобилей,
ленточных транспортеров, машин для добычи торфа.
1958 г. Завод был переориентирован на ракет-
ную технику. За 52 года российской армии поставле-
но 14 видов непревзойденных по ТТХ, качеству и на-
дежности ракет в количестве более 7000 штук, в т.ч.
жидкостные оперативно-тактические (8А61, 8К14),
твердотопливные оперативно-тактические («Темп-С»,
«Ока», «Точка-У»), твердотопливные стратегические
средней дальности («Пионер», «Пионер-УПХ»), твер-
дотопливные стратегические межконтинентальные
(«Темп-2С», «Тополь»), космические ракеты-носите-
ли («Старт-1»),
1966 г. Предприятие награждено орденом Трудо-
вого Красного Знамени.
1976 г. Завод награжден вторым орденом Ленина.
1981 г. Завод награжден орденом Трудового Крас-
ного Знамени.
1999 г. За большой вклад в создание ракетно-кос-
мических комплексов коллективу предприятия была
объявлена Благодарность Президента России.
Основной задачей Воткинского завода является про-
изводство межконтинентальных стратегических и опера-
тивно-тактических твердотопливных ракет в рамках госо-
боронзаказа. Предприятие выпускает ракеты разработки
Московского института теплотехники: «Тополь-М» шахт-
ного и мобильного базирования для РВСН, «Булава»
для ВМФ. Выпускает «Искандер-М» - ракету разработки
Конструкторского бюро машиностроения (г. Коломна).
Участвует в реализации научных проектов.
Наряду с ракетами на предприятии производилась
высокотехнологичная продукция гражданского на-
значения: в 1959 г. Воткинский завод изготовил узлы
реактора для первого в мире атомохода «Ленин», кор-
пус реактора для Петербургского института ядерной
физики (ПИЯФ) имени Б.П.Константинова и т.п. Пред-
приятие изготовило сложнейшие узлы и сборки для
Большого адронного коллайдера, участвует в создании
Всемирной внеатмосферной космической обсервато-
рии. Завод выпускает оборудование для атомной энер-
гетики, оборудование для уничтожения химического
оружия, а также узлы и сборки для авиационной про-
мышленности.
2009 г. В связи с 250-летием предприятия за боль-
шой вклад в создание ракетно-космических комплек-
сов коллективу объявлена Благодарность Президента
России. Генеральный директор В.Г.Толмачев был от-
мечен Почетной грамотой Правительства РФ. 11 мая
подписан Указ Президента РФ «Об открытом акцио-
нерном обществе «Корпорация «Московский институт
теплотехники».
2010 г. 1 октября ФГУП «Воткинский завод» пре-
образовано в ОАО «Воткинский завод».
ОАО «ВПК «НПО машиностроения
1944 г. В.Н.Челомей назначен директором и глав-
ным конструктором завода № 51.
862
Хроника основных событий
1944-1953 гг. Под руководством В.Н.Челомея
созданы четыре типа самолетов-снарядов с ПуВРД
(10Х, 16Х, 10ХН, 14Х).
1948 г. На основании постановления СМ СССР от
14 апреля по заказу ВВС СА начата разработка само-
лета-снаряда 16Х.
1950 г. Вышло постановление СМ СССР от 4 де-
кабря о разработке самолета-снаряда 10ХН по зака-
зу Главного Артиллерийского Управления Советской
Армии.
1953 г. Работы закрыты, завод № 51 передан в
ОКБ-155.
1954 г. Под руководством В.Н.Челомея создана
Специальная конструкторская группа (СКГ), разме-
щенная в корпусах завода № 500 (г. Москва, район
Тушино).
1955 г. Проведена реорганизация СКГ в Опытно-
конструкторское бюро № 52 (ОКБ-52). Коллективу
ОКБ-52 поручена разработка сверхзвуковой крылатой
ракеты П-5 для вооружения подводных лодок ВМФ.
1956 г. Коллектив ОКБ-52 перебазирован на тер-
риторию Реутовского механического завода.
1958 г. В состав ОКБ-52 в качестве филиала вклю-
чен НИИ-642.
1959 г. Комплекс с крылатой ракетой П-5 принят
на вооружение. ОКБ-52 награждено орденом Ленина
за успешное выполнение задания Правительства по
созданию специальной техники (за разработку и созда-
ние комплекса с крылатой ракетой П-5). В.Н.Челомей
назначен Генеральным конструктором авиационной
техники.
1960 г. ОКБ-52 постановлением ЦК КПСС и Сове-
та Министров СССР поручены работы по двум новым
тематическим направлениям - создание космических
систем и универсальных ракет-носителей. В качестве
филиала № 1 состав ОКБ-52 включено ОКБ-23.
1961 г. Задана разработка универсальной ракеты
УР-200. Работы прекращены постановлением от 7 июля
1965 г.
1962 г. В качестве филиала № 3 для участия в ра-
ботах по космической и крылатой тематике в состав
ОКБ-52 включено ОКБ завода № 301. Задана разра-
ботка тяжелых универсальных ракет УР-500 и УР-500К
1963 г. За большие заслуги в деле создания и
производства новых типов ракетного вооружения
(за создание ракетных комплексов с крылатыми
ракетами П-6 и П-35) ОКБ-52 награждено орденом
Трудового Красного Знамени.
1963-1964 гг. На полигоне Тюратам проведены
летные испытания ракеты УР-200. Всего произведено
9 пусков ракеты.
1965 г. ОКБ-52 переведено из Минавиапрома СССР
в Минобщемаш СССР. Созданной ОКБ-52 двухступенча-
той ракетой-носителем УР-500 запущена в космос са-
мая тяжелая в мире научная станция «Протон».
1966 г. ОКБ-52 переименовано в Центральное кон-
структорское бюро машиностроения (ЦКБМ).
1967 г. Принят на вооружение боевой ракетный
комплекс с межконтинентальной баллистической раке-
той УР-100.
1968 г. Ракетой-носителем УР-500К запущена
станция «Протон-4».
1972 г. Приняты на вооружение боевой ракетный
комплекс 15П120 с МБР УР-100К (с отделяющейся ГЧ
с тремя ББ) и боевой ракетный комплекс с МБР УР-
100М.
1974 г. 25 июня трехступенчатой ракетой-носи-
телем УР-500К запущена орбитальная пилотируемая
станция «Салют-3» комплекса «Алмаз». Принят на
вооружение боевой ракетный комплекс 15П120У с
МБР УР-100У.
1975 г. Приняты на вооружение боевые ракетные
комплексы 15П130 и 15П130П с МБР УР-100Н.
1976 г. За заслуги в создании и производстве
новой техники ЦКБМ награждено орденом Октябрь-
ской Революции.
1978 г. Принята в эксплуатацию трехступенчатая
ракета-носитель УР-500К («Протон»),
1980 г. Принят на вооружение боевой ракетный
комплекс 15П135 с МБР УР-1 ООН УТТХ. Проведен
первый пуск стратегической сверхзвуковой крылатой
ракеты «Метеорит» с наземного стенда.
1983 г. ЦКБМ преобразовано в НПО машиностро-
ения.
1984 г. Умер Генеральный конструктор В.Н. Чело-
мей. Генеральным конструктором НПО машинострое-
ния назначен ГА.Ефремов.
1987 г. На территории НПО машиностроения от-
крыто дневное отделение аэрокосмического факульте-
та МГТУ им. Н.Э.Баумана.
1990 г. В связи с упразднением Министерства
общего машиностроения СССР НПО машиностроения
переведено в Министерство промышленности РСФСР.
1992 г. Из Министерства промышленности РСФСР
НПО машиностроения переведено в Российское кос-
мическое агентство.
1996 г. НПО машиностроения присвоен статус
Федерального научно-производственного центра
(ФНПЦ).
1998 г. С участием НПО машиностроения создана
совместная индийско-российская организация «Бра-
Мос».
1999 г. Вышло постановление Правительства РФ
о создании космического ракетного комплекса «Стре-
ла».
2000 г. На территории предприятия открыт мону-
мент с ракетой П-35.
2002 г. За разработку специальных систем ком-
плекса «Метеорит» коллективу авторов присуждена
премия Правительства РФ за 2001 г.
863
Приложение
2003 г. Завершена разработка и проведен пер-
вый пуск с космодрома Байконур ракеты-носителя
«Стрела».
2004 г. Президентом РФ подписан указа об об-
разовании Военно-промышленной корпорации «НПО
машиностроения» в составе 8 предприятий во главе с
НПО машиностроения.
2007 г. ФГУП «НПО машиностроения» в результа-
те акционирования преобразовано в ОАО «ВПК «НПО
машиностроения». Генеральным директором, генераль-
ным конструктором ОАО «ВПК «НПО машинострое-
ния» назначен АГЛеонов.
2009 г. Завершено формирование Военно-про-
мышленной корпорации «НПО машиностроения» в со-
ставе: ОАО «ВПК «НПО машиностроения» - головная
компания, ОАО «ПО «Стрела», ОАО «НПО электромеха-
ники», ОАО «ПЗ «Машиностроитель», ОАО «Авангард»,
0А0«УНИИКМ».
2011 г. Проведен пуск межконтинентальной бал-
листической ракетой УР-100Н УТТХ. В результате пуска
продлен срок эксплуатации до 33 лет.
2013 г. Проведен пуск PH «Стрела» с космодро-
ма Байконур. На расчетную орбиту выведен первый
летный МКА дистанционного зондирования Земли
«Кондор-Э». Подтвержден срок эксплуатации МБР
УР-100Н УПХ в 33 года 5 месяцев.
ФГУП «Государственный космический научно-про-
изводственный центр имени М.В.Хруничева»
1916 г. Подписан договор между правлением
акционерного общества Русско-Балтийского вагон-
ного завода и товариществом «Железобетон» о на-
чале строительства Второго автомобильного завода
«Руссо-Балт».
1917 г. Завод получил название Второй автомо-
бильный завод «Руссо-Балт».
1921 г. Завод переименован в 1-й бронетанко-
вый завод.
1923-1927 гг. Завод находился в концессии фир-
мы «Юнкере» (Германия).
1927 г. Завод переименован в Государственный
авиационный завод № 7, позже - в завод № 22; за-
вод № 22 имени 10-летия Октября.
1941 г. Создан завод № 23.
1951 г. Создано ОКБ-23.
1961 г. Предприятие получило название Завод
имени М.В.Хруничева.
1964 г. Завод стал филиалом № 1 Центрального
конструкторского бюро машиностроения.
1991 г. Филиал № 1 ЦКБМ преобразован в КБ
«Салют».
1993 г. Подписано распоряжение Президента
РФ об образовании на базе машиностроительно-
го завода им. М.В.Хруничева и КБ «Салют» ГКНПЦ
им. М.В.Хруничева, в структуру которого вошли Ракет-
но-космический завод и КБ «Салют».
1994 г. В составе предприятия созданы подраз-
деления: завод по эксплуатации ракетно-космической
техники, завод медицинской техники и товаров народ-
ного потребления.
1996 г. В составе предприятия создано подразде-
ление «Хруничев Телеком».
1997 г. В составе предприятия создан Научно-ис-
следовательский институт космических систем.
1999 г. В состав предприятия в качестве филиала
входит Конструкторское бюро «Арматура» (г. Ковров).
2007 г. В соответствии с Указом Президента РФ
в состав ГКНПЦ в качестве филиалов вошли Про-
изводственное объединение «Полет» (г. Омск),
Воронежский механический завод, Конструктор-
ское бюро химического машиностроения (г. Ков-
ров), Московское предприятие по комплектованию
оборудования.
2008 г. ГКНПЦ стал владельцем контрольного па-
кета акций предприятия «Протон-ПМ» (г. Пермь).
2009 г. ГКНПЦ стал владельцем контрольного па-
кета акций предприятия «КБХА» (г. Воронеж).
2011 г. В соответствии с указом Президента РФ
в состав ГКНПЦ в качестве филиала вошел Усть-
Катавский вагоностроительный завод.
Государственный научно-производственный
ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс»
В ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» создано 9 моди-
фикаций PH среднего класса «Восток», «Молния»,
«Союз». Первая и вторая ступени PH, которая вынес-
ла 12 апреля 1961 г. на орбиту первый пилотируемый
корабль «Восток» с космонавтом Юрием Гагариным,
были сделаны в г. Куйбышеве на заводе № 1. В этом
же году завод был переименован в завод «Прогресс».
Созданные на базе легендарной ракеты Р-7 совре-
менные PH «Союз» до настоящего времени остаются
самым надежным и экономичным средством достав-
ки в космос пилотируемых и грузовых космических
кораблей и большинства отечественных космических
аппаратов в рамках ФКП РФ. Предприятием разра-
ботано 28 типов КА в интересах национальной без-
опасности и для решения научных и социально-эко-
номических задач. На февраль 2013 г. осуществлено
1800 пусков PH, изготовленных в Центре. На рабочие
орбиты выведено более 980 аппаратов собственной
разработки.
1894 г. Немецкий предприниматель Юлий Меллер
основал в Москве мастерскую по сборке и ремонту
велосипедов, преобразованную впоследствии в вело-
сипедную фабрику «Дуке». В последующие годы пред-
864
Хроника основных событий
приятие выпускает мотоциклы, аэросани, аэропланы,
автомобили, дирижабли.
1910 г. На заводе был изготовлен первый россий-
ский военный дирижабль «Кречет».
1913 г. Завод переходит на производство самоле-
тов. Всего до 1940 г. заводом освоено производство
23 типов самолетов.
1919 г. Завод «Дуке» переименован в Государ-
ственный авиационный завод № 1.
1941 г. Государственный завод № 1 им. Сталина
эвакуирован в г. Куйбышев и с 28 октября возобно-
вил свою деятельность под руководством директора
А.Т.Третьякова и главного инженера В.Я.Литвинова.
1958 г. 2 января по инициативе генерально-
го конструктора С.П.Королева и директора завода
В.Я.Литвинова правительством принято постановле-
ние об организации серийного выпуска МБР. Первая
из них 17 февраля 1959 г. успешно стартовала с кос-
модрома Байконур.
1959 г. 23 июля С.П.Королевым в структуре ОКБ-1
создается отдел № 25 для конструкторского сопрово-
ждения производства ракет Р-7.
1960 г. Отдел № 25 преобразуется в филиал № 3
ОКБ-1. Начальником и главным конструктором фили-
ала назначается Д.И.Козлов.
1964 г. Филиал № 3 ОКБ-1 становится головным
отечественным конструкторским бюро по созданию
PH среднего класса и КА дистанционного зондирова-
ния Земли.
1974 г. Филиал № 3 ОКБ-1 получил статус са-
мостоятельного предприятия - Центрального спе-
циализированного конструкторского бюро (ЦСКБ).
Руководителем ЦСКБ являлся Д.И.Козлов (с 1996
по 2003 г. - генеральный директор - генеральный
конструктор ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс», с 2003 по
2009 г. - почетный генеральный конструктор).
1990-е гг. Начата глубокая модернизация PH
«Союз», результатом стало появление двух новых мо-
дификаций «Союз-2-1а» и «Союз-2-16» с повышен-
ными энергетическими характеристиками и цифровой
системой управления.
2003 г. Предприятие возглавил д.т.н., профессор
А.Н.Кирилин.
2005 г. Подписан контракт между Федеральным
космическим агентством и французским предприятием
Arianespas по проекту «Союз» в Гвианском космическом
центре». В данном проекте ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
принадлежит ключевая роль, т.к. он является ответствен-
ным за PH, стартовый комплекс, а также осуществляет
общее техническое руководство российскими промыш-
ленными предприятиями, участвующими в миссии запу-
ска. Для эксплуатации в Гвианском космическом центре
специально разработана модификация новой ракеты-но-
сителя «Союз-2» - PH «Союз-СТ». Первый запуск с кос-
модрома во Французской Гвиане осуществлен в 2011 г.
ОАО «ГРЦ Макеева»
1947 г. Приказом министра вооружения СССР
Д.Ф.Устинова от 16 декабря 1947 г. директору заво-
да № 66 Н.П.Полетаеву предписывалось организовать
Специальное конструкторское бюро по ракетам даль-
него действия.
1948 г. Совет Министров распоряжением от 2 ав-
густа 1948 г. разрешил Министерству вооружения
организовать при заводе № 66 на площадях бывшего
завода № 385 Специальное конструкторское бюро и
присвоил ему номер 385. Первое подразделение СКБ-
385 - цех № 3 - был создан в ноябре 1947 г. по опере-
жающему оперативному поручению министерства.
В январе 1948 г. создано специальное производ-
ство, в структуру которого вошел цех № 3. В феврале в
НИИ-88 командированы для обучения 45 человек (уче-
ба завершена в ноябре). С1949 г. на завод и в СКБ-385
стали направлять молодых специалистов.
1949 г. В октябре Постановление Правительства
«О создании на востоке СССР дублеров НИИ, КБ и
опытных заводов по реактивному вооружению» пун-
ктом 2 обязало Министерство вооружения формиро-
вать строительство СКБ-385 и опытного производства
при нем. В декабре приказом министра вооружения
СКБ-385 выделено из состава завода № 66 в самосто-
ятельную структуру, в которой числилось 125 инженер-
но-технических работников.
1950 г. В марте министр вооружения поручил
СКБ-385 изготовление ракет Р-1 по серийной доку-
ментации ОКБ-1 С.П.Королева. Практическое начало
«ракетным» работам СКБ-385 было положено сбор-
кой макета ракеты Р-1 с использованием трофейных
комплектующих деталей и технологического оборудо-
вания.
1951 г. В октябре по распоряжению министра
вооружения эти работы были прекращены. Техноло-
гическое оборудование демонтировано и вместе с
заделом агрегатов и полуфабрикатами отправлено на
завод № 586 в Днепропетровск. Готовые ракеты были
переданы в НИИ-88.
1952 г. Начальником СКБ-385 назначен Е.М.Ушаков.
1953 г. В феврале принято постановление пра-
вительства о серийном производстве оперативно-
тактической ракеты Р-11. К работам подключалось
СКБ-385. Разработанная в ОКБ-1 С.П.Королева ракета
Р-11 - первая баллистическая ракета на высококипя-
щих, стабильных компонентах топлива с двигательной
установкой вытеснительной подачи топлива жидкост-
ным аккумулятором давления (ОКБ-2, главный кон-
структор - А.М.Исаев). Ведущий конструктор ракеты
в ОКБ-1 - В.П.Макеев.
1954 г. В январе принято Постановление правитель-
ства «О проведении работ по исследованию возможности
старта баллистических ракет с подводных лодок, а также
865
Приложение
по созданию первых подводных лодок, вооруженных
баллистическими ракетами в морском исполнении».
Главный конструктор подводной лодки - Н.Н.Исанин,
главный конструктор ракеты - С.П.Королев. Индекс ра-
кеты - Р-11ФМ, разработка на базе ракет Р-11, Р-11М;
ведущий конструктор в ОКБ-1 - И.В.Попков.
В мае на базе опытного производства СКБ-385 ор-
ганизован опытный завод № 385 Миноборонпрома (в
составе СКБ); утверждена новая структура исследова-
тельских и конструкторских подразделений СКБ-385:
сектор перспективного проектирования, 15 основных
отделов и 6 лабораторий в их составе. В1954-1955 гг.
в СКБ-385 переводились специалисты из НИИ-88.
1955 г. В апреле главным конструктором СКБ-385
и завода № 385 назначен В.П.Макеев; одновремен-
но он назначен заместителем главного конструктора
С.П.Королева по ракете Р-11. Принято постановление
Правительства о сооружении в Северном районе Ми-
асса ракетного завода № 139; директор - Е.А.Гульянц,
бывший директор Воткинского машзавода. В июне
ракета Р-11 принята на вооружение, а опытный за-
вод № 385 определен головным по производству ракет
Р-11. В августе СКБ-385 поручено завершить работы
по ракете Р-11ФМ, начатые ОКБ-1 НИИ-88, и поста-
вить на серийное производство эту ракету.
1956 г. В августе постановлением правительства
задана разработка комплекса Д-2 с ракетой Р-13; глав-
ный конструктор - В.П.Макеев.
1957 г. В декабре начальником СКБ-385 назначен
Е.АГульянц.
1958 г. В марте строящийся завод № 139 объединен
с СКБ-385. В апреле постановлением правительства за-
дана разработка оперативно-тактической ракеты Р-17;
главный конструктор - В.П.Макеев. В августе завод № 66
включен в состав СКБ-385.
1959 г. В феврале ракета Р-11ФМ (главный кон-
структор - С.П.Королев) принята на вооружение. За
первую морскую ракету и первые ракетные подво-
дные лодки их создателям присуждена Ленинская
премия. Опытный завод № 385 и завод № 66 объ-
единены (в составе СКБ). В мае постановлением пра-
вительства разработка комплекса Д-4 с ракетой Р-21
поручена СКБ-385. В июле изготовление ракет Р-17
для испытаний и их серийное производство пере-
даны Воткинскому заводу № 235. Осенью на пром-
площадке завода № 139 в Миассе были приняты в
эксплуатацию первые объекты - инженерный корпус,
5 жилых домов в Машгородке и 2 отсека заводского
корпуса. Началось перебазирование основных про-
ектных и конструкторских подразделений, а также
экспериментального производства в Северный район
Миасса. С этого времени историю объединенного за-
вода и конструкторского бюро можно представлять
раздельной, хотя формально до 1989 г. они были
объединены в единое предприятие, размещались
в разных городах, на разных континентах, но в од-
ной Челябинской области: СКБ-385 (1960-1966 гг.),
КБмашиностроения (1966-1993 гг.) Государствен-
ный ракетный центр имени академика В.П.Макеева
(с 1993 г.). В структуру СКБ-385 и предприятия вхо-
дили две самостоятельные (финансово независимые)
части: 1) Златоустовский машиностроительный за-
вод, во главе с директором, являвшимся первым за-
местителем генерального конструктора и начальника
предприятия по производству; 2) Конструкторское
бюро, возглавляемое генеральным конструктором и
начальником предприятия.
1960 г. В октябре ракета Р-13 принята на вооруже-
ние. За разработку присуждена Ленинская премия. По-
сле переезда в Миасс к 1961 г. в конструкторском бюро
были сформированы пять тематических направлений
(отделений): проектное, конструкторское, технологиче-
ское, систем управления и телеизмерений, испытаний
и наземного оборудования. Серийным производством,
авторским надзором и эксплуатацией в это время зани-
мались подразделения, работавшие в Златоусте. Там же
находился конструкторский отдел по двигателям.
1961 г. СКБ-385 награждено орденом Трудово-
го Красного Знамени. В апреле по постановлению
Правительства СКБ-385 начата разработка ракеты
на твердом топливе РТ-15М (одновременно с ра-
ботами по ракетам РТ-2, РТ-15, РТ-20П, проводив-
шимися другими предприятиями). Разработка при-
остановлена (1963 г.) и затем прекращена.
1961-1984 гг. За разработку морских ракет и ра-
кетных комплексов семи работникам СКБ-385 (КБ ма-
шиностроения) В.П.Макееву (дважды), В.Х.Догужиеву,
В.Е.Каргину, В.Л.Клейману, П.С.Колесникову,
В.Н.Коновалову, М.М. Кузнецову, Г.С.Перегудову при-
своено звание Героя Социалистического Труда с вру-
чением ордена Ленина.
1962 г. В марте оперативно-тактическая ракета
Р-17 принята на вооружение. В апреле постановлени-
ем правительства задана разработка стратегической
ракеты Р-27 и противокорабельной ракеты Р-27К в со-
ставе комплекса Д-5.
1963 г. В феврале главный конструктор В.П.Макеев
назначен начальником СКБ-385. В мае ракета Р-21
принята на вооружение. За разработку присуждена Ле-
нинская премия.
1963-1977 г. Начальник и главный конструктор -
В.П.Макеев.
1964 г. В сентябре постановлением правитель-
ства задана разработка межконтинентальной мор-
ской ракеты Р-29. В декабре Красноярский маши-
ностроительный завод определен изготовителем
ракеты Р-29.
1965 г. В марте образовано Министерство общего
машиностроения СССР; СКБ-385 подчинено Первому
главному управлению.
866
Хроника основных событий
1966 г. СКБ-385 присвоено наименование Кон-
структорское бюро машиностроения (1966); заводу №
385 - Златоустовский машиностроительный завод (с
сохранением в структурной схеме управления КБ ма-
шиностроения).
1968 г. В марте ракета Р-27 принята на вооруже-
ние. За разработку присуждена Государственная пре-
мия СССР.
1971 г. В июне постановлением правительства за-
дана разработка ракеты Р-27У, оснащаемой новой мо-
ноблочной и разделяющейся (кассетного типа) трех-
блочной головной частью.
1973 г. В феврале принято постановление прави-
тельства о создании первой морской ракеты с разде-
ляющейся головной частью Р-29Р. В сентябре принято
постановление правительства о создании твердото-
пливной ракеты Р-39 в составе морской стратегиче-
ской системы «Тайфун».
1974 г. В январе ракета Р-27У принята на воору-
жение. В марте первая в мире межконтинентальная
морская ракета Р-29 поставлена на вооружение. За
разработку присуждена Ленинская и две Государствен-
ные премии.
1975 г. В августе постановлением правитель-
ства определено создание ракеты Р-29РЛ; заданное
вторым постановлением в июне 1976 г. В сентябре
противокорабельная ракета Р-27К принята в опытную
эксплуатацию.
1975 г., 1984 г. КБ машиностроения награждено
орденами Ленина и Октябрьской Революции.
1976 г. В августе принято постановление прави-
тельства о разработке ракеты Р-29Д.
1977 г. В апреле совместным решением Минобще-
маша, Минсудпрома, Минсредмаша, Миноборонпро-
ма и ВМФ задана разработка аванпроекта (техниче-
ского предложения) ракеты Р-29РМ. В августе ракета
Р-29Р принята на вооружение. За разработку присуж-
дены Ленинская и две Государственные премии СССР.
Генеральным конструктором и начальником предпри-
ятия назначен В.П.Макеев.
1978 г. В марте ракета Р-29Д принята на воору-
жение.
1979 г. В январе принято постановление прави-
тельства о создании ракеты Р-29РМ. В июле ракета
Р-29РЛ принята на вооружение. За разработку при-
суждена Государственная премия СССР.
1980 г. В декабре принято постановление прави-
тельства о создании ракеты Р-29РК.
1982 г. В сентябре ракета Р-29РК принята на воору-
жение.
1983 г. В мае ракета Р-39 принята на вооружение.
За разработку присуждены Ленинская и две Государ-
ственные премии СССР.
1984 г. В апреле принято постановление прави-
тельства о разработке ракет Р-29РКУ и Р-39У.
1985 г. В феврале постановлением правительства
предъявлены дополнительные требования к ракете
Р-29РКУ. В ноябре за разработку (в составе ракеты
Р-29РМ) высокоскоростного малогабаритного боево-
го блока присуждена Государственная премия СССР В
декабре распоряжением правительства генеральным
конструктором, начальником КБ машиностроения на-
значен И.И.Величко.
1986 г. В феврале постановлением правительства
ракета Р-29РМ (с десятиблочной разделяющейся го-
ловной частью) принята на вооружение; этим же поста-
новлением задана разработка ракеты Р-29РМУ. В мар-
те принято постановление правительства о разработке
ракеты Р-39 с улучшенными тактико-техническими
характеристиками - Р39УТТХ, шифр «Барк». В октя-
бре постановлениями правительства определена заме-
на боевых блоков среднего класса мощности на всех
предшествующих ракетах типа Р-29Р (Р-29РКУ-01).
1987 г. В октябре ракета Р-29РКУ и ракета Р-29РМ
(с четырехблочной разделяющейся головной частью)
приняты на вооружение.
1988 г. В сентябре ракета Р-29РМУ принята на
вооружение. За разработку ракет Р-29РМ и Р-29РМУ
присуждены Ленинская и две Государственные премии
СССР.
1989 г. В январе ракета Р-39У принята на воору-
жение.
1990 г. В марте ракета Р-29РКУ-01 принята на во-
оружение.
1996 г. В сентябре Военно-морским флотом вы-
дано тактико-техническое задание и начато финанси-
рование разработки ракеты «Станция» (Р-29РМУ1).
1997 г. 16 декабря работы по теме «Барк» были
приостановлены
1998 г. Генеральным конструктором и генераль-
ным директором избран В.ГДегтярь.
1999 г. В сентябре заключен Государственный кон-
тракт на разработку ракеты «Синева» (Р-29РМУ2).
12 ноября 1999 г. работы по теме «Барк» прекращены.
2002 г. В августе ракета «Станция» указом Пре-
зидента РФ принята на вооружение.
2003 г. В марте Министерством обороны при-
нято решение о разработке ракеты «Станция-2»
(Р-29РКУ-02). За разработку боевого блока повышен-
ной эффективности и безопасности для ракет «Стан-
ция», «Станция-2» и «Синева», присуждена Государ-
ственная премия РФ.
2006 г. В декабре ракета «Станция-2» приказом
Главнокомандующего ВМФ поставлена на вооружение.
2007 г. В июле ракета «Синева» указом Президен-
та РФ принята на вооружение. В соответствии с Указом
Президента РФ от 28 апреля об открытом акционер-
ном обществе «Государственный ракетный центр име-
ни академика В.П.Макеева» сформирована интегри-
рованная структура, в состав которой входят:
867
Приложение
-	ОАО «Государственный ракетный центр име-
ни академика В.П.Макеева» - головной разработчик
жидкостных и твердотопливных ракетных комплексов
стратегического назначения с баллистическими раке-
тами подводных лодок;
-	ОАО «Красноярский машиностроительный за-
вод» - головное производственное предприятие по
изготовлению корпусов, двигателей и окончательной
сборке морских баллистических ракет, базового мо-
дуля разгонного блока для ракет-носителей космиче-
ского назначения «Зенит», «Протон»;
-	ОАО «Златоустовский машиностроительный за-
вод» - изготовитель компонентов морских баллисти-
ческих ракет и элементов телеметрического оснащения;
-	ОАО «Миасский машиностроительный завод» -
изготовитель корпусных элементов морских баллисти-
ческих ракет, аппаратуры управления корабельных си-
стем повседневного и предстартового обслуживания;
-	ОАО «Научно-исследовательский институт «Гер-
мес» - организация по созданию и внедрению пер-
спективных технологий и средств изготовления и кон-
троля изделий ракетной техники.
2009 г. Гособоронзаказом задана разработка раке-
ты «Лайнер» (Р-29РМУ2.1).
2011 г. Завершены Государственные испытания ра-
кеты «Лайнер». .
2013 г. Ракета «Лайнер» поставлена на воору-
жение.
ОАО «ИСС»
ОАО «ИСС» - головной разработчик и изготови-
тель одного РКК и свыше сорока космических систем
и комплексов в интересах Минобороны, Минсвязи,
других отечественных и зарубежных заказчиков.
ОАО «ИСС» остается ведущим предприятием России
по созданию «под ключ» и поддержанию на всем
жизненном цикле глобальных многоспутниковых
систем координатометрического и телекоммуникаци-
онного назначения на всех основных типах орбит - от
низких круговых и высоких эллиптических до геоста-
ционарных.
1959 г. 4 июня создан восточный филиал ОКБ-1,
возглавляемого С.П.Королевым. Основателем и пер-
вым руководителем предприятия в течение 36 лет
был М.Ф.Решетнев.
1961 г. Предприятие получило самостоятельный
статус как ОКБ-Ю / КБ ПМ.
1974 г. Предприятие награждено орденом Ленина.
1977 г. На основе КБ ПМ и Механического заво-
да в г. Железногорске было создано НПО прикладной
механики.
1981 г. Предприятие награждено орденом Трудо-
вого Красного Знамени.
1996-2006 гг. Генеральным конструктором и ге-
неральным директором НПО ПМ был А.Г.Козлов.
2006 г. Генеральным конструктором и генеральным
директором НПО ПМ / ОАО «Информационные спут-
никовые системы» имени академика М.Ф.Решетнева»
стал НАТестоедов.
ГП «КБЮ»
ГП «ПО «Южмаш»
1944 г. 21 июля ГКО принял постановление о
строительстве автомобильного завода в г. Днепро-
петровске для производства грузовых автомобилей
(ДАЗ). В октябре на юго-западной окраине города
начато строительство ДАЗа.
1950 г. 19 апреля директором ДАЗа назначен
Г.М.Григорьев, главным инженером - Н.П.Левицкий.
27 сентября начальником производства ДАЗа назначен
А.М.Макаров.
1951 г. 9 мая Вышло Постановление прави-
тельства № 1528-768 «О передаче Министерству
вооружения Днепропетровского автомобильного
завода Министерства автомобильной и тракторной
промышленности и строящегося Днепропетров-
ского шинного завода Министерства химической
промышленности и объединения их в единый Дне-
пропетровский машиностроительный завод № 586
Министерства вооружения». 24 мая директором за-
вода № 586 назначен Г.М.Григорьев, главным инже-
нером - С.Н.Курдин. 1 июня вышел приказ министра
вооружения № 380 об организации на заводе № 586
серийного производства ракет Р-1. 12 июля глав-
ным конструктором завода назначен В.С.Будник. В
июле в структуре завода образован отдел 101 (ОГК)
во главе с В.С.Будником. 25 октября постановлени-
ем правительства при заводе № 586 организовано
военное представительство Управления заказов
производства вооружения гвардейских минометных
частей ГАУ. 30 ноября вышел приказ министра во-
оружения № 874 об организации на заводе № 586
серийного производства ракет Р-2 разработки
ОКБ-1 С.П.Королева.
1952 г. В июне директором завода № 586 назна-
чен Л.В.Смирнов, главным инженером - Н.Н.Казаков.
Сданы Заказчику первые ракеты Р-1, собранные на
заводе из узлов и деталей изготовления НИИ-88 и за-
вода № 456.15 августа введен в строй испытательный
стенд № 1 на объекте 100. Проведены первые огневые
испытания ЖРД 8Д51 для ракеты Р-1. В ноябре прове-
ден первый успешный пуск ракеты Р-1, изготовленной
на заводе № 586.
1953 г. 13 февраля постановлением правитель-
ства № 442-212 отделу главного конструктора за-
вода № 586 поручена разработка эскизного проекта
868
Хроника основных событий
ракеты Р-12 (8А63). В июне на заводе изготовлены
первые ракеты Р-2.
1954 г. 10 февраля главным инженером - заме-
стителем директора завода назначен А.М.Макаров,
начальником производства - заместителем глав-
ного инженера назначен Л.Л.Ягджиев. 10 апреля
постановлением правительства № 670-283 отдел
главного конструктора завода преобразован в са-
мостоятельную организацию - Особое конструк-
торское бюро № 586 (ОКБ-586). 9 июля приказом
МОП № 171 главным конструктором ОКБ-586 на-
значен М.К.Янгель, первым заместителем главного
конструктора - В.С.Будник, главным конструктором
завода - Н.С.Шнякин. 13 ноября министр оборон-
ной промышленности Д.Ф.Устинов утвердил пред-
ставленное М.К.Янгелем «Положение об ОКБ-586»
и его первое штатное расписание.
1955 г. 29 января ведущим инженером по ракете
Р-12 (8А63) назначен В.В.Грачев. 13 августа вышло
постановление правительства о создании ракеты Р-12
(8К63). В сентябре введен в эксплуатацию инженерный
корпус 14 - первый собственный корпус ОКБ-586.
12 октября обязанности главного конструктора за-
вода возложены на главного конструктора ОКБ-586
М.К.Янгеля. В октябре разработан эскизный проект
ракеты Р-12 (8К63).
1956 г. 10 января приказом директора завода на-
чальником отдела 301 ОКБ-586 назначен В.Ф.Уткин.
2 февраля на ГЦП-4 произведен первый в стране пуск
ракеты с ядерной боеголовкой (ракеты Р-5М разработ-
ки ОКБ-1, изготовленной на заводе № 586). 17 декабря
вышло постановление правительства о создании меж-
континентальной баллистической ракеты Р-16 (8К64).
1957 г. В январе в ОКБ-586 начаты проектно-по-
исковые работы по созданию космической PH на базе
боевой ракеты Р-12 (8К63). 4 мая постановлением
правительства № 494-244 ОКБ-586 поручена разра-
ботка ракеты Р-15 морского базирования для ВМФ.
22 июня на ГЦП-4 (г. Капустин Яр) успешно проведен
первый пуск по программе ЛКИ ракеты Р-12 (8К63) -
первой собственной разработки ОКБ-586. В сентябре
разработан эскизный проект ракеты Р-15 морского
базирования. В ноябре разработан эскизный проект
первой в стране МБР на высококипящих компонентах
топлива-Р-16 (8К64).
1958 г. 2 июля постановлением правительства
ОКБ-586 поручена разработка боевой ракеты Р-14
(8К65). 28 августа постановлением правительства
№ 1003-476 ОКБ-586 поручено развернуть работы
по созданию ракеты Р-16 (8К64) в кратчайшие сроки.
В октябре начато серийное производство ракет Р-12
(8К63) на заводе № 586. В декабре разработан эскиз-
ный проект ракеты Р-14 (8К65).
1959 г. 4 марта постановлением правительства ра-
кета Р-12 (8К63) принята на вооружение (находилась
на боевом дежурстве до 1988 г.). 13 мая постановле-
нием правительства с целью ускорения создания ра-
кет Р-14 (8К65) и Р-16 (8К64) ОКБ-586 и завод № 586
освобождены от всех работ по тематике ОКБ-1 и раз-
работки ракет для ВМФ. 10 июля указом Президиума
Верховного Совета СССР за создание ракеты Р-12
(8К63) завод № 586 и ОКБ-586 награждены орденом
Ленина. М.К.Янгелю, Л.В.Смирнову и В.С.Буднику
присвоено звание Героя Социалистического Труда.
Большая группа работников ОКБ и завода награждена
орденами и медалями СССР. В июле завод № 586 и
ОКБ-586 посетил глава государства Н.С.Хрущев для
вручения правительственных наград. 31 августа на
ГЦП-4 проведен первый пуск опытной ракеты Р-12У
(8К63У) из экспериментальной ШПУ «Маяк».
1960 г. В апреле разработан эскизный проект PH
63С1 на базе боевой ракеты Р-12 (8К63). 23 мая по-
становлением правительства № 546-233 ОКБ-586 по-
ручена разработка ракеты Р-26 (8К66). 30 мая вышло
постановление правительства № 560-226 о создании
ШПУ для ракет Р-12, Р-14, Р-16 «Двина», «Чусовая»,
«Шексна». 17 июня приказом ГКОТ в Омске создан
филиал № 1 ОКБ-586. Начальником и главным кон-
структором филиала № 1 - заместителем главного
конструктора ОКБ-586 назначен ОАМартынов. 3 ав-
густа вышло постановление правительства о создании
PH 63С1 на базе боевой ракеты Р-12 (8К63), разработ-
ке и запуске десяти малых ИСЗ. 24 октября на НИИП-
5 во время подготовки к пуску первой летной ракеты
Р-16 (8К64) произошла катастрофа, приведшая к ги-
бели 92 человек.
1961 г. 2 февраля проведен первый успешный
пуск ракеты Р-16 (8К64) по программе ЛКИ. Разра-
ботан эскизный проект ракеты Р-26 (8К66). 3 апреля
приказом ГКОТ В.Ф.Уткин назначен заместителем
главного конструктора ОКБ-586. 24 апреля постанов-
лением правительства № 353-157 ракета Р-14 (8К65)
принята на вооружение (находилась на БД до 1987 г.).
В апреле разработан эскизный проект PH 65СЗ на базе
боевой ракеты Р-14 (8К65). 17 июня указом Президи-
ума Верховного Совета СССР за создание ракеты Р-14
(8К65) ОКБ-586 награждено вторым орденом Ленина,
завод № 586 награжден орденом Трудового Красно-
го Знамени. М.К.Янгель награжден второй Золотой
медалью «Серп и Молот», звание Героя Социали-
стического Труда присвоено А.М.Макарову, Н.Д. Хох-
лову, В.М.Ковтуненко, В.В.Грачеву, Н.Ф.Герасюте,
И.И.Иванову, Л.Л.Ягджиеву, Д.Т.Смиюхе, М.Н.Лапшину.
Большая группа работников ОКБ и завода удосто-
ена правительственных наград. 10 октября прове-
ден первый пуск ракеты Р-16У (8К64У) с наземного
старта. 30 октября вышло постановление правитель-
ства № 984-425 о создании PH 65СЗ на базе боевой
ракеты Р-14 (8К65) и космических аппаратов «Мете-
ор», «Стрела», «Пчела».
869
Приложение
1962 г. 12 января проведен первый пуск ракеты
Р-14У (8К65У) с наземного старта. 11 февраля на-
чаты ЛКИ ракеты Р-14У (8К65) с ШПУ 16 марта ра-
кетой-носителем 63С1 выведен на орбиту первый КА
разработки ОКБ-586 - ДС-2 («Космос-1»), В марте
разработан эскизный проект ракеты Р-36 (8К67).
16 апреля вышло постановление правительства о соз-
дании ракет Р-36 (8К67), Р-36 орбитальной (8К69) и
разработке PH тяжелого класса Р-56 (8К68). 9 июля
постановлением правительства прекращена дальней-
шая разработка ракеты Р-26 (8К66). 13 июля начаты
ЛКИ ракеты Р-16У (8К64У) с ШПУ. В декабре раз-
работан эскизный проект ракеты Р-36 орбитального
варианта (8К69).
1963 г. 22 мая постановлением правитель-
ства № 565-197 ОКБ-586 поручена разработка ракеты
РТ-20П (8К99) с подвижной грунтовой стартовой уста-
новкой. 15 июня постановлением правительства ракета
Р-16 (8К64) принята на вооружение (находилась на
боевом дежурстве с апреля 1961 г. по 1967 г.). 15 июля
постановлением правительства ракетные комплексы
Р-12У, Р-14У и Р-16У приняты на вооружение (нахо-
дились на БД: Р-12У - до 1988 г., Р-14У - до 1987 г.,
Р-16У - до 1976 г.). 28 сентября начаты ЛКИ ракеты
Р-36 (8К67) на НИИП-5 (первый пуск с наземного
старта-аварийный).
1964 г. 19 июня постановлением правитель-
ства № 524-215 прекращена разработка PH тяжелого
класса Р-56 (8К68). ОКБ-586 поручено участвовать в
создании РКК Н1-ЛЗ. 18 августа начаты ЛКИ ракеты-
носителя 65СЗ (11К65) на НИИП-5. В декабре разрабо-
тан эскизный проект ракеты РТ-20П (8К99).
1965 г. 12 января вышел приказ ГКОТ о разверты-
вании работ по ампулизации ракет Р-36 (8К67) и Р-36
орбитальной (8К69). 13 июля проведен первый успеш-
ный пуск ракеты Р-36 (8К67) с ШПУ типа ОС. В августе
вышло постановление правительства о создании на
базе ракеты Р-36 ракеты-носителя для запуска кос-
мических аппаратов ИС и УС. В декабре начаты ЛКИ
ракеты Р-36 орбитальной (8К69) на НИИП-5.
1966 г. В марте разработаны эскизные проекты ра-
кет-носителей 11К67 и 11К69 на базе ракет Р-36 (8К67)
и Р-36 орбитальной (8К69). 1 октября переименованы
все предприятия оборонного направления. ОКБ-586
стало именоваться Конструкторское бюро «Южное»
(КБ «Южное»), завод № 586 - Южный машинострои-
тельный завод (ЮМЗ).
1967 г. В мае постановлением правительства кос-
мический комплекс «Радуга» в составе PH «Космос»
(11К63) и космического аппарата ДС-П1-Ю принят на
вооружение. 21 июля постановлением правительства
№ 706-234 ракетный комплекс Р-36 (8К67) принят
на вооружение (находился на БД до 1978 г.). В октя-
бре начаты ЛКИ ракеты РТ-20П (8К99) на НИИП-53
(г. Плесецк). Начаты ЛКИ ракеты-носителя 11К67
(«Циклон-2А») на НИИП-5 с КА ИС системы ПРО.
В декабре начата разработка ракеты Р-36 (8К67П) с РГЧ.
1968 г. 9 августа проведен первый пуск ракеты
Р-36 (8К67П) с опытной конструкцией РГЧ. 19 ноября
постановлением правительства ракета Р-36 орбиталь-
ная (8К69) принята на вооружение (находилась на БД
до 1983 г.). 18 декабря вышло постановление прави-
тельства о создании штатной РГЧ (8Ф676) для ракеты
Р-36 (8К67П).
1969 г. В марте разработан эскизный проект раке-
ты Р-36 (8К67П) с РГЧ. 23 июля указом Президиума
Верховного Совета СССР за заслуги в создании РКТ
и сельскохозяйственных машин Южный машиностро-
ительный завод награжден вторым орденом Ленина.
6 августа начаты ЛКИ ракеты-носителя 11К69 («Ци-
клон-2») с КА ИС системы ПРО. 2 сентября вышло
постановление правительства № 712-247 о разработке
ракетного комплекса Р-36М (15А14). 6 октября по-
становлением правительства разработка ракетного
комплекса РТ-20П (8К99) прекращена. 14 октября
ракетой-носителем 11К63 выведен на орбиту косми-
ческий аппарат ДС-УЗ-ИК-1 («Интеркосмос-1») в при-
сутствии делегаций девяти социалистических стран -
«Пальма-2». В декабре разработан эскизный проект
ракеты Р-36М (15А14).
1970 г. 2 января вышло постановление прави-
тельства о разработке PH 11К68 на базе PH 11К69 и
ступени С5М для запуска КА «Целина» и «Метеор».
В марте разработан эскизный проект ракетного ком-
плекса Р36М (15А14) с ШПУ повышенной защищен-
ности. 19 августа вышло постановление правитель-
ства № 682-218 о разработке ракетного комплекса
МР-УРЮО (15А15). В сентябре разработан эскизный
проект ракетного комплекса МР-УР-100 (15А15).
26 октября постановлением правительства ракета
Р-36 (8К67П) с РГЧ принята на вооружение (находи-
лась на БД до 1979 г.).
1971 г. 22 октября на НИИП-5 произведен успеш-
ный экспериментальный пуск макета тяжелой жидкост-
ной МБР 15А14 из транспортно-пускового контейнера,
ознаменовавший рождение нового способа старта -
минометного. 29 октября главным конструктором и
начальником КБ «Южное» назначен В.Ф.Уткин.
1972 г. В декабре начаты ЛКИ ракетного комплек-
са МР-УР-100 (15А15).
1973 г. 21 января начаты ЛКИ ракетного комплек-
са Р-36М, проведен первый пуск из ШПУ по миномет-
ной схеме старта тяжелой жидкостной ракеты 15А14
на НИИП-5. В сентябре постановлением правительства
КБ «Южное» поручена разработка двигателя ЗД65 для
первой ступени твердотопливной ракеты для ВМФ. В
октябре постановлением правительства № 675-251
КБ «Южное» поручено создание экспериментальной
самонаводящейся ГЧ «Маяк-1» (15Ф678) и проведе-
ние ее ЛКИ в составе ракеты Р-36М (15А14).
870
Хроника основных событий
1974 г. В декабре разработан эскизный проект PH
среднего класса 11К77 на высококипящих компонен-
тах топлива.
1975 г. В апреле разработан эскизный проект
экспериментальной самонаводящейся ГЧ «Маяк-1»
(15Ф678). 26 мая постановлением правитель-
ства № 462-138 космический ракетный комплекс
11К69 принят в эксплуатацию. В октябре начаты ЛКИ
ракеты-носителя 11К69 («Циклон-2») с космическим
аппаратом УС-П. 30 декабря постановлением пра-
вительства № 1063-354 ракетный комплекс Р-36М
(15А14) принят на вооружение (находился на БД до
1983 г.). Постановлением правительства № 1064-
355 ракетный комплекс МР-УР-100 (15А15) принят
на вооружение (находился на БД до 1983 г.). В дека-
бре разработан эскизный проект командной ракеты
15А11 системы «Периметр».
1976 г. 16 марта вышло постановление правитель-
ства № 183-70 о создании универсального космического
ракетного комплекса 11К77 («Зенит»), 23 июля поста-
новлением правительства КБ «Южное» поручено созда-
ние ракетного комплекса РТ-23 с ШПУ. 12 августа ука-
зом Президиума Верховного Совета СССР за создание
ракетных комплексов Р-36М и МР-УР-100 ПО «Южный
машиностроительный завод» и КБ «Южное» награжде-
ны орденом Октябрьской Революции. 16 августа вышло
постановление правительства № 654-213 об улучшении
ТТХ ракетного комплекса Р-36М. Вышло постановление
правительства № 656-215 о разработке ракетного ком-
плекса МР-УР-100 УТТХ. В декабре разработаны эскиз-
ные проекты ракетных комплексов Р-36М УПХ (15А18)
и МР-УР-100 УТТХ(15А16).
1977 г. В феврале разработан эскизный проект PH
11К77 («Зенит»), В марте разработан эскизный проект
ракетного комплекса РТ-23 (15Ж44) стационарного
базирования. 24 июня начаты ЛКИ ракеты-носителя
11К68 («Циклон-3») - проведен первый пуск с вы-
водом на орбиту КА «Космос-921». В октябре нача-
ты ЛКИ ракетных комплексов Р-36М УТТХ (15А18)
и МР-УР-100 УПХ (15А16) на НИИП-5.
1978 г. 13 апреля А.М.Макаров назначен генераль-
ным директором ПО ЮМЗ. В июле начаты ЛИ само-
наводящейся ГЧ «Маяк-1» (15Ф678) в составе ракеты
Р-36М (15А14).
1979 г. 1 июня постановлением правительства
КБ «Южное» задана разработка БЖРК с ракетой РТ-
23 (15Ж52). 29 ноября постановлением правительства
РГЧ 15Ф143У ракетного комплекса Р-36М (15А14)
принята на вооружение. В ноябре В.Ф.Уткин назначен
генеральным конструктором КБ «Южное». В декабре
проведены первые пуски командных ракет 15А11 си-
стемы «Периметр» на НИИП-5.
1980 г. 11 января постановлением правитель-
ства № 34-10 космический ракетный комплекс 11К68
(«Циклон-3») принят в эксплуатацию. В июне разработан
эскизный проект БЖРК РТ-23 (15Ж52). 17 декабря по-
становлением правительства ракетный комплекс Р-36М
УТТХ (15А18) принят на вооружение (находился на БД
до 1988 г.). Постановлением правительства № 1183-403
ракетный комплекс МР-УР-100 УТТХ (15А16) принят на
вооружение (находился на БД до 1994 г.).
1982 г. В июне разработан эскизный проект ракет-
ного комплекса Р-36М2 «Воевода» (15А18М). 26 ок-
тября начаты ЛКИ ракеты РТ-23 (15Ж44) на НИИП-53.
1983 г. 9 августа постановлением правительства
№ 768-247 КБ «Южное» поручена разработка ракетно-
го комплекса РТ-23 УТТХ «Молодец» с единой ракетой
и тремя вариантами базирования. Постановлением пра-
вительства № 769-248 КБ «Южное» поручена разработ-
ка ракетного комплекса Р-36М2 «Воевода» (15А18М).
1984 г. 18 января начаты ЛКИ ракеты РТ-23 (15Ж52)
на НИИП-53 - проведен первый в мире запуск МБР из
железнодорожной пусковой установки. В сентябре раз-
работан эскизный проект ракетного комплекса РТ-23
-УТТХ (15Ж60) с ШПУ
1985 г. В январе комплекс командной ракеты
15А11 системы «Периметр» поставлен на боевое
дежурство (находился на БД до 1995 г.). 27 февраля
начаты ЛКИ боевого железнодорожного ракетного
комплекса РТ-23УТТХ (15Ж61) на НИИП-53.13 апре-
ля начаты ЛКИ ракеты-носителя «Зенит-2» (11К77)-
проведен первый пуск на НИИП-5.
1986 г. 21 марта начаты ЛКИ ракетного комплекса
Р-36М2 «Воевода» на НИИП-5 (первый пуск ракеты
15А18М из ШПУ закончился аварией). 31 июля начаты
ЛКИ ракетного комплекса РТ-23 УТТХ (15Ж60) - про-
веден первый пуск из ШПУ на НИИП-53. 15 октября
приказом министра общего машиностроения образо-
вано Научно-производственное объединение «Юж-
ное», в состав которого вошли КБ «Южное», ПО ЮМЗ и
ДФ НИИТМ. Генеральным конструктором - генераль-
ным директором НПО «Южное» назначен В.Ф.Уткин.
14 ноября приказом министра общего машиностро-
ения генеральным директором производственного
объединения «Южный машиностроительный завод»
назначен Л.Д.Кучма.
1987 г. 15 мая проведен успешный пуск PH «Энер-
гия» (11К25), на первой ступени которой использова-
лась связка из четырех первых ступеней PH «Зенит»
(11К77). В ноябре начата опытная эксплуатация бое-
вого железнодорожного ракетного комплекса РТ-23
(15Ж52).
1988 г. 11 августа постановлением правительства
ракетный комплекс Р-36М2 «Воевода» (15А18М)
принят на вооружение (находится на БД в России по
настоящее время). 27 сентября главным конструк-
тором ракетного комплекса РТ-23 УТТХ назначен
Г.Д.Хорольский.
1989 г. 22 сентября вышел приказ МОМ № 222
о создании ракетного комплекса с универсальной
871
Приложение
ракетой РТ-2ПМ2 (15Ж65). 28 ноября постановлени-
ем правительства боевой железнодорожный ракетный
комплекс РТ-23 УТТХ (15Ж61) принят на вооружение.
1990 г. 24 ноября В.Ф.Уткин назначен директором
ЦНИИмаш.
1991 г. 11 января генеральным конструктором КБ
«Южное» назначен С.Н.Конюхов. В августе ракетный
комплекс Р-36М2 «Воевода» (15А18М) с ГЧ 15Ф175
принят на вооружение. В сентябре Конструкторскому
бюро «Южное» присвоено имя М.К.Янгеля. 4 декабря
приказом Гособоронпроммаша Украины утвержден
Устав КБ «Южное» и присвоено наименование Госу-
дарственное конструкторское бюро «Южное».
1992 г. 29 февраля указом Президента Украи-
ны создано Национальное космическое агентство
Украины (НКАУ) во главе с генеральным директором
В.П.Горбулиным. В апреле решением Главкома Во-
оруженных Сил СНГ и Министерства промышленно-
сти России КБ «Южное» и ПО ЮМЗ освобождены от
функций головного разработчика и изготовителя уни-
версальной ракеты РТ-2ПМ2 (8Ж65) с передачей их в
организации России. В октябре генеральным директо-
ром ПО ЮМЗ назначен Ю.С.Алексеев.
1993 г. 25 ноября подписано соглашение между
ГКБ «Южное», ГП ПО ЮМЗ (Украина), РКК «Энер-
гия» (Россия), фирмами «Боинг» (США) и «Кварнер»
(Норвегия) о создании космического РК морского ба-
зирования с РКН «Зенит-SSL».
1994 г. В ноябре в КБ «Южное» начаты работы
по созданию станции нейтрализации и разборки ракет
15А35, подлежащих утилизации. В декабре выпущено
решение об увеличении до 18 лет сроков эксплуатации
ракетных комплексов Р-36М (15А14) и Р-36М УТТХ
(15А18), находящихся на боевом дежурстве в России.
1995 г. В феврале указом Президента Украины гене-
ральным директором НКАУ назначен ААНегода. 3 мая
подписано соглашение о создании совместного пред-
приятия - Sea Launch Company - для предоставления
пусковых услуг из акватории Тихого океана. Соучреди-
тели - Boeing (США), Kvaemer (Норвегия), РКК «Энер-
гия» (Россия), ГКБ «Южное» и ПО ЮМЗ (Украина).
1996 г. 4 января приказом министра Минмашпро-
ма Украины КБ «Южное» подтвержден статус государ-
ственного предприятия с полным наименованием «Го-
сударственное конструкторское бюро «Южное» имени
М.К.Янгеля». 12 января С.Н.Конюхов назначен гене-
ральным конструктором - генеральным директором
ГКБ «Южное» им. М.К.Янгеля. 12 ноября руководите-
ли РКА и НКАУ подписали меморандум о создании рос-
сийско-украинского предприятия МКК «Космотрас»
для реализации проекта космического РК «Днепр»,
создаваемого на базе ракеты Р-36М УТТХ (15А18). В
декабре выпущено решение об увеличении до 20 лет
срока эксплуатации ракетных комплексов Р-36М УТТХ
(15А18), находящихся на БД в России.
1997 г. 6 ноября вышло Постановление Каби-
нета Министров Украины «О создании космических
ракетных комплексов с использованием ракет РС-
20 и РС-18». 17 ноября создано представительство
ГКБ «Южное» на космодроме Байконур. 2 декабря
указом Президента Украины утверждена Комплексная
программа сокращения и ликвидации МБР SS-24.
1998 г. 2 апреля подписано рамочное соглаше-
ние между ГКБ «Южное», ПО ЮМЗ и «Фиат Авио»
(Италия) по программе «Циклон-4». 5 октября вышло
Постановление Правительства России № 1156 «О соз-
дании космического ракетного комплекса «Днепр» на
базе технологии ракеты РС-20».
1999 г. 26 февраля в ГКБ «Южное» утилизирова-
на последняя ракета СС-19 из числа находившихся на
боевом дежурстве на территории Украины. 28 марта
впервые в мире проведен пуск PH с плавучей стар-
товой платформы - первый пуск РКН «Зенит-SSL»
в рамках международного проекта «Морской старт»
(выведен на орбиту макет КА DemoSat, США). В марте
выпущено заключение об увеличении до 15 лет сро-
ка эксплуатации БЖРК РТ-23 УПХ (15Ж61), находя-
щихся на БД в России. 21 апреля произведен первый
пуск PH «Днепр», разработанной на базе ракеты
15А18, - выведен на орбиту КА UoSat-12 (Великобри-
тания). 10 октября РКН «Зенит-SSL» выведен на ор-
биту КА DirecTV-1 R (США) в рамках проекта «Морской
старт». В декабре выпущен эскизный проект ракеты-
носителя «Циклон-4».
2000 г. 26 сентября проведен второй пуск
PH «Днепр» с группой КА: UniSat-1, MegSat-1 (Ита-
лия), TiungSat-1 (Малайзия), SaudiSat-1A и SaudiSat-
1В (Саудовская Аравия). В декабре выпущены заклю-
чения о возможности увеличения до 25 лет сроков
эксплуатации ракет 15А18 и ракетных комплексов
Р-36М УТТХ, находящихся на БД в России.
2002 г. В апреле завершены работы по разбор-
ке ракет SS-24, подлежащих утилизации. 26 июля на
встрече партнеров компании Sea Launch принято ре-
шение о начале разработки проекта «Наземный старт»
(с использованием PH «Зенит»), В октябре разрабо-
таны эскизные проекты КРК «Зенит-М», PH «Зенит-
3SLB» и «3eHHT-2SLB» в рамках проекта «Наземный
старт». 20 декабря с космодрома Байконур ракетой-
носителем «Днепр» выведены на орбиту шесть КА:
UniSat-2 (Италия), Rubin-2 (Германия), SaudiSat-1C
(Саудовская Аравия), LatinSat-A, LatinSat-B и макет
«ТрейлБлейзер» (все - США). В декабре разработан
эскизный проект PH «Зенит-М» для запуска коммер-
ческих КА с космодрома Байконур.
2003 г. 3 июня вышло постановление правительства
России № 321 о модернизации ракетно-космическо-
го комплекса «Циклон-2» с участием ГКБ «Южное».
В августе подписан долгосрочный контракт с РВСН
Министерства обороны России на проведение работ по
872
Хроника основных событий
продлению сроков эксплуатации ракетных комплексов
Р-36М2 (15А18М). В октябре в Бразилии подписаны
Меморандум о взаимопонимании между НКАУ и БКА по
перспективным совместным космическим проектам и
Договор между Украиной и Федеративной Республикой
Бразилия о долгосрочном сотрудничестве по использо-
ванию PH «Циклон-4» на космодроме Алкантара.
2004 г. В феврале Президент Украины подписал
принятый Верховной Радой Закон Украины «О рати-
фикации Договора между Украиной и Федеративной
Республикой Бразилия о долгосрочном сотрудниче-
стве по использованию ракеты-носителя «Циклон-4»
на пусковом центре Алкантара». 8 ноября Президент
Бразилии подписал соглашение с Украиной о долго-
срочном сотрудничестве по запускам PH «Циклон-4»
с бразильского космодрома Алкантара. В декабре
выпущены заключения о продлении до 18 лет сроков
эксплуатации ракет 15А18М и ракетных комплексов
15П118М, находящихся на БД в России.
2005 г. В августе генеральным директором НКАУ
назначен Ю.С.Алексеев.
2006 г. В феврале генеральным директором ГП
ПО ЮМЗ назначен ВАЩеголь.
2007 г. 17 апреля ракетой-носителем «Днепр»
запущен КА Egyptsat-1, разработанный КБ «Юж-
ное» по заказу Национального управления по дис-
танционному зондированию и космическим на-
укам ((NARSS) Республики Египет. 4 мая приказом
НКАУ изменено наименование «Государственное
КБ «Южное» им. М.К.Янгеля» на «Государственное
предприятие «КБ «Южное» им. М.К.Янгеля».
2008 г. 28 апреля на космодроме Байконур ком-
панией «Международные космические услуги» произ-
веден первый пуск РКН «Зенит-ЗЗЬБ» по программе
«Наземный старт». На орбиту выведен КА AM0S-3
(Израиль). В декабре выпущены заключения о прод-
лении до 22 лет сроков эксплуатации ракет 15А18М
и ракетных комплексов Р-36М2, находящихся на БД в
России.
2009 г. 30 января с космодрома Плесецк ракетой-
носителем «Циклон-3» (11К68) выведен на орбиту КА
«Коронас-Фотон» Российской Федерации - послед-
ний (122-й) пуск PH «Циклон-3». 11 февраля гене-
ральным директором НКАУ назначен А.А.Зинченко.
6 мая на ГП ПО ЮМЗ им. А.М.Макарова изготовлена
сотая PH «Зенит». 29 июля с космодрома Байконур
PH «Днепр» выведены на орбиту шесть КА (13-й пуск
по программе «Днепр»), 24 декабря с пусковой базы
«Ясный» проведен успешный учебно-боевой пуск ра-
кеты 15А18М, находившейся в эксплуатации 22 года.
2010 г. 17 марта генеральным директором На-
ционального космического агентства Украины назна-
чен Ю.С.Алексеев. 8 апреля с космодрома Байконур
PH «Днепр» выведен на орбиту КА Cryosat Евро-
пейского космического агентства. 21 июня с космо-
дрома Байконур PH «Днепр» выведен на орбиту КА
TanDEM-X. 31 августа генеральным конструктором -
генеральным директором ГП «КБ «Южное» назначен
А.В.Дегтярев.
2011 г. 17 августа с пусковой базы «Ясный»
PH «Днепр» выведены на орбиту семь КА, в т.ч. КА
«Сич-2» (Украина).
2012 г. В феврале произведен успешный пуск
PH «Вега» с космодрома Куру с двигателем разработки
ГП «КБ «Южное» на четвертой ступени.
ОАО «Корпорация «МИТ»
1946 г. 13 мая постановлением Совета Министров
СССР № 1017-419 в Министерстве сельхозмашино-
строения на базе ГЦКБ-1 создан Научно-исследова-
тельский институт пороховых реактивных снарядов.
1946-1951 гг. Научно-исследовательский инсти-
тут пороховых реактивных снарядов преобразован в
НИИ-1, в котором объединили три КБ:
-	малых ракет (типа «Катюш»);
-	пусковых установок (бывший завод тачанок);
-	остатки авиазавода.
1947 г. 1 апреля приказом по Минсельхозма-
шу № 126 утверждено положение о НИИ-1.
1952-1960 гг. НИИ-1 (директор - С.Я.Бодров,
руководитель работ - Н.П.Мазуров) совместно с ОКБ
В.П.Бармина и НИИ-125 (ныне ФЦДТ «Союз») впер-
вые разработали и создали экспериментальные об-
разцы тактической ракеты на твердом топливе на
дальность 32 км («Нептун») и пусковой стартовой
установки. На полигоне Капустин Яр (начальник полиго-
на - В.И.Вознюк) были проведены 6 успешных пусков.
Эти работы положили начало разработкам в НИИ-1 так-
тических ракет для Сухопутных войск («Марс», «Фи-
лин», «Луна», «Луна-М», а позднее и для Военно-мор-
ского флота («Вихрь», «Ливень», «Медведка»).
1953-1957 гг. Под руководством Н.П.Мазурова
создана система «Смерч-1» с дистанционно-наводи-
мой глубинной бомбой для ВМФ.
1955-1957 гг. Под руководством Н.П.Мазурова
разработана система с реактивными кормовыми бом-
бами «Бурун».
1955-1960 гг. Под руководством Н.П.Мазурова
разработаны и находились на вооружении Сухопутных
войск тактические ракеты «Марс» и «Филин».
1959-1963 гг. Под руководством А.Д.Надирадзе
разработана управляемая твердотопливная оператив-
но-тактическая ракета «Темп».
1961 г. 20 мая на полигоне Капустин Яр осущест-
влен пуск первой в истории отечественного ракетостро-
ения управляемой баллистической твердотопливной
ракеты «Темп». Директором - главным конструкто-
ром НИИ-1 назначен А.Д.Надирадзе.
873
Приложение
1962 г. 5 сентября начата разработка новой твер-
дотопливной ОТР «Темп-С».
1965 г. 29 декабря ракета «Темп-С» принята на во-
оружение.
1966 г. 6 марта начата разработка твердотоплив-
ной межконтинентальной ракеты и подвижного грун-
тового комплекса «Темп-2С».
1968 г. Под руководством Н.П.Мазурова разрабо-
тан ракетный противолодочный комплекс «Вихрь». 12
июня НИИ-1 переименован в Московский институт те-
плотехники. 8 июля МИТ определен головным по раз-
работке и производству РК (подвижные ОТР и МБР на
твердом топливе). 21 августа за выдающиеся заслуги
в создании образцов новой техники и передачу их на-
родному хозяйству Московский институт теплотехники
указом Президиума ВС СССР награжден орденом Ле-
нина.
1969 г. 15 октября ракетный комплекс «Луна-М»
принят на вооружение.
1972 г. 14 марта начаты летные испытания ракеты
«Темп-2С» на полигоне Капустин Яр.
1972-1978 гг. Под руководством Н.П.Мазурова
разработан новый противолодочный комплекс «Ли-
вень».
1973 г. 28 апреля под руководством А.Д.Надирадзе
развернуты ОКР по созданию нового комплекса с ра-
кетой «Пионер».
1974 г. 21 сентября начаты летные испытания ра-
кеты «Пионер» на полигоне Капустин Яр.
1975 г. Завершена разработка и принят на воору-
жение первый подвижный ракетный комплекс «Темп-
2С» с твердотопливной межконтинентальной ракетой.
1976 г. 11 марта ракетный комплекс «Пионер»
принят на вооружение. 19 июля под руководством
А.Д.Надирадзе развернуты работы по ракете «То-
поль». 9 сентября Московский институт теплотехники
награжден вторым орденом Ленина.
1981 г. 23 апреля ракетный комплекс «Пио-
нер УТТХ» принят на вооружение. 5 июля под руковод-
ством А.Д.Надирадзе разработана командная ракета
«Горн», предназначенная для доведения команды на
боевое применение стратегического оружия от высших
звеньев боевого управления до частей РВСН.
1982 г. 21 мая комплекс «Ливень» принят на во-
оружение.
1983 г. 8 февраля на полигоне Плесецк начались
летные испытания ракеты «Тополь».
1984 г. В декабре поставлен на серийное произ-
водство РК «Тополь».
1985 г. 23 июля на боевое дежурство заступила
первая в/ч РВСН с партией ПГРК «Тополь».
1986 г. 11 марта принят на вооружение комплекс
командных ракет.
1987 г. В сентябре Московский институт теплотех-
ники возглавил генеральный конструктор и директор
Б.Н.Лагутин, бывший до этого первым заместителем
директора - главного конструктора.
1988 г. 1 декабря ПГРК «Тополь» принят на во-
оружение.
1989 г. 27 января начаты работы над созданием
новой командной ракеты с использованием ракетной
части от МБР «Тополь».
1991 г. В декабре ракетный комплекс «Сирена» с
командной ракетой поставлен на боевое дежурство.
1992 г. МИТ становится Государственным предпри-
ятием «Московский институт теплотехники». Начаты
работы по основным направлениям в рамках конверси-
онных программ:
-	информатика, связь, разведка полезных ископа-
емых, контроль за экологией на основе системы ма-
лых спутников, запускаемых коммерческим ракетно-
космическим комплексом «Старт-1»;
-	системы безотходной переработки, транспорти-
ровки и хранения сельхозпродукции;
-	оборудование для глубокопроникающего гидров-
зрыва нефтяных пластов.
1993 г. 25 марта в рамках конверсионных меро-
приятий проведен первый испытательно-демонстра-
ционный пуск четырехступенчатой ракеты «Старт-1».
1994 г. 10 февраля принят на вооружение ком-
плекс командных ракет «Сирена».
1995 г. 28 марта в целях решения задач по народ-
но-хозяйственному использованию твердотопливной
ракетной техники проведен пуск пятиступенчатой ра-
кеты «Старт».
1997 г. 4 марта с космодрома «Свободный» (Амур-
ская обл.) впервые произведен запуск PH «Старт-1»,
который вывел на орбиту спутник «Зея». 11 марта ди-
ректором и генеральным конструктором госпредпри-
ятия «Московский институт теплотехники» назначен
Ю.С.Соломонов. 24 декабря с космодрома «Свобод-
ный» успешно произведен третий запуск PH «Старт-1»,
с помощью которого на расчетную орбиту выведен
американский спутник «Ранняя пташка». В этот же
день на боевое дежурство поставлены первые две (бо-
евая и учебно-боевая) МБР шахтного базирования РК
«Тополь-М».
1998 г. 24 июня на основании предложения РКА
распоряжением Правительства РФ № 838-Р создано
акционерное общество «Пусковые услуги», на которое
возложено предоставление услуг по запуску россий-
ских и зарубежных малогабаритных спутников мирно-
го назначения с использованием PH типа «Старт» и
«Космос». 27 декабря на боевое дежурство заступил
первый полк РК «Тополь-М», имеющий в своем соста-
ве 10 МБР.
1999 г. В декабре Заказчику представлен эскизный
проект комплекса «Булава».
2000 г. 25 апреля Государственная комиссия утвер-
дила акт о принятии на вооружение РК «Тополь-М»
874
Хроника основных событий
шахтного вида базирования. 13 июля указом прези-
дента РК «Тополь-М» шахтного вида базирования при-
нят на вооружение. 27 сентября с космодрома Плесецк
боевым расчетом РВСН успешно осуществлен первый
испытательный пуск МБР «Тополь-М» с мобильной
ПУ. 5 декабря с космодрома «Свободный» успешно
осуществлен четвертый пуск PH «Старт-1», с помощью
которого на расчетную орбиту выведен израильский
спутник «Эрос-А1».
2001 г. 20 февраля с космодрома «Свободный»
успешно осуществлен пятый пуск PH «Старт-1», с по-
мощью которого на расчетную орбиту выведен швед-
ский спутник «Один».
2003 г. 25 апреля успешно проведено первое бро-
сковое испытание весового макета ракеты «Булава».
2005 г. 24 сентября из акватории Белого моря
успешно осуществлен первый испытательный пуск МБР
морского базирования «Булава». Пуск произведен из
надводного положения с ракетного подводного крей-
сера стратегического назначения «Дмитрий Донской».
21 декабря произведен первый пуск ракеты «Булава»
с борта РПКСН «Дмитрий Донской», находившегося в
подводном положении.
2006 г. 25 апреля с испытательного космодрома
«Свободный» боевым расчетом Космических войск
успешно осуществлен пуск PH «Старт-1». На расчет-
ную орбиту выведен израильский спутник дистанци-
онного зондирования Земли «Эрос-Б1». 10 декабря
в Тейковской дивизии РВСН на боевое дежурство по-
ставлены первые три пусковые установки подвижного
грунтового ракетного комплекса «Тополь-М».
29.05.2007-26.11.2008 гг. С космодрома Пле-
сецк успешно осуществлены испытательные пуски но-
вой МБР «Ярс» с РГЧ с мобильной ПУ.
28.06.2007—29.10.20 IC гг. Из акватории Белого
моря с борта РПКСН «Дмитрий Донской», находивше-
гося в подводном положении, успешно произведены
пуски МБР «Булава».
2009 г. В сентябре Московский институт теплотех-
ники возглавил генеральный директор С.П.Никулин,
бывший до этого генеральным директором ОАО «Мо-
сковский машиностроительный завод «Вымпел».
2010 г. 19 июля первый дивизион, оснащенный
МБР «Ярс» с РГЧ, заступил на боевое дежурство в
Тейковской дивизии РВСН. 24 ноября распоряжением
Росимущества № 2338 ФГУП «Московский инсти-
тут теплотехники» преобразован в ОАО «Корпорация
«МИТ».
2011 г. С 28 июня по 28 октября из акватории
Белого моря с борта РПКСН «Юрий Долгорукий»,
находившегося в подводном положении, произведе-
ны пуски МБР «Булава». 23 декабря с борта РПКСН
«Юрий Долгорукий», находившегося в подводном
положении, произведен успешный залповый пуск
двух ракет «Булава».
2012 г. 20 сентября Тейковское ракетное соедине-
ние стало первой в РВСН дивизией, полностью перево-
оруженной на ракетные комплексы пятого поколения
«Тополь-М» и «Ярс».
2013 г. 10 января АПЛ «Юрий Долгорукий» и
первая отечественная твердотопливная межконтинен-
тальная баллистическая ракета морского базирования
«Булава» приняты на вооружение ВМФ.
ОАО «Красмаш»
1932 г. 13 июля основан Красноярский машино-
строительный завод. Изначально завод был предна-
значен для выпуска драг, паровых котлов и экскавато-
ров для золотых приисков.
1932-1937 гг. Начальником строительства и пер-
вым директором завода был А.П.Субботин.
1932-1941 гг. До Великой Отечественной войны
заводом изготавливались шахтные подъемные ма-
шины, лебедки, проходческие комбайны, врубовые
машины, вагонетки, клети шахтные, скипы, копры,
отсадочные машины, транспортеры для золотодобы-
вающей и горной промышленности, катера, баржи,
оборудование для нефтедобывающей промышлен-
ности. В январе 1941 г. завод располагал 300 едини-
цами оборудования, здесь трудились 3600 человек.
С началом войны завод перешел в подчинение Нар-
комата вооружения, в него влились эвакуированные
из западных районов страны коломенские заводы
им. Ворошилова и им. Куйбышева, частично - ле-
нинградские заводы «Арсенал» и «Большевик», ка-
лужский и сталинградский заводы. С этого времени
основной продукцией завода стали автоматические
зенитные пушки.
1941 г. 15 ноября на фронт из Красноярска был
отправлен первый эшелон зенитных пушек 61-К.
1942-1946 гг. Заводом руководил БАХазанов.
1945 г. За героический, самоотверженный труд
в годы войны 16 сентября завод награжден орденом
Ленина. 230 работников были удостоены орденов и
медалей Советского Союза.
1953-1966 гг. Заводом руководил П.А.Сысоев.
1958 г. Постановлением правительства завод пере-
профилируется на изготовление ракетно-космической
техники.
1961 г. После коренной реконструкции началось
освоение первой одноступенчатой ракеты среднего ра-
диуса действия 8К65.
1964 г. Завод приступил к освоению ракеты-но-
сителя 11К65 для выведения на различные орбиты
легких спутников. Позже эта ракета была модернизи-
рована и получила индекс 11К65М («Космос-3») Она
выпускалась серийно до 1971 г, затем была передана
Омскому ПО «Полет».
875
Приложение
1965-1988 гг. Завод совместно с КБМ отработал и
поставил на серийное производство четыре типа БРПЛ:
РСМ-25, РСМ-40, РСМ-50 и РСМ-54. Межконтинен-
тальная многоступенчатая ракета РСМ-54 («Синева»)
с РГЧ стала лучшей ракетой по своим энергомассовым
характеристикам.
Середина 1960-х гг. «Красмаш» приступил к
освоению и серийному производству баллистических
ракет для подводных лодок, разработанных КБМ под
руководством В.П.Макеева.
1966 г. За заслуги в создании и производстве но-
вой техники 26 июля завод награжден орденом Трудо-
вого Красного Знамени.
1966-1969 гг. Завод возглавлял Б.Н.Гуров.
1969-1974 гг. Директором завода был В.П. Ко-
тельников.
1971 г. «Красмаш» награжден орденом Октябрь-
ской Революции.
1975-2005 гг. Заводом руководил В.К.Гупалов.
1982 г. За успешное решение задач по выполне-
нию правительственных заданий по выпуску продук-
ции, развитию производства, техники, технологии и
организации производства завод награжден орденом
Трудового Красного Знамени.
1986 г. Завод приступил к утилизации военной
техники, снятой с вооружения. В течение последне-
го десятилетия было слито и утилизировано около
600 БРПЛ, государству возвращено в виде вторично-
го сырья сотни тонн цветного металла и повторно ис-
пользуемых компонентов топлива, сотни килограм-
мов драгоценных и редкоземельных металлов.
1989 г. Завод в условиях резкого снижения объ-
емов государственного оборонного заказа вернулся к
изготовлению космической техники, освоив производ-
ство базовых модулей разгонного блока 11С861 для
PH «Протон», и в течение последних лет постоянно
расширял их номенклатуру. К1995 г. для PH «Протон»
были освоены четыре модификации базового моду-
ля РБ ДМ, что в значительной мере способствовало
расширению программы пусков с использованием
PH «Протон».
1997 г. Предприятие начало производство ба-
зового модуля разгонного блока «ДМ-SL» для PH
«Зенит 3SL», внеся тем самым значительный вклад
в реализацию проекта «Морской старт» и продвиже-
ние российских технологий на международный ры-
нок космических услуг. На заводе ведутся работы по
дальнейшему совершенствованию энергетических
характеристик РБ ДМ и ДМ-SL для PH «Протон-М»
и «Зенит-SSL». Производство разгонных блоков
является одним из важнейших и ответственных на-
правлений деятельности завода. ОАО «Красмаш»
также осуществляет работы по адаптации разгонных
блоков 11 С-861-03 для PH «Ангара». Здесь созда-
ют новый, унифицированный РБ для PH среднего и
тяжелого классов, который будет иметь улучшенные
энергетические характеристики за счет нового ЖРД
на дешевых и экологически чистых компонентах ра-
кетного топлива. В целях дальнейшего расширения
производства космической техники на заводе про-
ведены работы по изготовлению модернизирован-
ного варианта ЖРД 11Д49 для PH «Космос-ЗМ»,
создан и прошел огневые испытания опытный обра-
зец ЖРД РД0155 для PH малого и среднего классов
на экологически чистых компонентах топлива «кис-
лород-керосин».
2005 г. Генеральным директором избран
В.А.Колмыков.
2008 г. 23 декабря ФГУП «Красмаш» преобразо-
вано в ОАО «Красмаш», 100 % акций находится в фе-
деральной собственности.
Московский авиационный институт
1930 г. На базе аэромеханического факультета
МАИ образовано Высшее аэромеханическое училище
(БАМУ, приказ ВСНХ СССР № 1053 от 20 марта 1930 г.).
В составе БАМУ три отделения: самолетостроительное,
моторостроительное и воздухоплавательное. Первым
директором БАМУ назначен Г.П.Судаков. 20 августа
приказом № 177 по Государственному Всесоюзному
авиационному объединению БАМУ переименовано в
Московский авиационный институт (МАИ).
1931 г. С 10 мая МАИ перешел на факультетскую
систему организации учебно-производственного про-
цесса. Началось строительство учебно-производствен-
ных корпусов на территории развилки Ленинградского
и Волоколамского шоссе, где МАИ расположен и по
настоящее время.
1933 г. В структуре МАИ создан инженерно-эко-
номический факультет (приказ от 10 марта). Пущен
в строй первый учебно-административный корпус на
новой территории.
1934 г. Завершены строительство, оборудование
и организация работы учебно-производственных ма-
стерских института (1934 г.).
1935 г. Созданы факультет вооружения и обще-
технический факультет. К концу года в структуре МАИ
было 6 факультетов: самолетостроительный, авиаци-
онного моторостроения, вооружения самолетов, ин-
женерно-экономический, безотрывного обучения и
общетехнический.
1937 г. Учебно-производственные мастерские пре-
образованы в самостоятельную организацию с правом
юридического лица. В состав УПМ вошли технологи-
ческая и электротехническая лаборатории, столярная
мастерская и автобаза.
1940 г. Организован факультет «Приборостроение
и авиационное оборудование».
876
Хроника основных событий
1941 г. 22 июня началась Великая Отечественная
война. Более 200 студентов МАИ направлены для ра-
боты на авиазаводы, около 450 - на подмосковные
аэродромы, более 500 человек в июле-августе работа-
ли на строительстве оборонительных сооружений под
Смоленском, Вязьмой и Брянском. В последующем
25 преподавателей, 61 служащий, 106 рабочих, 75 сту-
дентов и 6 руководителей МАИ были награждены
медалями «За оборону Москвы». С 14 октября про-
исходила эвакуация института из Москвы в Алма-Ату,
где уже с 14 ноября студенты приступили к учебным
занятиям. В Алма-Ате МАИ выпустил 620 инженеров.
1942 г. 2 февраля институт возобновил работу в
Москве (параллельно с Алма-Атой). К апрелю в Москве
работало и училось около 1700 человек (из них более
800 студентов). С апреля учебно-производственные
мастерские (на новой базе в Алма-Ате) начали произво-
дить корпуса артиллерийских снарядов калибра 76 мм
(до 10000 в месяц), сварку корпусов зажигательных
бомб и стабилизаторов мин. В учебно-производствен-
ных мастерских (в Москве) организован демонтаж и
утилизация сбитых немецких самолетов. Ежемесячно
мастерские отправляли на авиазаводы десятки тонн
вторичного сырья. Специалисты-вооруженцы МАИ ока-
зали техническую помощь М.Т.Калашникову в создании
пистолета-пулемета (Алма-Ата).
1943 г. В июле-октябре завершено возвращение
подразделений института из эвакуации. В сентябре в
МАИ обучалось 5300 студентов. Впервые произведена
доработка учебных планов с ориентацией на подготов-
ку специалистов широкого профиля.
1944 г. МАИ признан лучшим вузом столицы с
вручением переходящего Красного знамени. Под пред-
седательством заместителя наркома авиапромышлен-
ности В.И.Тарасова проведено совещание, на котором
были определены задачи по подготовке в МАИ инже-
нерных кадров по новым специальностям: реактивным
самолетам и двигателям, радиолокации и др.
1945 г. За годы войны в МАИ подготовлено для ави-
апромышленности страны 2262 инженера. Указом Пре-
зидиума Верховного Совета СССР от 16 сентября МАИ
награжден орденом Ленина, 119 преподавателей, со-
трудников и студентов института награждены орденами
и медалями. Факультет моторостроения переименован
в факультет двигателей летательных аппаратов. Создана
(февраль) кафедра специальных двигателей, на которой
началась подготовка специалистов по воздушно-реак-
тивным и жидкостно-реактивным двигателям.
1946 г. СМ СССР принято постановление
(№ 1017-499 от 13 мая 1946 г.) «Вопросы реактив-
ного вооружения». В МАИ состоялся первый выпуск
инженеров-механиков по новым специальностям:
реактивным двигателям, реактивным самолетам и
радиолокации. Создан факультет радиоэлектроники
летательных аппаратов.
1947 г. МАИ признан лучшим вузом Москвы с вру-
чением ему переходящего Красного знамени.
1949 г. По постановке и результатам учебной и на-
учно-исследовательской работы в 1945-1949 гг. МАИ
ежегодно присуждалось первое место в соцсоревно-
вании среди вузов г. Москвы и вручалось переходящее
Красное знамя обкома профсоюзов работников выс-
шей школы и научных учреждений.
1950 г. В соответствии с постановлением прави-
тельства институт начал подготовку специалистов из
числа иностранных граждан. В период до 1963 г. МАИ
закончили и получили дипломы инженеров свыше
300 граждан из Китая, Чехословакии, Германии, Поль-
ши и Болгарии.
1951 г. В г. Жуковском создан вечерний факультет
«Стрела» МАИ (приказ MB0 СССР № 497 от 26 марта
1951 г.), с отделением дневного обучения (с 1986 г.),
филиал «Стрела» МАИ (с 2008 г.). Воссоздан вечер-
ний факультет с контингентом 470 человек по специ-
альностям «Самолетостроение», «Авиамоторострое-
ние» и «Авиационное электрооборудование».
1952 г. Факультет приборостроения и авиационно-
го оборудования переименован в факультет приборо-
строения и автоматики. Создана кафедра «Конструк-
ции летательных аппаратов» (приказ № 155 от 12 июля
1952 г.), где было положено начало подготовке в
институте специалистов по ракетной технике. Уже в
1952-1953 учебном году выпущено 49 специалистов.
1956 г. Группа преподавателей МАИ выехала в
Пекин для оказания организационной и методиче-
ской помощи в создании Пекинского авиационно-
го института (ПАИ, в настоящее время - Пекинский
аэрокосмический университет). Преподаватели МАИ
на протяжении ряда лет проводили в ПАИ все виды
учебных занятий.
1957 г. Факультет самолетостроения переимено-
ван в факультет летательных аппаратов. Созданы пер-
вые проблемные лаборатории в области летательных
аппаратов, авиационных двигателей и авиационной
автоматики.
1959 г. Создана кафедра «Проектирование и кон-
струкция ЛА» для подготовки специалистов в области
РКТ. С момента организации до 1990 г. кафедрой ру-
ководил первый заместитель главного конструктора
С.П.Королева академик В.П.Мишин.
1960 г. Факультет приборостроения и автоматики,
включивший в себя часть бывшего факультета воору-
жения, переименован в факультет систем управления
летательных аппаратов. Институту передан аэродром
Алферьево.
1962 г. Организован факультет общетехниче-
ских кафедр. Создан завод-втуз - филиал МАИ
(с 1987 г. - радиовтуз на правах территориального
факультета, с 2009 г. - институт Радиовтуз, ныне -
факультет Радиовтуз)
877
Приложение
1964 г. Создан филиал МАИ «Восход» в г. Ленин-
ске Казахской ССР (при космодроме Байконур).
1965 г. Инженерно-экономический факультет пре-
образован в факультет экономики и организации про-
изводства ЛА. Создан вечерний территориальный фа-
культет МАИ «Взлет» в г. Ахтубинске Астраханской обл.
(с 1992 г. - филиал).
1967 г. При кафедре «Проектирование и кон-
струкции ЛА» создано студенческое КБ космической
техники «Искра». В СКБ силами студентов, сотрудни-
ков и преподавателей впервые в мире были разрабо-
таны и при участии других организаций реализованы
студенческие ИСЗ «Искра», выведенные в последую-
щем на орбиту при запуске штатных КК.
1968 г. Началась разработка генерального плана
развития института. Строительство учебно-лаборатор-
ных корпусов института в соответствии с этим планом
в дальнейшем проходило на основе постановлений
СМ СССР № 462 от 4 марта 1968 г. и № 47 от 11 ян-
варя 1982 г., а также распоряжения Мосгорисполкома
№ 109-25с от 19 марта 1968 г. Организован факультет
повышения квалификации преподавателей, осущест-
вляющий переподготовку преподавателей МАИ и дру-
гих вузов страны. Факультет «Летательные аппараты»
разделен на 2 факультета: «Самолетостроение и вер-
толетостроение» и «Летательные аппараты» (ныне -
«Аэрокосмический»), Создан факультет «Установки
летательных аппаратов».
1969 г. Образован межотраслевой факультет по-
вышения квалификации руководящих работников и
специалистов промышленности. Первым среди вы-
пускников МАИ 11-16 ноября совершил космический
полет В.Н.Кубасов. В период до ноября 2012 г. в кос-
мосе побывал 21 выпускник МАИ.
1970 г. На базе факультета общетехнических ка-
федр образованы факультеты «Прикладная математика
и физика» и «Общеинженерная подготовка». В соот-
ветствии с межправительственным соглашением между
СССР и Индией (1966 г.) МАИ принял участие в созда-
нии факультета авиационной техники при Бомбейском
технологическом институте.
1973 г. Факультет прикладной математики и фи-
зики переименован в факультет прикладной матема-
тики. Создана кафедра «Прикладная гидромеханика и
проектирование двухсредных аппаратов» (с 1993 г. -
«Проектирование аэрогидрокосмических систем»).
Впервые в мировой практике МАИ приступил к под-
готовке специалистов в области исследования и реали-
зации принципов реактивного движения в воде.
1974 г. Институту, как победителю Всесоюзного
смотра-конкурса на лучшую организацию НИРС, вру-
чено Красное знамя.
1975 г. Организован специальный факультет для
переподготовки кадров по новым перспективным на-
правлениям науки и техники. По итогам Всесоюзного
смотра-конкурса на лучшую организацию научно-ис-
следовательской работы студентов МАИ присуждено
первое место по группе авиационных, транспортных
и строительных вузов. Институту вручено переходящее
Красное знамя ЦК ВЛКСМ и МВ и ССО СССР.
1976 г. Факультет систем управления ЛА переиме-
нован в факультет «Системы управления, приборы и
электроэнергетика ЛА».
1978 г. 26 октября 1978 г. в Советском Союзе
осуществлен запуск одной ракетой-носителем искус-
ственных спутников Земли «Радио-1», «Радио-2» и
«Космос-1045». На спутниках «Радио-1» и «Радио-2»
установлена аппаратура для радиолюбительской свя-
зи, проведения студентами вузов научно-технических
экспериментов и научных работ. В создании спутников
«Радио» оригинальной негерметичной конструкции
участвовали члены студенческого КБ МАИ «Искра».
1980 г. За заслуги в подготовке высококвалифи-
цированных кадров для народного хозяйства и в раз-
витии отечественной науки Президиум Верховного Со-
вета СССР своим указом от 19 марта наградил МАИ
орденом Октябрьской Революции. 120 преподавателей
и сотрудников МАИ награждены орденами и медалями
СССР.
1983 г. Факультет летательных аппаратов переиме-
нован в факультет космонавтики и автоматических ле-
тательных аппаратов (с 1993 г. - Аэрокосмический фа-
культет). По итогам работы за 1983 г. коллектив МАИ
признан победителем Всесоюзного соцсоревнования
вузов системы Минвуза СССР и награжден переходя-
щим Красным знаменем ЦК КПСС, СМ СССР, ВЦСПС
и ЦК ВЛКСМ.
1984 г. За высокие показатели в работе МАИ на-
гражден переходящим Красным знаменем ЦК КПСС,
СМ СССР, ВЦСПС и ЦК ВЛКСМ.
1985 г. Факультет общеинженерной подготовки
переименован в факультет прикладной механики.
1990 г. Факультет бортовых автоматизированных
систем и установок ЛА переименован в факультет ро-
бототехнических и интеллектуальных систем авиаци-
онно-космических и боевых летательных аппаратов.
1991 г. Московский авиационный институт стал
членом Международной федерации астронавтики.
1992 г. МАИ определен головным вузом создан-
ного в 1988 г. Учебно-методического объединения ву-
зов Российской Федерации по образованию в области
авиации, ракетостроения и космоса (УМ0 АРК). Пред-
седателем УМ0 назначен ректор МАИ. В целях ока-
зания аэрокосмическим вузам учебно-методической
помощи создана на общественных началах ассоциация
«Аэрокосмическое высшее образование». В ассоциа-
цию вошли 10 вузов авиационного и ракетно-космиче-
ского профиля.
1993 г. В соответствии с Приказом от 5 июля
1993 г. «О переименовании государственных высших
878
Хроника основных событий
учебных заведений» Госкомитета РФ по высшему об-
разованию Московский авиационный институт переи-
менован в Московский государственный авиационный
институт (технический университет) с сохранением
традиционной аббревиатуры МАИ. Создан гуманитар-
ный факультет, с 2009 г. - «Социальный инжиниринг».
1998 г. Авиационный регистр Межгосударствен-
ного авиационного комитета выдал институту Серти-
фикат разработчика легких гражданских воздушных
судов.
1999 г. По итогам 1998 г. МАИ занял первое место
среди машиностроительных и авиационных вузов Рос-
сии. 28 января состоялось расширенное заседание уче-
ного совета аэрокосмического факультета, посвященное
его 30-летию. За этот период факультет выпустил около
12000 специалистов для ракетно-космической отрасли.
2002 г. Приказом Минобразования России № 647
от 1 марта Московский государственный авиационный
институт (технический университет) переименован в
Московский авиационный институт (государственный
технический университет) - МАИ.
2005 г. На аэрокосмическом факультете создана
кафедра № 610 «Управление эксплуатацией ракет-
но-космических систем». Заведующий кафедрой -
АНПерминов.
2008 г. Распоряжением Правительства РФ № 275р
от 6 марта на базе факультета военного обучения МАИ
образованы военная кафедра (ВК) и учебный военный
центр (УВЦ); с 2009 г. - Институт военного обучения.
На базе предприятий «НПО им. САЛавочкина, ОАО
«НПО Энергомаш» и ОАО «МКВ «Факел» создан фи-
лиал МАИ «Ракетно-космическая техника».
2009 г. Признанием больших заслуг МАИ в деле
подготовки специалистов и развитии научных исследо-
ваний в интересах авиационной и ракетно-космической
отраслей стало установление Московскому авиационно-
му институту приказом Минобрнауки РФ № 386 от 8 ок-
тября 2009 г. статуса национального исследовательского
университета. На базе инженерно-экономического фа-
культета образован Инженерно-экономический инсти-
тут (ИНЖЭКИН) на правах факультета.
2010 г. На Аэрокосмическом факультете создана
кафедра № 611 «Системный анализ и проектирование
космических систем».
2011 г. В рамках приоритетных направлений раз-
вития университета созданы и функционируют струк-
турные подразделения МАИ - центры коллективного
пользования, ресурсные центры, научно-образова-
тельные центры, в их числе: ресурсный центр в обла-
сти авиастроения, ресурсный центр в области произ-
водства ЛА, ресурсный центр ракетной и космической
техники, ресурсный центр научных исследований и ин-
новационных технологий, центр коллективного поль-
зования оборудованием в области наноматериалов и
нанотехнологий - «НаноЦентр МАИ».
МПУ имени Н.Э.Баумана
1.МРУЗ
1830 г. Утверждено положение об организации
Московского ремесленного учебного заведения.
1839 г. Произведен первый выпуск мастеров.
1844 г. Утвержден Устав.
1851 г. МРУЗ приняло участие в Московской вы-
ставке мануфактурных изделий, во Всемирной вы-
ставке в Лондоне.
1854 г. Начато преподавание механической техно-
логии.
1855 г. Создана учебная мастерская токарного и
столярного дела.
1860 г. МРУЗ приняло участие во Всероссийской
выставке сельского хозяйства и промышленности.
1867 г. МРУЗ приняло участие во Всемирной вы-
ставке в Париже.
2.	ИМТ7
1868 г. МРУЗ переименовано в Императорское
Московское техническое училище (ИМТУ). Утвержден
Устав Училища как высшего учебного заведения. Орга-
низованы первые кафедры: общей механики, построе-
ния машин, высшей математики, общей и прикладной
физики, строительного искусства, технологии волок-
нистых веществ, общей химии, химической техноло-
гии.
1871 г. Состоялся первый выпуск дипломирован-
ных инженеров: выпущено 5 инженеров-механиков,
5 инженеров-технологов и 4 механика-строителя.
1872 г. Начало работы в ИМТУ профессора
Н.Е.Жуковского.
1873 г. ИМТУ приняло участие во Всемирной
выставке в Вене. Триумф «русского метода обуче-
ния ремеслами».
1874 г. В училище открыта первая в России меха-
ническая лаборатория.
1878 г. ИМТУ приняло участие во Всемирной
Парижской выставке. Н.Е.Жуковский организовал ка-
федру теоретической механики, которую возглавлял
более 40 лет.
1888 г. П.К.Худяков издал первый русский «Атлас
конструктивных чертежей деталей машин».
1889 г. В соответствии с указом императора Алек-
сандра II, лица, окончившие ИМТУ и получившие уче-
ное звание, могут производиться в государственные
чины.
1894 г. Н.Е.Жуковский выступил в Политехниче-
ском обществе с докладом о теории летания. Утверж-
дено Положение об ИМТУ, задача которого - «до-
ставлять учащимся в нем высшее образование по
специальности механической и химической».
879
Приложение
1897 г. Организована кафедра технологии металлов и
дерева
1901-1903 гг. При училище строится Институт
технологии волокнистых веществ.
1902 г. Создан Физико-электротехнический инсти-
тут.
1904 г. Организована кафедра электротехники,
электротехническая лаборатория выделена из кафе-
дры физики.
1905 г. В истории училища впервые прошли вы-
боры ректора. Ректором избран профессор А.П. Гав-
риленко.
1907 г. Создана гидравлическая лаборатория.
1908 г. Создана лаборатория технологии ме-
таллов. В училище Н.Е.Жуковский начал читать курс
«Воздухоплавание». Открыта специальность «Парово-
зостроение».
1908-1909 гг. В училище организованы первые
студенческие научные кружки.
1910 г. Создана аэродинамическая лаборатория.
Член воздухоплавательного кружка А.Н.Туполев по-
строил первый в России планер.
1913 г. Создана Московская школа воздухоплава-
ния. Основана кафедра машиностроительной гидрав-
лики.
1916 г. При училище Н.Е.Жуковским создано авиа-
ционное расчетно-испытательное бюро.
3.	МВТУ
1917 г. ИМТУ переименовано в Московское выс-
шее техническое училище (МВТУ).
1918 г. Организованы электротехнический и ин-
женерно-строительный факультеты. Теоретические
курсы преобразованы в Московский авиационный
техникум. Развивается аэродинамическая лаборато-
рия, ставшая впоследствии базой ЦАГИ. Организо-
вана научная автомобильная лаборатория, ставшая
впоследствии НАМИ. На базе металлографической
лаборатории А.М.Бочвар начинает организацию Ин-
ститута испытаний материалов. Организована под-
готовка инженеров по аэродинамической специаль-
ности.
1921 г. По инициативе ученых создано училище
Всесоюзного теплотехнического института.
1924 г. Открыты Высшие педагогические курсы
при училище.
1925 г. Открыто аэромеханическое отделение на
механическом факультете.
1926 г. Организована специализация по текстиль-
ному машиностроению.
1927 г. Организована тепловозная лаборатория.
1929 г. Созданы специальности «Точная механи-
ка» и оптическая. Открыта кафедра «Экономика и ор-
ганизация производства».
4.	МММИ им. Н.Э. Баумана
1930 г. Приказом по ВСНХ СССР на базе факуль-
тетов училища образованы Высшее механико-маши-
ностроительное училище, Московское высшее аэро-
механическое училище, Академия химической защиты
РККА, Высшее инженерно-строительное училище,
Московское энергетическое училище. Высшее меха-
нико-машиностроительное училище переименовано
в Московский механико-машиностроительный ин-
ститут (МММИ). МММИ присвоено имя Н.Э.Баумана.
Организованы кафедры металлорежущих станков,
обработки металлов давлением, иностранных язы-
ков, резания металлов и инструментального произ-
водства.
1931 г. Созданы кафедры сварки и метрологии и
взаимозаменяемости.
1932 г. Отдел испытания авиаматериалов преоб-
разован во Всесоюзный институт авиационных мате-
риалов.
1933 г. МММИ награжден орденом Трудового
Красного Знамени. Организована кафедра тепловоз-
остроения и прокатки и волочения.
1933-1934 гг. Образованы факультеты сварочно-
го производства, общетехнический, механико-техно-
логический, «Тепловые и гидравлические машины»,
«Точное приборостроение». Организованы кафедры
«Колесные машины», «Физическое воспитание». Ор-
ганизован Ученый совет вуза.
1937 г. Создана кафедра гироскопических систем
управления.
1938 г. На базе кафедр МММИ организован
НИИ черной металлургии им. И.П.Бардина. МММИ
им. Н.Э.Баумана передан в ведение Наркомата обо-
ронной промышленности СССР. Постановлением
Совнаркома в МММИ созданы факультеты артилле-
рии, боеприпасов и танковый.
1941 г. МММИ эвакуирован в Ижевск. 500 студен-
тов и преподавателей МММИ ушли на фронт в составе
7-й дивизии народного ополчения.
5.	МВТУ им. Н.Э.Баумана
1943 г. МММИ вернулся из Ижевска в Москву.
Институт переименован в Московское высшее техни-
ческое училище им. Н.Э.Баумана.
1943-1946 гг. 20 ученых МВТУ удостоены звания
лауреатов Сталинской премии за разработки в области
оборонной техники.
1945 г. Создано первое в Москве студенческое
научно-техническое общество. Организована кафедра
«Оборудование и автоматизация термической обра-
ботки».
1947 г. МВТУ передано в ведение Министерства
высшего и среднего специального образования СССР.
880
Хроника основных событий
1948 г. Создан факультет ракетной техники. Соз-
дана кафедра систем автоматического управления.
1949 г. Создана кафедра газотурбостроения, ма-
шин и автоматов прокатного производства и матема-
тических машин. Организованы Высшие инженерные
курсы по подготовке специалистов в области ракетной
техники.
1955 г. Училище награждено орденом Ленина.
1956 г. Организовано вечернее отделение. Созда-
на кафедра «Приборные устройства».
1956-1972 гг. Созданы отраслевые филиалы
МВТУ.
1959 г. Открыт Калужский филиал МВТУ. На базе
оборонных факультетов образован факультет маши-
ностроения. Создана кафедра «Автоматические уста-
новки» под руководством В.П.Бармина.
1960 г. Создана кафедра под руководством
В.Н.Челомея.
1961 г. Создана кафедра энергетических машин и
установок под руководством Н АДоллежаля. Начата под-
готовка специалистов по квантовой электронике оптиче-
ского диапазона.
1962-1965 гг. Строится Учебно-эксперименталь-
ный центр училища в пос. Орево Дмитровского района
Московской области (ныне Дмитровский филиал).
1963 г. Созданы кафедры плазменных энергети-
ческих установок и аэродинамики.
1971 г. При училище создан НИИ проблем маши-
ностроения.
1974 г. Создана кафедра полупроводникового и
электровакуумного машиностроения.
1976 г. Организована кафедра «Конструирование и
производство электронно-вычислительной аппаратуры».
1980 г. Училище награждено орденом Октябрьской
Революции.
1981 г. Организована кафедра «Оборудование и
технология лазерной обработки».
1982 г. Организована кафедра «Системы автома-
тизированного проектирования».
1984 г. Организована кафедра «Автоматические
системы и роботы».
1986 г. Два робота «Мобот-ЧХВ», разработанные
в МВТУ, работали при ликвидации последствий аварии
на Чернобыльской АЭС.
1987 г. Совместным постановлением ЦК КПСС
и Совмина СССР МВТУ преобразовано в вуз нового
типа. Принята новая структура, включающая Научно-
учебные комплексы.
6.	МГТУ им. Н.Э.Баумана
1989 г. МВТУ преобразовано в Московский го-
сударственный технический университет им. Н.Э Ба-
умана. Организована кафедра «Подводные роботы и
манипуляторы».
1991 г. Проведены первые после 1917 г. выборы рек-
тора МГТУ. Ректором избран профессор И.Б.Федоров.
1992 г. Создана Ассоциация технических универ-
ситетов.
1993 г. Организован факультет инженерного биз-
неса и менеджмента. Организован Головной учебно-
исследовательский и методический центр профессио-
нальной реабилитации инвалидов по слуху.
1995 г. Указом Президента России МГТУ
им. Н.Э.Баумана включен в Государственный свод
особо ценных объектов культурного наследия народов
Российской Федерации.
1996 г. Открыта подготовка по специальностям
«Безопасность жизнедеятельности», «Нетрадицион-
ные и возобновляемые источники энергии», «Тепло-
физика» и «Техническая физика».
1998 г. Организован факультет биомедицинской
техники.
2002 г. Организована кафедра «Ракетно-космиче-
ские композитные конструкции».
2004 г. Полностью введен в строй Учебно-лабора-
торный корпус. Созданы факультеты лингвистики и физ-
культурно-оздоровительный (в составе факультета ФН).
2005 г. 1 июля прошел первый съезд выпускников
всех поколений МГТУ им. Н.Э.Баумана. Собралось не-
сколько тысяч выпускников, приехавших не только из
разных уголков России, но и граждане иностранных
государств. 24 ноября в Большом Кремлевском Двор-
це прошло празднование 175-летия со дня основания
МГТУ им. Н.Э.Баумана. В сентябре-октябре организо-
вана выставка и лекторий в Политехническом музее,
посвященные 175-летию МВТУ.
2008 г. Советник ректората академик РАН К.С. Ко-
лесников международным биографическим центром
в Кембридже включен в число 100 ведущих инженеров
мира. Создан и лицензирован медико-технологиче-
ский центр.
2009 г. МГТУ им. Н.Э.Баумана установлена катего-
рия «Национальный исследовательский университет».
2010 г. Открыты кафедры «Промышленный ди-
зайн» и «Инновационное предпринимательство». Со-
ветник ректората академик РАН А.И.Леонтьев удостоен
международной премии «Глобальная энергетика» за
выдающиеся достижения в области энергетики.
2012 г. 25 апреля президентом РФ открыт на-
учно-образовательный центр МГТУ им. Н.Э.Баумана
«Фотоника и инфракрасная техника». 31 августа от-
крыт новый корпус отраслевого факультета «Прибо-
ростроение».
ФГУП «НПО им. С.А.Лавочкина
С 1937 г. НПО имени САЛавочкина создает уни-
кальные летательные аппараты для решения очень
881
Приложение
сложных и актуальных научно-технических задач. Са-
молет САЛавочкина Ла-7 признан одним из лучших
истребителей Второй мировой войны, именно в НПО
Лавочкина была разработана первая в мире сверхзву-
ковая крылатая ракета «Буря» (1954-1957 гг.), наше-
му предприятию принадлежат мировые приоритеты в
освоении космического пространства автоматически-
ми межпланетными станциями «Луна», «Венера»,
«Марс». И это только небольшая часть разработок
ФГУП «НПО имени САЛавочкина». По итогам дея-
тельности предприятие награждено орденом Ленина
(1944 г.) и двумя орденами Трудового Красного Зна-
мени (1956,1971 гг.).
Научно-производственное объединение имени
САЛавочкина - головная организация отрасли по соз-
данию и практическому использованию комплексов
для фундаментальных научных (планетных и астрофи-
зических) исследований, изучения Солнца, солнечно-
земных связей и дистанционному зондированию Зем-
ли. Богатый опыт разработки и внедрения передовых
проектно-конструкторских и технологических решений
позволяют НПО имени САЛавочкина успешно реали-
зовывать проекты, определенные ФКП РФ.
Аппараты НПО Лавочкина работают по программе
астрофизических исследований. 18 июля 2011 г. за-
пущена созданная в НПО орбитальная обсерватория
«Спектр-Р» с уникальным раскрывающимся на орбите
высокоточным космическим радиотелескопом (КРТ) с
диаметром антенны 10 м. КРТ проводит исследования
Вселенной в радиодиапазоне электромагнитного из-
лучения.
НПО совместно с кооперацией создает для нужд
Росгидромета и Всемирной метеорологической орга-
низации космическую систему «Электро» - серию рос-
сийских спутников гидрометеорологического обеспе-
чения. 20 января 2011 г. первый аппарат «Электро-Л»
стал составной частью международного комплекса гео-
стационарных метеоспутников.
Предприятие ведет разработку малоразмерных
космических аппаратов для фундаментальных кос-
мических исследований (МКА ФКИ). Предусмотрено
создание серии малоразмерных аппаратов на уни-
фицированной орбитальной платформе «Карат». За-
пущенный 22 июля 2012 г. аппарат «Зонд-ПП» стал
первым спутником из серии малых КА, и на его базе
изготавливается целая линейка подобных изделий.
Предприятием создана серия уникальных межор-
битальных буксиров «Фрегат» и «Фрегат-СБ». Они
являются одними из самых надежных и перспективных
средств выведения КА в мире. Осуществлено около
40 запусков с использованием «Фрегата».
В рамках российско-европейского проекта
«Союз» в Гвианском космическом центре» НПО
им. САЛавочкина поставляет на космодром Куру
(Французская Гвиана) различные варианты межорби-
тальных космических буксиров «Фрегат», задейство-
ванных в составе PH «Союз-СТ», а также обеспечивает
подготовку к запускам на этом космодроме.
За всю космическую эру НПО имени С.А. Лавочки-
на осуществило около 400 запусков КА и РБ.
ОАО «Пермский завод «Машиностроитель»
Основные направления деятельности ОАО «Перм-
ский завод «Машиностроитель» - разработка, произ-
водство, реализация и модернизация отечественной
РКТ; производство и утилизация ракетных и ракетно-
космических комплексов; производство продукции
для авиационной промышленности; производство уз-
лов и агрегатов для нужд газодобывающей и нефтя-
ной промышленности; изготовление теплообменного
оборудования для нефтехимических предприятий;
изготовление бурового оборудования; изготовление
товаров народного потребления.
1967 г. 6 октября - официальная дата рождения
самостоятельного предприятия, образованного на
базе филиала Пермского машиностроительного за-
вода им. В.И.Ленина и названного Пермским заводом
химического оборудования (ПЗХО). Завод был создан
для производства составных частей ракетных, ракет-
но-космических комплексов и ракетных двигателей на
твердом топливе.
1967-1972 гг. Директором ПЗХО был В.И.Валетко.
1967-1975 гг. Главный инженер ПЗХО - А.Е. По-
дольский.
1967-1977 гг. Главный технолог ПЗХО - А.Д. Юзе-
фович.
1967-1993 гг. Главный конструктор - начальник
отдела ПЗХО («Пермский завод «Машиностроитель») -
Ю.В.Ожогин.
1972-1975 гг. Директор ПЗХО - Н.Д.Сергеев.
1975 г. 8 мая организовано производственное объ-
единение «Искра» (ПО «Искра») на базе ПЗХО (голов-
ное предприятие) и КБ машиностроения (структурное
подразделение).
1975-1980 гг. Главный инженер ПЗХО - В.А. Иса-
ченко.
1975-1987 гг. Генеральный директор ПО «Ис-
кра» - директор ПЗХО - С.Ф.Сигаев.
1977-1987 гг. Главный технолог ПЗХО - В.И. На-
заров.
1980-1995 гг. Первый заместитель генерально-
го директора ПО «Искра» - главный инженер ПЗХО
(Пермский завод «Машиностроитель») - Б.И.Будник.
1982 г. 10 октября ПО «Искра» награждено орде-
ном Трудового Красного Знамени за большой вклад в
освоение и производство специальной техники.
1987 г. 8 апреля ПО «Искра» преобразовано в на-
учно-производственное объединение (НПО) «Искра».
882
Хроника основных событий
КБ машиностроения становится головным, а ПЗХО -
структурным подразделением.
1987-1999 гг. Первым заместителем генерально-
го директора НПО «Искра» - директором Пермского
завода «Машиностроитель» был М.В.Иванов.
1988 г. 6 мая предприятию присвоено новое наи-
менование - Пермский завод «Машиностроитель», за-
вод входит в состав НПО «Искра».
1988-2001 гг. Главный технолог - заместитель
главного инженера Пермского завода «Машиностро-
итель» - В.В.Балдин.
1991 г. 26 сентября Пермский завод «Машино-
строитель» выходит из НПО «Искра» и становится са-
мостоятельным предприятием.
1993 г. Главным конструктором ОАО «Пермский
завод «Машиностроитель» избран ЮАУстюжанинов.
1995-2011 гг. Первый заместитель генерального
директора - главный инженер ОАО «Пермский завод
«Машиностроитель» - АКСироткин.
1999 г. Генеральным директором ОАО «Пермский
завод «Машиностроитель» избран В.И.Ломаев. 2 де-
кабря завод получил статус федерального государ-
ственного унитарного предприятия (ФГУП «Пермский
завод «Машиностроитель»),
2001 г. Главным технологом - заместителем глав-
ного инженера ОАО «Пермский завод «Машинострои-
тель» избран МАБаяндин.
2007 г. 29 июня предприятие преобразовано в от-
крытое акционерное общество (ОАО «Пермский завод
«Машиностроитель»).
2008 г. За большой вклад в освоение косми-
ческой техники решением Бюро Президиума ФКР
20 февраля предприятие награждено орденом
им. К.Э.Циолковского.
2009 г. Завершено формирование ВПК «НПО ма-
шиностроения», в ее состав входит и ОАО «Пермский
завод «Машиностроитель».
2012 г. Первым заместителем генерального ди-
ректора - главным инженером ОАО «Пермский завод
«Машиностроитель» избран И.С.Башмаков.
ПО «Полет» - филиал ФГУП «ГКНПЦ
им. М.В Груничева
1941 г. 4 июля Наркомат авиационной промыш-
ленности издает приказ об организации в г. Омске ави-
ационного завода на базе Московского опытно-кон-
структорского завода № 156 и Тушинского серийного
авиационного завода № 81. 18 июля народный ко-
миссар авиационной промышленности АМШахурин
издал приказ об объединении заводов №№ 166, 81,
156 в один завод с присвоением ему номера 166. Ди-
ректором назначен А.В.Ляпидевский. 24 июля - день
рождения авиационного завода № 166. Его директор
А.В.Ляпидевский издал приказ № 1, в котором довел
до сведения заводчан приказ народного комиссара
авиационной промышленности АМШахурина. в ав-
густе началась досборка опытного самолета-бомбар-
дировщика Ту-2 («103В») и одновременно началась
подготовка к серийному выпуску самолетов-бомбар-
дировщиков Ту-2 («ЮЗУ»). 26 сентября директором
завода № 166 назначен Л.П.Соколов.
1945 г. 2 июля указом Президиума Верховного
Совета СССР за образцовое выполнение заданий пра-
вительства по выпуску боевых самолетов завод № 166
награжден орденом Трудового Красного Знамени.
1946 г. 28 сентября директором завода № 166 на-
значен АЛ.Евтеев.
1949 г. 14 мая подписаны постановление Совмина
СССР № 1890-700, приказ Министерства авиацион-
ной промышленности № 373 об организации на заво-
де № 166 серийного выпуска реактивных бомбарди-
ровщиков Ил-28.6 августа директором завода № 166
назначен Б.П.Еленевич.
1950 г. Открытое наименование предприятия -
«Омский машиностроительный завод».
1955 г. 19 января вышло постановление Совета
Министров СССР № 128-69 об организации серийно-
го производства пассажирского реактивного самолета
Ту-16 пс (Ту-104) на заводе № 166.
1957 г. 8 июня директором завода № 166 назна-
чен К.АТоловко. 31 декабря вышло постановление
ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 1475-665,
по которому Омскому машиностроительному заво-
ду № 166 поручалось с августа 1958 г. организовать
изготовление ракеты Р-12 (8К63).
1959 г. В апреле произведен первый пуск ракеты
Р-12 (8К63) производства завода № 166 с полигона
Капустин Яр. 25 июня директором завода № 166 на-
значен Я.В.Колупаев. В октябре вышло Постановление
правительства «О постановке производства на заво-
де № 166 изделия 8К64».
1960 г. В марте запущена в производство ракета
Р-16(8К64).
1961 г. За успешное выполнение заданий прави-
тельства по созданию специальной техники 17 июня
завод № 166 награжден орденом Ленина.
1962 г. Прекращен выпуск ракет Р-12, Р-12У
(8К63,8К63У).
1965 г. 1 апреля заводу № 166 присваивается от-
крытое наименование «Омский авиационный завод».
5 октября приказом Министерства общего машино-
строения № 264 омскому заводу № 166 поручалось с
апреля 1966 г. освоить серийный выпуск ТПК 15Я15
для ракеты УР-100 (8К84, РС-10).
1966 г. В декабре прекращен выпуск ракет Р-16,
Р-16У (8К64,8К64У).
1967 г. Осенью собраны первые ракеты УР-100
(8К84, РС-10).
883
Приложение
1968 г. 28 декабря приказом МОМ № 400 произ-
водство ракет 11К65М («Космос-ЗМ») передается на
Омский авиационный завод.
1969 г. В январе запущена в производство ракета-
носитель 11К65М («Космос-ЗМ»), В августе изготов-
лена первая ракета-носитель «Космос-ЗМ» (11К65М).
В декабре прекращается производство ракет 8К84У
в соответствии с приказом МОМ от 25 декабря
1968 г.
1970 г. 16 декабря указом Президиума Верхов-
ного Совета СССР за успешное выполнение пяти-
летнего плана и организацию производства новой
техники Омский авиационный завод награжден ор-
деном Октябрьской Революции.
1972 г. 4 октября директором завода № 166 на-
значен С.С.Бовкун (с 1975 г. - генеральный директор
ПО «Полет»),
1975 г. 31 января вышел приказ МОМ о создании
на базе Омского авиационного завода и заводского КБ
Производственного объединения «Полет». 19 апре-
ля PH «Интеркосмос», изготовленной ПО «Полет»,
выведен на околоземную орбиту индийский спутник
«Ариабата».
1977 г. 17июня PH «Интеркосмос», изготовленная
ПО «Полет», выведена на околоземную орбиту фран-
цузский спутник «Снег-3».
1978 г. 24 апреля приказом МОМ № 155 ПО «По-
лет» поручается освоение и выпуск РД-170, РД-171
(11Д520,11Д521) для PH «Энергия» и PH «Зенит» в
рамках программы создания многоразовой космиче-
ской системы «Энергия» - «Буран».
1979 г. 7 июня PH «Интеркосмос», изготовленная
ПО «Полет», выведена на околоземную орбиту ИСЗ
«Бхаскара-1»(Индия).
1988 г. 6 февраля генеральным директором
ПО «Полет» назначен В.П.Зайцев.
1995 г. 3 февраля осуществлен первый коммер-
ческий запуск в России. PH «Космос-ЗМ» попутно
выведены на орбиты малые космические аппараты -
американский «Файсат-1» и шведский «Астрид-1».
В июне генеральным директором ПО «Полет» назна-
чен С.Р.Осмульский.
1998 г. 5 января генеральным директором ПО «По-
лет» назначен О.П.Дорофеев. 10 декабря PH «Космос-
ЗМ» попутно с КА «Надежда» (17Ф118А) осуществлен
запуск КА «Астрид-2» (Швеция).
1999 г. 29 апреля PH «Космос-ЗМ» осуществлен
групповой запуск КА «Абриксас» (Германия) и «Мег-
сат-1» (Италия).
2000 г. 26 июня PH «Космос-ЗМ» осуществлен по-
путный запуск с КА «Надежда» (17Ф118А) КА «Снап-
1» (Великобритания), «Цинхау-1» (Китай). 15 июля
PH «Космос-ЗМ» осуществлен групповой запуск КА
«Квик-Берд» (США), «Чамп» (Германия), «Мита»
(Италия).
2002 г. 28 ноября PH «Космос-ЗМ» осуществлен
запуск КА «Алсат-1» (Великобритания), «Рубин-3»
(Германия).
2003 г. 27 сентября PH «Косомс-ЗМ» осущест-
влен групповой запуск КА «Каистсат-4» (Корея), «УК-
ДМС» (Великобритания), «Билсат» (Турция), «Нигери-
асат-1», «Рубин-4ДСИ» (Германия).
2005 г. 20 января проведен демонстрационный
пуск с космодрома Плесецк PH «Космос-ЗМ» с но-
вым обтекателем и аэродинамическими стабилизато-
рами увеличенных размеров для запусков германских
КА по программе «Cap-Лупе». На орбиту выведе-
ны КА 11Ф627 и МКА «Университетский». 24 октя-
бря генеральным директором ПО «Полет» назначен
ВАКовалев. 27 октября PH «Космос-ЗМ» осущест-
влен групповой запуск КА «Топсат» (Великобритания),
«Чайна-ДМС» (Китай), «ССЕТИ-Экспресс» (Европей-
ское космическое агентство), «Сина-1» (Иран).
2007 г. 3 февраля подписан Указ Президента РФ
«О федеральном государственном унитарном пред-
приятии «Государственный космический научно-произ-
водственный центр им. М.В.Хруничева». Документом к
ГКНПЦ присоединяются федеральные государственные
унитарные предприятия: ПО «Полет» (г. Омск), Воронеж-
ский механический завод, КБ химического машиностро-
ения им. А.М.Исаева (г. Королев Московской области),
Московское предприятие по комплектованию оборудо-
ванием «Длина». 4 июня генеральным директором Кос-
мического центра В.ЕНестеровым утвержден Протокол,
в принятых решениях которого записано: «Закрепить за
ФГУП ПО «Полет» изготовление PH легкого класса «Ан-
гара-1.2» и УРМ-1 PH «Ангара-А5». 2 июля произведен
750-й пуск PH «Космос-ЗМ» производства ПО «По-
лет». Запущен немецкий КА «САР-Лупе» № 2.1 ноября
PH «Космос-ЗМ» выведен на орбиту КА «Сар-Лупе»
№ 3. 29 декабря генеральным директором ГКНПЦ им.
М.В.Хруничева В.Е.Нестеровым выпущен приказ № 477 о
создании в составе ГКНПЦ им. М.В.Хруничева филиала
«Производственное объединение «Полет». Завершена
работа по исполнению Указа Президента РФ № 127 от
3 февраля 2007 г. «О федеральном государственном
предприятии ГКНПЦ им. М.В.Хруничева» и распоряже-
ния Правительства РФ от 13 февраля 2007 г.
2008 г. 5 февраля заместителем генерального ди-
ректора ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева», генераль-
ным директором ПО «Полет» - филиала ГКНПЦ им.
М.В.Хруничева назначен Г.М.Мураховский. 23 марта
PH «Космос-ЗМ» выведен на орбиту КА «Сар-Лупе»
№ 4.19 июня PH «Космос-ЗМ» с полигона Капустин
Яр осуществлен групповой запуск шести КА системы
«Орбкомм». 22 июля PH «Космос-ЗМ» выведен на
орбиту КА «Сар-Лупе» № 5.
2009 г. 14 декабря произведен 350-й пуск
PH «Протон-М». На орбиту выведены три КА
«ГЛОНАСС-М». Впервые первая ступень «Протона»
884
Хроника основных событий
оснащена сухими отсеками производства ПО «Полет».
Гаргроты для носителя также были омской сборки. Все
последующие PH «Протон-М» выпускаются с участием
«Полета».
2010 г. 2 июня PH «Рокот» успешно вывела на
орбиту японский космический аппарат «СЕРВИС-2».
Впервые ракета оснащена обтекателем, отсеком про-
межуточным, изготовленными ПО «Полет». Надставка
к ТПК также была доработана на «Полете». 27 апре-
ля при помощи PH «Космос-ЗМ» запущен последний
КА 11Ф627. Произведен 757-й пуск PH «Космос-ЗМ»
производства ПО «Полет».
ОАО «РКК «Энергия» имени С.П.Королева»
ОАО «РКК «Энергия» осуществляет деятельность
в ракетно-космической отрасли начиная с 1946 г. - с
даты образования коллектива разработчиков балли-
стических ракет дальнего действия во главе с Глав-
ным конструктором ракетно-космических систем
и основоположником практической космонавтики
С.П.Королевым. Предприятие стало родоначальником
практически всех направлений отечественной ракетной
и космической техники.
ОАО «РКК «Энергия» - ведущее российское ра-
кетно-космическое предприятие, головная организа-
ция по пилотируемым космическим системам. Ведет
работы по созданию автоматических космических и
ракетных систем (средств выведения и межорбиталь-
ной транспортировки), высокотехнологичных систем
различного назначения для использования в некосми-
ческих сферах.
Корпорация создана в соответствии с Указом Пре-
зидента Российской Федерации № 237 от 4 февраля
1994 г. «О порядке приватизации Научно-производ-
ственного объединения «Энергия» имени академика
С.П.Королева» и на основании Постановления Прави-
тельства Российской Федерации № 415 от 29 апреля
1994 г. «О создании Ракетно-космической корпорации
«Энергия» имени С.П.Королева». ОАО «РКК «Энер-
гия» является правопреемником ОКБ-1, ЦКБЭМ и
НПО «Энергия» имени академика С.П.Королева.
На предприятии в середине 1940-х - начале
1950-х гг. были созданы первые отечественные бал-
листические ракеты различных типов: от мобильных
сухопутных комплексов тактического назначения до
баллистических ракет ПЛ и стратегических межконти-
нентальных носителей термоядерного оружия. Здесь
разработаны 14 стратегических ракетных комплек-
сов, 11 из которых сданы на вооружение и переданы
в серийное производство на другие заводы, в т.ч. ком-
плексы первых жидкостных и твердотопливных ракет,
включая ракеты на высоко- и низкокипящих компонен-
тах жидкого топлива.
С начала 1950-х гг. предприятие инициирова-
ло и возглавляло работы практически по всем на-
правлениям развития космонавтики. Первый искус-
ственный спутник Земли (1957 г.) и первая ракета
космического назначения типа Р-7 («Спутник»),
доставившая его на орбиту, первый полет человека
в космическое пространство, осуществленный граж-
данином нашей страны Ю.А.Гагариным (1961 г.),
первые автоматические аппараты, запущенные к
Луне и планетам Солнечной системы - Венере и
Марсу (1959-1969 гг.), первые спутники для на-
учных исследований (с 1957 г.), первая «мягкая»
посадка на Луну (1966 г.) - все это было создано
и осуществлено благодаря гениальной мысли и
инициативе талантливого инженера и организатора,
главного конструктора отечественных РКС, осново-
положника практической космонавтики академика
С.П.Королева.
При головной роли предприятия созданы и эксплу-
атировались:
-	отечественные пилотируемые космические кораб-
ли «Восток» (1960-1963 гг.), на одном из которых со-
вершил полет Ю.А.Гагарин, «Восход» (1964-1968 гг.),
«Союз» (1966-1981 гг.), «Союз Т» (1979-1986 гг.),
«Союз ТМ» (1986-2002 гг.), «Союз ТМА» (2002-
2012 гг.), модифицированный «Союз ТМА» (с 2010 г.);
-	отечественные грузовые космические корабли
«Прогресс» (1978-1989 гг.), «Прогресс М» (1989—
2009 гг.), «Прогресс М1»(2000-2004 гг.), модифици-
рованный «Прогресс-М» (с 2008 г.);
-	орбитальные станции «Салют» (1971 г.), «Са-
лют-4» (1974-1977 гг.), «Салют-6» (1977-1982 гг.),
«Салют-7» (1982-1991 гг.) и многомодульная стан-
ция «Мир» (1986-2001 гг.), ставшая первым Между-
народным исследовательским космическим центром,
на котором выполнялись проекты «Евромир», «Мир-
Шапп», «Мир-НАСА»;
-	космическая орбитальная обсерватория «Гамма»
астрофизического и геофизического направлений
(1990-1992 гг.);
-	космические аппараты «Зенит» для детальной
фотосъемки земной поверхности (1962 г.);
-	первые отечественные спутники связи «Мол-
ния-1» (1965 г.), современные спутники связи «Ямал-
100» (1999-2011 гг.), «Ямал-200» (с 2003 г.), создан-
ные на базе универсальной космической платформы
«Виктория»;
-	многоразовая космическая система «Энергия» -
«Буран» с крупнейшей в мире PH «Энергия» (1987 г.),
которая до настоящего времени не имеет технических
аналогов в мире, и многоразовым ОК «Буран» (1988 г.);
-	также разработаны другие проекты, направлен-
ные на развитие перспективных средств РКТ (пилоти-
руемые лунные комплексы Л1, ЛЗ, PH сверхтяжелого
класса Н1, многоцелевой орбитальный комплекс, мар-
885
Приложение
сианский пилотируемый комплекс, спутник дистанци-
онного зондирования Земли и др.).
Предприятие являлось активным участником
международных космических программ: «Союз-
Аполлон», «Интеркосмос». В1991-1998 гг. впервые в
мире в рамках транснациональной компании осущест-
влена разработка комплекса «Морской старт».
Основные направления деятельности: пилотиру-
емые космические системы (основные заказчики -
Роскосмос, космическое агентство США (NASA), ев-
ропейское космическое агентство (ESA), космические
агентства других стран), автоматические космические
системы (основные заказчики - Госзаказчик, ино-
странные заказчики), ракетные системы (основные
заказчики - Роскосмос, Госзаказчик, международная
компания «Си Лонч»).
В направлении «Пилотируемые космические си-
стемы» ОАО «РКК «Энергия» - головная организация
по созданию и эксплуатации Российского сегмента
Международной космической станции. Осуществляет
изготовление и запуски транспортных пилотируемых
КК типа «Союз», транспортных грузовых КК «Про-
гресс», модулей Российского сегмента МКС. Обеспе-
чивает интеграцию и управление полетом Российского
сегмента МКС, доставку на нее космонавтов и грузов,
выполнение программ научных исследований и экспе-
риментов. Осуществляет поставку российских систем
для европейского грузового корабля ATV и его инте-
грацию в состав Российского сегмента МКС. Проводит
НИОКР в области создания перспективных пилотируе-
мых транспортных систем, космической инфраструк-
туры XXI века и осуществления пилотируемых экспеди-
ций в различные области околоземного пространства
и Солнечной системы.
В направлении «Автоматические космические систе-
мы» ОАО «РКК «Энергия» создает на базе унифици-
рованной космической платформы автоматические КА
космических систем различного назначения, в т.ч. спут-
никовой связи и дистанционного зондирования Земли.
В направлении «Ракетные системы» ОАО «РКК
«Энергия» изготавливает разгонные блоки типа ДМ
для обеспечения запусков спутников глобальной на-
вигационной системы ГЛОНАСС и КА по госзаказу.
Совместно с компаниями США, Норвегии и Украины
ОАО «РКК «Энергия» создала ракетно-космический
комплекс морского базирования «Морской старт», в
котором является ведущей компанией по ракетному
сегменту. Кроме того, ОАО «РКК «Энергия» обеспечи-
вает выведение КА с использованием разгонного бло-
ка ДМ-SLB в рамках программы «Наземный старт».
Продолжается дальнейшая модернизация разгонного
блока типа ДМ, в т.ч. для расширения программы ис-
следования космического пространства.
Разрабатываются проектные предложения по
созданию ракетно-космических комплексов и транс-
портных межорбитальных систем нового поколения,
включая средства межорбитальной транспортировки
на основе использования бортовых космических ядер-
ных энергоустановок и электрореактивных двигателей.
Для выполнения программ ОАО «РКК «Энергия»
использует стартовые комплексы и технические пози-
ции на космодроме Байконур, стартовую платформу
«Одиссей» и сборочно-командное судно «Си Лонч
Коммандер» комплекса «Морской старт», Центр
управления полетами в г. Королеве и другие регио-
нальные центры и пункты управления, а также уни-
кальную стендовую базу для проведения наземных
испытаний.
Основными видами работ по направлениям де-
ятельности ОАО «РКК «Энергия» являются НИОКР.
Основным партнером по изготовлению заказов Кор-
порации является ЗАО «ЗЭМ «РКК «Энергия». При
создании наукоемких изделий космического и не-
космического назначения ОАО «РКК «Энергия» осу-
ществляет закупки продукции российских предприятий
с целью обеспечения развития своей деятельности, а
также для реализации инвестиционных проектов, на-
правленных на повышение эффективности бизнеса.
ОАО «РКК «Энергия» обладает многолетним
опытом объединения и координации кадрового и тех-
нического потенциала сотен предприятий в России и
международной кооперации для реализации крупных
современных ракетно-космических проектов. Этот
опыт накоплен и при реализации программ универ-
сальной транспортной ракетно-космической системы
«Энергия» - «Буран», орбитальных станций «Салют»,
орбитального комплекса «Мир», МКС, комплекса
«Морской старт».
Указом Президента РФ № 1009 от 4 августа 2004 г.
ОАО «РКК «Энергия» включено в перечень стратеги-
ческих предприятий и стратегических акционерных об-
ществ. Предприятие награждено четырьмя орденами
Ленина, орденом Октябрьской Революции, имеет две
Благодарности от Президента Российской Федерации.
В различные периоды работы организации ее воз-
главляли академики С.П.Королев (1946-1966 гг.),
В.П.Мишин (1966-1974 гг.), В.П.Глушко (1974—
1989 гг.), Ю.П.Семенов (1989-2005 гг.). В настоящее
время деятельностью Корпорации руководит член-
корреспондент РАН ВАЛопота. В Корпорации рабо-
тают 2 действ, члена и два член-корр. РАН, 197 канд.
и 29 докт. наук. Ведущие ученые наряду с производ-
ственной деятельностью занимаются педагогической
работой, из низ 20 сотрудников имеют ученое звание
профессора. За выдающиеся достижения в создании
уникальных образцов РКТ и освоении космическо-
го пространства 25 сотрудникам предприятия было
присвоено звание Героя Социалистического Труда, а
С.П.Королев и В.П.Глушко дважды удостоены этого
звания. Лауреатами Ленинской, Государственных пре-
886
Хроника основных событий
мий и премии Правительства Российской Федерации
стали более 200 работников предприятия. Многие со-
трудники награждены орденами и медалями. Дважды
Героями Советского Союза стали 16 сотрудников, Ге-
роями Советского Союза - 7 сотрудников предприятия
(космонавты). Звания Герой Российской Федерации
удостоены 17 сотрудников Корпорации (космонавты).
Самарский государственный аэрокосмический
университет имени академика С.П.Королева
(национальный исследовательский университет)
Университет подготовил более 60000 специали-
стов, многие из которых стали видными учеными, кон-
структорами и организаторами производства, крупны-
ми государственными и общественными деятелями, в
их числе: В.И.Воротников - председатель Совета Ми-
нистров РСФСР, министры и заместители министров
И.М.Буров, АНГеращенко, В.В.Горлов, НАДондуков,
А.Г.Ильин, Л.С.Свечников, О.Н.Сысуев, С.С.Курдюков,
академик РАН В.П.Шорин, губернатор Самарской
области К.А.Титов. Практически все руководители
аэрокосмических предприятий Самарского региона
и многих других предприятий России - выпускники
КуАИСГАУ, которыми по праву гордится университет.
1942 г. В город было эвакуировано около 30 пред-
приятий и организаций авиационной промышленности
для производства штурмовика Ил-2 - самого массо-
вого самолета второй мировой войны. Для подготовки
инженерных кадров было принято решение создать
Куйбышевский авиационный институт. В соответствии
с приказом Всесоюзного комитета по делам высшей
школы при СНК СССР, занятия в институте начались
в октябре 1942 г. Исполняющим обязанности дирек-
тора института с июля по ноябрь 1942 г. назначен
АМСойфер.
1942-1956 гг. Директором КуАИ назначен Ф.И. Сте-
бихов.
1944 г. Осуществлен первый выпуск специалистов.
1950-1970е гг. Среди научных разработок мож-
но отметить создание уникального материала «МР»
(металлорезина), широко применяющегося во всем
мире для изготовления демпфирующих устройств в
сложных агрегатах; разработку целой гаммы микро-
энергетических установок и оригинальных холодиль-
ных камер с использованием вихревого эффекта;
изготовление материалов методом порошковой
металлургии и многое другое. Научные разработки
ученых института применялись при проектировании
и производстве самолетов Ту-144, Ту-154, Ил-76,
Ил-86, Ил-114 и др.
1956-1988 гг. Институт возглавлял Герой Соци-
алистического Труда профессор В.П.Лукачев. В эти
годы институт стал одним из крупнейших научно-
образовательных центров, создавшим уникальные
научные школы, прежде всего в области конструкции
и проектирования авиационных двигателей, самоле-
тов, космических аппаратов. В этот период в институ-
те значительно расширились направления подготовки
специалистов и научных исследований, вырос кон-
тингент студентов, бурно развивалась материальная
база института.
1957 г. В институте началась подготовка специ-
алистов по РКТ. Ученые и специалисты института
принимали участие в разработке и освоении про-
изводства первых отечественных МБР Р7, Р7А, Р9;
PH «Восток», «Молния», «Союз» и их модифика-
ций; участвовали в создании ракетнокосмического
комплекса для обеспечения пилотируемого полета
на Луну Н1ЛЗ по проекту С.П.Королева, воздушно-
космической системы «Энергия» - «Буран»; разра-
батывали КА различного назначения, в т.ч. для кос-
мических средств национального контроля земной
поверхности; участвовали в подготовке и осущест-
влении программ на орбитальном комплексе «Мир»,
в реализации многих других проектов, в т.ч. по про-
граммам международного сотрудничества.
Конец 1950-х гг. Институт выступил инициатором
создания отраслевых научноисследовательских лабо-
раторий, что послужило мощным толчком развития ву-
зовской науки. К работе в институте были привлечены
известные ученые и производственники. Многие годы
кафедру конструкции и проектирования двигателей ЛА
возглавлял академик АН СССР и РАН НДКузнецов -
генеральный конструктор авиадвигателей. Кафедру
летательных аппаратов возглавлял патриарх отече-
ственной космонавтики членкорреспондент АН СССР
и РАН Д.И.Козлов - генеральный конструктор РКТ.
1966 г. Постановлением ЦК КПСС и Совета Ми-
нистров СССР № 136 от 22 февраля «Об увековече-
нии памяти академика С.П.Королева» Куйбышевскому
авиационному институту было присвоено имя акаде-
мика С.П.Королева.
1967 г. Куйбышевский авиационный институт на-
гражден орденом Трудового Красного Знамени.
1970-1980-е гг. Широкое развитие получили ис-
следования в области вибрационной прочности и на-
дежности двигателей, оптимизации процессов и си-
стем управления движением КА, разработки в области
компьютерной оптики и других наукоемких техноло-
гий. В это время расширилась сеть диссертационных
советов, укрепились контакты с АН СССР, научными
организациями и производственными предприятиями
страны.
1988 г. Ректором института впервые в результа-
те альтернативных выборов был избран профессор
(ныне академик РАН) В.П.Шорин.
1990-2010 гг. Вуз возглавлял член-корреспондент
РАН В.А.Сойфер (ныне президент СГАУ).
887
Приложение
2009 г. В результате конкурсного отбора СГАУ стал
одним из первых 14 высших учебных заведений Рос-
сии, в отношении которых установлена категория «На-
циональный исследовательский университет».
2010 г. Ректором СГАУ избран профессор
Е.В. Шахматов. После переименования города Куйбы-
шева в город Самару институт стал называться Самар-
ским государственным аэрокосмическим университе-
том имени академика С.П.Королева.
ОАО «ПО «Стрела»
1925 г. На территории корпусного аэродрома Ле-
нинградского военного округа создается ремонтно-
авиационная мастерская (РАМ-3) по ремонту самоле-
тов и моторов.
1928 г. 1 июня РАМ-3 преобразуется в авиаре-
монтный завод № 47. С тех пор эта дата считается
днем рождения завода № 47 - предшественника Орен-
бургского машиностроительного завода.
1930-е гг. Налаживается тесное сотрудничество с
КБ главного конструктора А.С.Яковлева, разработки
которого (АИР-6, УГ-1, УТ-2) на несколько лет стали
для завода основной продукцией.
1937 г. К этому времени полностью освоен серий-
ный выпуск учебно-тренировочных самолетов УГ-1.
Осенью, после легендарного перелета в США через
Северный полюс, завод посетил В.П.Чкалов.
1938-1939 гг. Изготовлено более 500 учебных са-
молетов УТ-2.
1941 г. В конце июля завод № 47 был эвакуирован
в г. Оренбург (тогда Чкалов). В годы войны завод вы-
пускал самолеты УТ-2, УГ-2М, штабной самолет Як-6
конструктора А.С.Яковлева и транспортно-десантный
самолет Ще-2 конструктора А.Я.Щербакова. Всего
фронту поставлено 1595 самолетов.
1947 г. Начат выпуск спортивных планеров Ан-1,
Ан-2 КБ О.К.Антонова, десантные планеры Ц-25
конструктора П.В.Цыбина, Як-14 КБ А.С.Яковлева,
самолет По-2 в санитарном и пассажирском ва-
риантах КБ Н.Н.Поликарпова. Идет освоение и вы-
пуск штурмовиков-бомбардировщиков Ил-ЮМ КБ
С.В.Ильюшина.
1950-1980 гг. Завод выполнял заказы на изго-
товление ракет 8К11 разработки ОКБ-1 С.П.Королева,
баллистических одноступенчатых ракет средней даль-
ности 8К63 разработки ОКБ-586 под руководством
М.К.Янгеля, межконтинентальных баллистических ра-
кет 8К84 разработки КБ В.Н.Челомея.
1954 г. Начинается освоение, а в последствии и се-
рийный выпуск вертолетов Ми-1.
1957-1958 гг. Успешно освоен и обеспечен серий-
ный выпуск беспилотного самолета-снаряда конструк-
ции КБ А.Я.Березняка.
1961 г. Начало реализации большой программы
выпуска беспилотных самолетов-мишеней ЛА-17. За
успешное выполнение заданий правительства завод
награжден орденом Трудового Красного Знамени.
15 октября завод № 47 переименован в Оренбургский
машиностроительный завод.
1971 г. Указом Президиума Верховного Совета
СССР завод был награжден орденом Ленина.
1974 г. Ракета 8К84 была снята с вооружения и
на смену ей пришли более совершенные, обладающие
повышенными ПХ и боевыми возможностями ракеты
новых поколений: 15А20, 8К84М, 8К84УТТХ, 15А20,
15А20У; также изготавливались агрегатно-приборные
блоки для 15А30,15А35 и др. Для ВМФ заводом выпу-
скались противокорабельные ракеты морского бази-
рования «Малахит», «Базальт», «Вулкан», «Гранит».
1980-е гг. Завод участвовал в программе «Энер-
гия» - «Буран»: изготавливались сухие клепаные от-
секи и трубопроводы.
1984 г. Завод награжден орденом Октябрьской Ре-
волюции.
1986 г. Оренбургский машиностроительный за-
вод преобразован в Производственное объединение
«Стрела», в состав которого вошли пять специализи-
рованных производств.
1992 г. Освоено производство комплексов воз-
душной мишени «Дань», предназначенных для бое-
вой подготовки войск.
1999 г. С этого года ПО «Стрела» участвует в во-
енно-техническом сотрудничестве по производству
крылатых сверхзвуковых ракет. Эти работы ведутся
в рамках совместного российско-индийского пред-
приятия «БраМос», учредителями которого являются
Российское научно-производственное объединение
машиностроения и Индийская государственная органи-
зация оборонных исследований и разработок (ДРДО).
ПО «Стрела» совместно с ОАО «Камов» приступило
к освоению производства многофункциональных
гражданских вертолетов Ка-226. Производственное
объединение «Стрела» преобразовано в Федеральное
государственное унитарное предприятие «Производ-
ственное объединение «Стрела».
2006 г. В соответствии с распоряжением Пра-
вительства РФ № 1124-р от 26 августа 2004 г. Ф(7П
«Производственное объединение «Стрела» преобра-
зовано в Открытое акционерное общество «Производ-
ственное объединение «Стрела».
2007 г. В соответствии с Указом Президента
РФ № 1161 от 13 сентября 2004 г. «Об открытом акци-
онерном обществе «Военно-промышленная корпорация
«Научно-производственное объединение машинострое-
ния» ОАО «ПО «Стрела» вошло в состав Военно-про-
мышленной корпорации «НПО машиностроения».
2012 г. В соответствии с Указом Президента
РФ № 1443 от 27 октября ОАО «ПО «Стрела» в со-
888
Хроника основных событий
ставе ВПК «НПО машиностроения» вошло в структуру
ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение».
ГНЦ РФ - ФГУП «Исследовательский центр
имени М.В Келдыша
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» - головная орга-
низация России, осуществляющая научно-исследова-
тельские и опытно-конструкторские работы в области
ракетного двигателестроения и космической энер-
гетики. В Центре Келдыша в разные годы работали
выдающиеся представители ракетно-космической на-
уки и техники: М.В.Келдыш, С.П.Королев, В.П.Глушко,
Б.В.Раушенбах,В.П.Мишин,А.М.Исаев,М.М.Бондарюк,
В.С.Авдуевский, А.П.Ваничев, В.М.Иевлев, Г.И.Петров.
Центр Келдыша входит в структуру Роскосмоса, прини-
мает участие в разработке и осуществлении ФКП, раз-
рабатывает, изготавливает, испытывает современные
образцы различных типов РД, двигательных и энерге-
тических установок. По состоянию на 1 июля 2013 г.
в Центре работают 954 сотрудника, из них в научно-
исследовательских и опытно-конструкторских работах
участвуют 526 чел., в т.ч. 4 академика РАН, 19 докт. и
72 канд. наук.
1933 г. 31 октября основан РНИИ Наркомата тяже-
лой промышленности.
1937 г. Предприятие переименовано в НИИ-3 Нар-
комата оборонной промышленности.
1939 г. НИИ-3 Наркомата оборонной промышлен-
ности передано в ведение Наркомата боеприпасов.
1942 г. В предвоенные и военные годы основное
внимание уделялось разработке первых образцов ра-
кетного вооружения. Достижением того времени стало
создание первой в мире реактивной системы залпового
огня - «Катюши», за что Центр получил орден Красной
Звезды. НИИ-3 Наркомата боеприпасов переименовано
в Государственный институт реактивной техники (ГИРТ)
Совета народных комиссаров СССР.
1944 г. ГИРТ переименован в НИИ-1 (Научно-ис-
следовательский институт реактивной авиации) Нарко-
мата авиационной промышленности, МАП, ГКАТ.
Начало 1950-х гг. Большой вклад институт внес
в создание двигателей для МБР Р-7 и PH «Восток»,
теплозащиты ГЧ ракет и спускаемых аппаратов. Ре-
шены проблемы обеспечения высокой надежности
ЖРД и продольной устойчивости ракет, что позво-
лило осуществить запуск первых КА к Луне и первый
полет человека в космос. Научно-технический задел
Центра позволил в начале 1950-х гг. создать первые
отечественные сверхзвуковые ПВРД.
Конец 1950-х - начало 1960-х гг. Институт осу-
ществлял научное руководство разработкой крылатой
межконтинентальной ракеты «Буря» с СПВРД и созда-
нием для нее принципиально новой системы астрона-
вигации. В этот же период в институте разворачиваются
работы по ядерным и электрическим РД. Разработана
первая в мире СУ ориентацией КА, которая была уста-
новлена на АМС «Луна-3» и позволила сфотогра-
фировать обратную сторону Луны, СУ ориентацией
ИСЗ. Обеспечены создание, успешная эксплуатация
КРК «Протон», «Зенит», «Энергия», многоразового
ОК «Буран».
1965 г. Предприятию дано новое наименование -
НИИ тепловых процессов МОМ.
1975 г. За вклад в создание ряда БРК наземного и
морского базирования Центр награжден орденом Тру-
дового Красного Знамени.
1995 г. НИИ тепловых процессов МОМ переиме-
нован в ФГУП «Центр Келдыша» Федерального кос-
мического агентства.
2008 г. ФГУП «Центр Келдыша» Федерального
космического агентства переименован в ГНЦ ФГУП
«Центр Келдыша» Роскосмоса.
ФГУП ЦНИИмаш
1946 г. 13 мая подписано Постановление Совета
Министров СССР по вопросам реактивного вооруже-
ния и созданию в Министерстве вооружения СССР
Научного исследовательского института реактивного
вооружения и Конструкторского бюро на базе завода
№ 88.9 августа подписан приказ МВ СССР о назна-
чении С.П.Королева главным конструктором «изде-
лия № 1» (так была зашифрована первая советская
баллистическая ракета), начальником 3-го отдела
СКБ НИИ-88, основной тематикой которого была
разработка баллистических ракет дальнего действия.
15 августа подписан приказ МВ СССР о назначении
первым директором НИИ-88 Л.Р.Гонора (работал в
этой должности до 18 августа 1950 г.). 26 августа под-
писан приказ МВ СССР о структуре НИИ-88, вклю-
чающей научно-исследовательскую часть с лабора-
ториями, СКБ-88, опытный завод и испытательную
станцию. Этим же приказом образован Ученый совет
института. 31 августа вышел приказ министра Воору-
женных Сил СССР о передаче острова Городомля
(озеро Селигер) Министерству вооружения СССР,
приказ МВ СССР о принятии в состав НИИ-88 всех
строений острова Городомля, а также трех строений
в г. Осташкове и организации филиала № 1 НИИ-88.
16 ноября подписан приказ МВ СССР о создании в
районе г. Загорска (ныне - г. Сергиев Посад) станции
для огневых испытаний ЖРД (филиала № 2 НИИ-88).
1950 г. 25 апреля вышло распоряжение СМ СССР
(приказ МВ СССР от 26 апреля) о создании на базе
СКБ НИИ-88 двух КБ: ОКБ-1 главного конструктора
С.П.Королева по разработке БРДД и ОКБ-2 главного
конструктора Е.В.Синильщикова по разработке зе-
889
Приложение
нитных управляемых ракет. 25 мая подписан приказ
МВ СССР о назначении С.П.Королева начальником
и главным конструктором ОКБ-1 НИИ-88.18 августа
подписан приказ МВ СССР о назначении директором
НИИ-88 К.Н.Руднева (в этой должности был до 16 мая
1952 г.).
1952 г. 10 марта вышло постановление СМ СССР
(приказ МВ СССР от 13 марта, приказ директора от
18 марта) об организации в НИИ-88 ОКБ-2 на базе от-
дела № 9 и ОКБ-3 на базе отделов № 6 и № 18. Глав-
ным конструктором и начальником ОКБ-2 назначен
А.М.Исаев, главным конструктором и начальником
ОКБ-3- Д.Д.Севрук. 16 мая подписан приказ МВ СССР
о назначении директором НИИ-88 М.К.Янгеля (рабо-
тал в этой должности до 30 октября 1953 г.).
1953 г. 30 октября подписан приказ Министерства
оборонной промышленности СССР о назначении ди-
ректором НИИ-88 А.С.Спиридонова (работал в этой
должности до 3 августа 1959 г.).
1954 г. 20 мая вышло постановление ЦК КПСС и
СМ СССР о разработке, изготовлении и испытаниях МБР
Р-7 при головной роли ОКБ-1 НИИ-88 (главный конструк-
тор - С.П.Королев). 9 июля подписан приказ МОП СССР
о назначении С.П.Королева заместителем директора
НИИ-88 по НИОКР в обеспечение создания ракеты Р-7.
1955 г. 3 февраля вышло постановление СМ СССР
о поручении НИИ-88 выполнить НИР по созданию ра-
кет, стартующих из подводного положения.
1956 г. 30 января вышло постановление СМ СССР
о создании искусственного спутника Земли и запуске
его с помощью PH, сделанной на основе МБР Р-7. Го-
ловной исполнитель - ОКБ-1 НИИ-88.20 апреля под-
писан указ Президиума Верховного Совета СССР о на-
граждении НИИ-88 орденом Ленина. 13 августа вышло
распоряжение СМ СССР (приказ МОП СССР от 14 ав-
густа 1956 г.) о выделении из НИИ-88 ОКБ-1 с заво-
дом № 88 (ныне - РКК «Энергия» им. С.П.Королева)
и филиала № 2 (НИИ химического машиностроения,
ныне - Научно-испытательный центр ракетно-косми-
ческой промышленности).
1958 г. 8 декабря подписан приказ ГКОТ об объ-
единении ОКБ-2 и ОКБ-3 НИИ-88 в единое ОКБ, при-
своив ему наименование ОКБ-2 НИИ-88.
1959 г. 16 января подписан приказ ГКОТ о вы-
делении ОКБ-2 (А.М.Исаева) из НИИ-88 в само-
стоятельную организацию (ныне КБ - химического
машиностроения). 3 августа подписан приказ ГКОТ о
назначении директором НИИ-88 Г.А.Тюлина (работал
в этой должности до 17 июля 1961 г.).
1960 г. 12 мая подписан приказ ГКОТ (приказ
НИИ-88 от 1 июня 1960 г.) об организации в НИИ-88
вычислительного центра.
1961 г. 31 июля подписан приказ ГКОТ о назна-
чении директором НИИ-88 Ю.А.Мозжорина (работал в
этой должности до 22 ноября 1990 г.).
1965 г. 2 марта вышли указ Президиума Верховно-
го Совета СССР, постановление ЦК КПСС и СМ СССР
о создании Министерства общего машиностроения
(МОМ СССР), под эгидой которого объединялись все
основные научно-исследовательские, опытно-кон-
структорские и производственные предприятия по РКТ
(в т.ч. НИИ-88). Министром назначен СААфанасьев.
10 октября подписан приказ МОМ СССР о возложении
на ЦНИИмаш обязанностей головной организации по
методическому руководству вопросами обеспечения
надежности ракетных комплексов на всех этапах их
создания. 25 октября вышло Постановление ЦК КПСС
и СМ СССР (приказ МОМ от 22 ноября) «О развитии
координационно-вычислительного центра НИИ-88».
1966 г. 6 марта вышел приказ МОМ о новом от-
крытом наименовании института с 1 января 1967 г. -
Центральный научно-исследовательский институт
машиностроения (ЦНИИмаш). 22 июля подписан при-
каз МОМ о выделении из НИИ-88 5-го комплекса и
образовании на его базе НИИ измерительной техники
(ныне - НПО измерительной техники).
1969 г. 20 марта подписан приказ МОМ СССР
обязывал ЦНИИмаш выдавать заключения о допу-
ске изделий отрасли к ЛКИ. 18 августа вышел приказ
МОМ СССР о создании при ЦНИИмаш отраслевого
координационного совета по прочности, в состав ко-
торого были включены представители 21 организа-
ции министерства. Председателем совета назначен
А.В.Кармишин.
1970 г. Согласно приказу МОМ СССР от 11 сен-
тября, институту поручено научно-методическое ру-
ководство работами по стандартизации и унификации
ракетных комплексов и их элементов. Образовано
Центральное конструкторское бюро стандартизации.
1972 г. 31 августа подписаны решения коллегий
МОМ СССР (от 24 мая 1973 г.) о возложении на ин-
ститут задач по разработке и обоснованию перспектив
развития и использования экспериментальной базы
отрасли.
1973 г. 5 января вышло постановление ЦК КПСС и
СМ СССР (приказ МОМ от 12 января, приказ директора
от 25 января) об организации в ЦНИИмаш советского
Центра управления полетом пилотируемых кораблей
«Союз-М». 22 мая подписано постановление ЦК КПСС
и СМ СССР (приказ МОМ от 14 июня 1973 г.) о созда-
нии на базе комплекса № 7 ЦНИИмаш филиала инсти-
тута-организации «Агат».
1974 г. 25 октября в институте открыта мемори-
альная доска, посвященная М.К.Янгелю.
1975 г. 20 января подписан приказ МОМ о созда-
нии на базе отделения № 03 ЦНИИмаш самостоятель-
ного Центрального научно-исследовательского инсти-
тута материаловедения (ныне - НПО «Композит»),
1976 г. 15 января подписан указ Президиума Вер-
ховного Совета СССР о награждении ЦНИИмаш орде-
890
Хроника основных событий
ном Октябрьской Революции за успешную реализацию
программы «Союз-Аполлон». 5 марта подписан при-
каз МОМ СССР возлагал на ЦНИИмаш координацию
работ по созданию и внедрению в организациях отрас-
ли автоматических систем проектирования. 28 июня
принято Решение Комиссии Президиума СМ СССР
по военно-промышленным вопросам (приказ МОМ от
9 июля 1976 г., приказ директора от 19 ноября 1976 г.)
о назначении ЦНИИмаш головным по разработке и из-
учению научных проблем космической технологии и
обоснованию перспективных направлений ее развития.
1983 г. 19 июня принято Решение ВПК СМ СССР о
возложении на ЦУП ЦНИИмаш обязанностей Главно-
го баллистического центра управления на всех этапах
полета многоразовой космической системы «Энер-
гия» - «Буран» от старта PH до посадки орбитального
корабля на посадочную полосу космодрома Байконур.
1990 г. 22 ноября подписан приказ МОМ о назна-
чении В.Ф.Угкина директором ЦНИИмаш (работал в
этой должности до 15 февраля 2000 г.).
1994 г. 20 мая подписан приказ директора об орга-
низации и выпуске первого номера журнала «Космо-
навтика и ракетостроение».
1998 г. 15 апреля подписан приказ директора о
введении в действие с 15 апреля полного наимено-
вания предприятия - Федеральное государственное
унитарное предприятие «Центральный научно-иссле-
довательский институт машиностроения».
2000 г. 23 февраля подписан приказ Российского
космического агентства о назначении директором ин-
ститута Н.А.Анфимова (работал в этой должности до
16 января 2008 г.).
2003 г. 10 июля в ЦНИИмаш открыта мемориальная
доска ЮАМозжорину (1920-1998 гг.). 17 октября от-
крыта мемориальная доска В.Ф.Уткину (1923-2000 гг.).
2005 г. 22 октября принято постановление Прави-
тельства РФ об утверждении Федеральной космиче-
ской программы России на 2006-2015 гг. (головной
разработчик - ЦНИИмаш).
2007 г. 1 февраля подписан приказ руководителя
Роскосмоса о введении в действие Стратегии раз-
вития ракетно-космической промышленности на пе-
риод до 2015 г. (головной разработчик - ЦНИИмаш).
16 апреля подписан приказ генерального директора
о создании в составе ЦНИИмаш Информационно-
аналитического центра координатно-временного и
навигационного обеспечения (ИАЦ КВНО).
2008 г. 27 февраля подписан приказ Роскосмо-
са о назначении генеральным директором института
Г.Г.Райкунова (работал в этой должности до 27 февра-
ля 2013 г.). 13 мая открыт памятник Ю.А.Мозжорину
в г. Королеве на площади, носящей его имя. 11 июля
подписано решение коллегии Роскосмоса об одобре-
нии системного проекта космодрома «Восточный»
(головной разработчик - ЦНИИмаш).
2009 г. 13 января подписан приказ руководителя
Федерального космического агентства о возложении
на ЦНИИмаш функций головной организации в Феде-
ральной системе сертификации космической техники.
20 февраля подписан приказ Роскосмоса об определе-
нии ФГУП ЦНИИмаш головной организацией отрасли
по обеспечению экспериментальной отработки из-
делий РКТ. 6 мая подписан приказ Роскосмоса о воз-
ложении на ЦНИИмаш функций головной организации
отрасли по системе обеспечения качества и надежно-
сти изделий ракетной и ракетно-космической техники.
2012 г. 9 июня оргкомитетом Международного
Форума «Инновации и развитие» почетный диплом
победителю Всероссийского конкурса «100 лучших
предприятий и организаций России - 2012» присуж-
ден ЦНИИмаш в номинации «Лучшее предприятие
среди научно-исследовательских институтов и органи-
заций России».
2013 г. 28 июня подписан приказ о назначе-
нии с 1 июля генеральным директором института
Н.Г.Паничкина.
Филиал ФГУП «Центр эксплуатации объектов
наземной инфраструктуры» (ЦЭНКИ) -
Научно-исследовательский институт
стартовых комплексов (НИИ СК)
им. В.П.Бармина (Конструкторское бюро
общего машиностроения им. В.П.Бармина)
1941 г. При московском заводе «Компрессор»
было создано Специальное конструкторское бюро
(СКБ) во главе с Главным конструктором заво-
да В.П.Барминым. На заводе был организован се-
рийный выпуск многозарядных установок (боевых
машин реактивной артиллерии) БМ-13-16. В годы
Великой отечественной войны СКБ вело разработку
всех модификаций многозарядных установок. Всего
во время войны было разработано 78 образцов таких
установок, 36 из которых были приняты на вооруже-
ние Красной Армии.
1946 г. Предприятие было преобразовано в Госу-
дарственное Союзное конструкторское бюро специ-
ального машиностроения (ГСКБ Спецмаш). Основная
деятельность ГСКБ Спецмаш связана с созданием
объектов и оборудования наземной ракетной, а впо-
следствии и космической инфраструктуры.
1967 г. Предприятие переименовано в Конструк-
торское бюро общего машиностроения (КБ0М).
1999 г. Конструкторскому бюро общего машино-
строения было присвоено имя В.П.Бармина.
2009 г. КБОМ влилось в состав вновь образован-
ного Научно-исследовательского института стартовых
комплексов имени В.П.Бармина - филиала ФГУП
«ЦЭНКИ».
891
Приложение
Деятельность КБОМ связана с созданием и экс-
плуатацией боевых и космических стартовых и тех-
нических комплексов, других объектов наземной
космической инфраструктуры, оборудования для
производства материалов в космосе, автоматических
установок для изучения планет Солнечной системы.
Предприятие участвовало и участвует в националь-
ных и международных космических программах
«Восток», «Союз», «Салют», «Мир», «Луна», «Лу-
ноход», «Марс», «Венера», «Молния», «Экран»,
«Горизонт», «Союз-Аполлон», «Вега», «Энергия-
Буран», «ГЛОНАСС», «Иридиум», «Глобалстар»,
«Союз в ГКЦ», МКС и многих других.
ОАО «ЭМЗ им. В.М.Мясищева
Экспериментальный машиностроительный завод
имени Генерального конструктора Владимира Михай-
ловича Мясищева - преемник и продолжатель преды-
дущих конструкторских коллективов, возглавляемых
знаменитым авиаконструктором. Занимаясь кон-
струированием самолетов, в 1950-е гг. В.М.Мясищев
работает над проектами межконтинентальной ракеты
«Буран» (тема «40») для доставки термоядерного за-
ряда на территорию противника, а также над проекта-
ми крылатых пилотируемых спутников Земли.
1966 г. В.М.Мясищев добивается создания на
базе сохранившегося ЛИиДБ бывшего ОКБ-23 нового
ОКБ - «Экспериментальный машиностроительный
завод» с задачей проведения летных исследований
инновационных идей, с 1967 г. возглавляет его. Здесь
под его руководством начинаются исследования по
ламинаризации пограничного слоя и другие экспе-
риментальные летные исследования. С включением
ЭМЗ в состав НПО «Молния» по предложению Мя-
сищева создается проект транспортной авиационной
системы ВМ-Т «Атлант» (на базе созданного в 1950-
е гг. бомбардировщика ЗМ), которая должна обеспе-
чивать перевозку блоков ракетоносителя «Энергия»
и космического челнока «Буран» на космодром
Байконур. ОКБ работает также над созданием гер-
метичного модуля кабины ВКС «Буран» с система-
ми жизнеобеспечения и силовой установки аналога
ВКС - самолета БТС-002. В это же время Мясищев
разрабатывает проект космолета М-19 с ядерной
силовой установкой, противопоставляя его идее вер-
тикально стартующего космического аппарата. Раз-
рабатывается проект однодвигательного высотного
дозвукового самолета-разведчика М-17 «Стратос-
фера» (первый полет 26 мая 1982 г.), установившего
25 мировых рекордов в своем классе.
1978 г. Предприятие возглавил С.А.Микоян, за-
тем -ученик Мясищева В.А.Федотов.
1981 г. ЭМЗ получает имя своего создателя.
В эти годы заканчивается постройка «извозчика» ВМ-Т
«Атлант» (первый полет 29 апреля 1981 г.) и проходят
летную отработку все пять конфигураций созданной
воздушной транспортной системы, а также проводятся
летные испытания БТС-002 в пилотируемом и авто-
номном режиме (первый полет 10 ноября 1985 г).
1986 г. Руководителем ЭМЗ назначается В.К. Но-
виков.
1988 г. 6 августа в небо поднимается двухдвига-
тельный самолет М-55 «Геофизика» (М-17РМ), мо-
дификация «высотника» М-17, установившего 16 ми-
ровых рекордов и впоследствии задействованного в
международных программах изучения атмосферы
планеты Земля.
1995 г. 31 марта совершает первый полет самолет
бизнес-класса М-101Т «Гжель».
2006 г. 31 октября генеральным директором ЭМЗ
имени В.М.Мясищева назначается А.А. Проскурнин. На
ЭМЗ продолжаются работы по модернизации Ил-22
в ретрансляторы, разрабатываются проекты авиаци-
онно-космических платформ для туризма М-90 (на
базе самолета ВМ-Т «Атлант») и АКС-55 (на базе вы-
сотного самолета М-55). Продолжаются работы над
проектами легких многоцелевых самолетов, россий-
ско-индийским самолетом «Сарас-Дуэт», самолетами
с несущим фюзеляжем.
2010 г. В марте предприятие преобразовано в ОАО
«ЭМЗ им. В.М.Мясищева».
2011 г. Предприятие возглавляет ААГорбунов.
2013 г. Первый полет самолета-лаборатории - глу-
бокой модификации пассажирского Як-42Д.
Приложение 4
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ и источников
Ю.Первов. К вопросу об истории появления и развития первых отечественных ракет, их производства
и боевого применения. Разработка теории основ ракетного движения
Артиллерия и ракеты. - М.: Воениздат, 1968.
Беляев Т.Ф. Ракетные заряды и пороха к реактивной артиллерии Советской Армии периода Великой Отечественной
войны. - М.: ЦНИИНТИ, 1987.
Васильев A.H., Кириллов П.Н., Немировский А.М. «Компрессор». - М.: Московский рабочий, 1977.
Вернидуб И.И. Очерки из истории ракетной артиллерии и промышленности. - М., 1992.
Военная инженерная орденов Ленина и Суворова академия имени Ф.Э.Дзержинского: Очерк истории. - М, 1970.
Военной академии имени Ф.Э.Дзержинского 170 лет. - М., 1990.
Воробьев Б. Циолковский («Жизнь замечательных людей»), - М.: Молодая гвардия, 1940.
Воронов Н.Н. На службе военной. - М.: Воениздат, 1963.
Вышли на фронт «Катюши». - М.: Московский рабочий, 1982.
Георгий Эрихович Лангемак. Ракетно-космические двигатели и энергетические установки: Научно-технический сбор-
ник// Пионеры ракетной техники. Вып. 2 (148). - М.: ФГУП «Исследовательский центр имени М.В.Келдыша», 1999.
Данилов Михаил. Начальное знание теории и практики артиллерии. Печатано при Императорском Московском
университете, 1762.
Забелин Л.В. Из истории отечественной пороховой промышленности: Краткие биографические очерки. -
М.: ЦНИИНТИКПК, 1999.
Забелин Л.В. Из истории пороховой промышленности России до 1917 года. - М.: ЦНИИНТИКПК, 1999.
Из истории отечественной пороховой промышленности: Краткие биографические очерки. - М.: ЦНИИНТИКПК,
1998-2004.
Из истории ракетной техники. - М.: Наука, 1964.
Исследовательский центр имени М.В.Келдыша. 70 лет на передовых рубежах ракетно-космической техники. -
М.: Машиностроение, 2003.
История Военной академии РВСН имени Петра Великого. Военно-исторический труд. - М., 2000.
Кибальчич Н.И. Проект воздухоплавательного прибора. «Былое», 1918, № 10-11.
«Компрессор». - М.: Московский рабочий, 1977.
Кондратюк Ю. Завоевание межпланетных пространств. Изд. 2-е. - М.: Оборонгиз, 1947.
Константинов. Некоторые сведения о введении и употреблении боевых ракет в главных иностранных европейских
армиях. - СПб.: Типография Императорской академии наук, 1855.
Константинов. О боевых ракетах. - СПб.: Типография Главного штаба Его Императорского Величества по Военно-
учебным заведениям, 1856.
Константинов. О боевых ракетах. - СПб.: Типография Эдуарда Веймара, 1864.
Корнеев Н.М., Неустроев В.Н. Генеральный конструктор, академик Владимир Павлович Бармин. Основные этапы
жизни и деятельности. - М., 1999.
Королев С.П. Ракетный полет в стратосфере. - М.: Воениздат, 1934.
Корсаков К. Огонь ведут гвардейские минометы. - М.: Воениздат, 1970.
893
Приложение
Космодемьянский А .А. К.Э.Циолковский - его жизнь и работы по ракетной технике. - М.: Воениздат, 1960.
Космонавтика: Энциклопедия / Гл. ред. В.П.Глушко. - М„ 1985.
Космонавтика и ракетостроение России. - М.: Столичная энциклопедия, 2011.
Краткая история СКБ - ГСКБ Спецмаш - КБОМ. Книга 1.1941-1967. - М.: Конструкторское бюро общего машино-
строения, 1967.
Краткий исторический очерк по развитию ракетных войск и артиллерии Сухопутных войск Советской Армии. -
М.: Министерство обороны, 1969.
Кузнецов К.М. История ракетного оружия и его боевого применения. - М. Министерство обороны СССР, 1972.
Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М.: Оборонгиз, 1961.
Лангемак Г.Э., Глушко В.П. Ракета. - Изд. Осоавиахима, 1931.
Лангемак Г.Э., Глушко В.П. Ракеты, их устройство и применение. - М.-Л.: ОНТИ НКТП, 1935.
Летопись Военной академии ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого. 1820-2007 гг. - М„ 2008.
Ляпунов Б.В. Ракета. Изд. 2-е, перераб. - М.: Воениздат, 1960.
Ляпунов Б.В. Рассказы о ракетах. - Л.: Государственное энергетическое издательство, 1950.
Мазинг Г.Ю. Крал Андреевич Шильдер. - М.: Наука, 1989.
Михайлов В.П., Назаров ГА. Развитие техники пуска ракет. - М.: Воениздат, 1976.
На земле и в космосе. Конструкторское бюро общего машиностроения им. В.П.Бармина. - М., 2001.
Оружие Победы. ’'зд. 2-е, перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1987.
Отечественный военно-промышленный комплекс и его историческое развитие. - М.: Ладога-100,2005.
Первое М.А. Москва оружейная. - М.: Столичная энциклопедия, 2013.
Первое М.А. Ракетные комплексы Ракетных войск стратегического назначения. - М.: Типография «Новости», 1999
Первое М.А. Рассказы о русских ракетах. В 3-х кн. - М.: Столичная энциклопедия, 2012-2013.
Первое М.А. Родилась в Москве «Катюша». - М.: Столичная энциклопедия, 2010.
Перельман Я.И. Межпланетные путешествия. Основы ракетного летания. - М.-Л.: ОНТИ-ГТТИ, 1934.
Пионеры ракетной техники. Кибальчич, Циолковский, Цандер, Кондратюк. Избр. труды. - М.: Наука, 1964.
Победоносцев Ю.А. Краткий исторический обзор боевого применения ракет. - М.: МВТУ, 1949.
Победоносцев Ю.А., Кузнецов К.М. Первые старты. - М.: Издательство ДОСААФ, 1972.
Пороховая промышленность: Краткий историко-биографический очерк. - М.: ЦНИИНТИКПК, 1995.
Применю А.Е. Реактивные двигатели, их развитие и применение. - М., 1947.
Путь в ракетной технике / Под. ред. академика РАН Б.И.Каторгина. - М.: Машиностроение, 2004.
Романов А.П. Королев. - М.: Молодая гвардия, 1996.
Рынин Н.А. Ракеты и двигатели прямой реакции (история, теория и техника). - Л., 1929.
Сгибнев Е.Г. «Катюши» шли на фронт через Софринский артиллерийский полигон. - Красноармейск, 2001.
Сокольский В.Н. Ракеты на твердом топливе в России. - М.: Издательство АН СССР, 1963.
Сонкин М.Е. Русская ракетная артиллерия. Изд. 2-е. - М.: Воениздат, 1952.
Тихонравов М.К. Введение в ракетную технику. - М.: МВТУ, 1952.
Феодосьев В.И., Синярев ГБ. Введение в ракетную технику. - М.: Оборонгиз, 1961.
Храмой А.В. Константин Иванович Константинов. - Л.: Госэнергоиздат, 1951.
894
Литература
Хрестоматия по русской военной истории. - М.: Военное издательство, 1947.
Цандер Ф.А. Избранные труды по ракетной технике. - М.: Оборонгиз, 1947.
Цандер Ф.А. Проблемы полета при помощи реактивных аппаратов. Межпланетные полеты. - М.: Оборонгиз, 1961.
Циолковский К.Э. Исследование мировых пространств реактивными приборами // Научное обозрение. -
СПб., 1903, №5.
Циолковский К.Э. Труды по ракетной технике. - М.: Оборонгиз, 1947.
Циолковский К.Э. Собрание сочинений. Т. 2. Реактивные летательные аппараты. - М.: Изд-во АН СССР, 1954.
А.А.Гафаров. Создание отечественных ракет и ракетного вооружения в 1933-1941 гг. ФГУП «Центр Кел-
дыша»
Вернидуб И.И. Очерки из истории ракетной артиллерии и промышленности. - М.: НПО «Информация и технико-
экономические исследования», 1992.
Гафаров А.А. Крылатые ракеты разработки РНИИ (к 75-летию первого летного испытания управляемой крылатой
ракеты 216). Доклад на XXXV Академических чтениях по космонавтике. Москва, 2011.
Гафаров А.А. Легендарная «Катюша». Доклад в Политехническом музее. Москва, 2005.
Гафаров А.А. Н.Г.Чернышев в Реактивном научно-исследовательском институте. - Николай Гаврилович Чернышев.
Материалы юбилейной конференции, посвященной 100-летию со дня рождения. - Юбилейный, 2006. - С. 49-60.
Гафаров А.А. Первый шаг на пути человека в космос (к 70-летию первого полета ракетоплана РП-318-1). Доклад на
XXXIV Академических чтениях по космонавтике. Москва, 2010.
Гафаров А.А. Продолжение и развитие работ ГИРД в РНИИ. Доклад в Политехническом музее. Москва, 2006.
Гафаров А.А. С.П.Королев и РНИИ - НИИ-3 - НИИ-1. Доклад на XXXI Академических чтениях по космонавтике.
Москва, 2007.
Гафаров А.А. Творец ракетного оружия Победы (к 100-летию со дня рождения И.И.Гвая). Доклад на XL Научных
чтениях памяти К.Э.Циолковского. Калуга, 2005.
Гафаров А.А. Ю.А.Победоносцев в Реактивном научно-исследовательском институте (1933-1946). Доклад в По-
литехническом музее. Москва, 2007.
Глушко В.П. Путь в ракетной технике. - М.: Машиностроение, 1977.
Душкин Л.С., Голлендер М.Ю. К истории развития отечественных работ по жидкостным ракетным двигателям. От-
чет НИИ-1 МАП. 1952.
Из истории астронавтики и ракетной техники. Вып. 2-3. Материалы II и III Международных симпозиумов по исто-
рии астронавтики (Нью-Йорк, октябрь 1968 г. Мар-дель-Плата, октябрь 1969 г.) - М.: Наука, 1979.
Из истории астронавтики и ракетной техники. Материалы XVIII Международного астронавтического конгресса. Бел-
град, 25-29 сентября 1967 г. - М.: Наука, 1970.
Исследовательский центр имени М.В.Келдыша. 70 лет на передовых рубежах ракетно-космической техники / Ред-
кол.: А.С.Коротеев, А.А.Гафаров, О.А.Горшков и др. - М.: Машиностроение, 2003.
Качур П.И. Ракетчики Советского Союза. - М.: РТСофт, 2009.
Королев С.П. Ракетный полет в стратосфере. - М.: Государственное военное издательство, 1934.
Коротеев А.С., Гафаров А.А. Исследовательский центр имени М.В.Келдыша - 70 лет на передовых рубежах ракетно-
космической техники // Полет. - 2003, № 11. - С. 3-9.
Коротеев А.С., Гафаров А.А. Кузница ракетного оружия Победы // Полет. - 2005, № 5. - С. 41-48.
Коротеев А.С., Гафаров А.А. От РНИИ до Центра Келдыша // Полет. - 2006, № 5. - С. 38-47 (К 60-летию ракетно-
космической отрасли).
Космонавтика: Энциклопедия / Гл. ред. В.П.Глушко; Ред. коллегия: В.П.Бармин, К.Д.Бушуев, В.С.Верещетин и др. -
М.: Сов. Энциклопедия, 1985.
895
Приложение
Лангемак Г.Э., Глушко В.П. Ракеты, их устройство и применение. - М.-Л.: ОНТИ НКТП СССР. Главная редакция
авиационной литературы, 1935.
Первое М.А. Родилась в Москве «Катюша»: Исторический очерк. - М.: Столичная энциклопедия, 2010.
Пионеры ракетной техники. Андрей Григорьевич Костиков // Ракетно-космические двигатели и энергетические уста-
новки: Научно-технический сборник. Вып. 3 (149). - М.: ФГУП «Исследовательский центр имени М.В.Келдыша», 1999.
Пионеры ракетной техники. Георгий Эрихович Лангемак // Ракетно-космические двигатели и энергетические установ-
ки: Научно-технический сборник. Вып. 2 (148). - М.: ФГУП «Исследовательский центр имени М.В.Келдыша», 1999.
Пионеры ракетной техники. Евгений Сергеевич Щетинков // Ракетно-космические двигатели и энергетические установ-
ки: Научно-технический сборник. Вып. 2 (151). - М.: ФГУП «Исследовательский центр имени М.В.Келдыша», 2000.
Процессы в гибридных ракетных двигателях / А.М.Губертов, В.В.Миронов, Р.Г.Голлендер и др.; под ред.
А.С.Коротеева. - М.: Наука, 2008.
Резниченко С.Н. Реактивное вооружение советских ВВС 1930-1945 гг. - М.: Бедретдинов и Ко, 2007.
Творческое наследие академика Сергея Павловича Королева. - М.: Наука, 1980.
Федин П. Воронежская «Катюша» // Машиностроитель. -1975, № 4. - С. 26-28.
Федин П. Воронежская «Катюша» // Машиностроитель. -1975, № 5. - С. 11-13.
Федор Лапшин. Найти «Катюшу» // Авторевю - 2012, № 12 (498). С. 75-85.
Черток Б.Е. Ракеты и люди. От самолетов до ракет. - М.: РТСофт, 2006.
Н.М.Корнеев. Боевая реактивная техника Великой Отечественной войны 1941-1945 гг. ФГУП «ЦЭНКИ»
Васильев А.Н., Михайлов В.П. Ракетные пусковые установки в Великой Отечественной войне. - М.: Наука, 1991.
Великая Отечественная война 1941-1945 гг.: Энциклопедия. - М.: Советская энциклопедия, 1985.
Дорожкин А.И. Рождение «Катюш» // Битва за Москву. - М.: Московский рабочий, 1966.
Корнеев Н.М. Жизнь, посвященная развитию отечественной техники. - М.: Медиакосмос, ОАО «НИЦ АСК», 2009.
Краткая история СКБ - ГСКБ Спецмаш - КБ0М. Книга 1.1941-1967. - М.: КБ0М, 1967.
На земле и в космосе / Под редакцией И.В.Бармина. - М.: КБОМ, 2001.
Нестеренко А.И. Огонь ведут «Катюши». - М.: Воениздат, 1975.
Первое М.А. Рассказы о русских ракетах. Книга первая. - М.: Столичная энциклопедия, 2012.
Первое М.А. Родилась в Москве «Катюша»: Исторический очерк. - М.: Столичная энциклопедия, 2010.
Советская космонавтика. - М.: Машиностроение, 1981.
Б.М.Кантемиров. В Германии. 1945-1946 гг. Постановление, с которого началась ракетная отрасль.
ИИЕТРАН
АП РФ. Ф. 3. Оп. 7. Д. 192. Лл. 70-72.
Воспоминания академика Бармина Владимира Павловича, записанные 6 декабря 1989 г. Личный архив В.П.Бармина.
Докладная записка И.В.Сталину. АПРФ ФЗ. Оп. 7. Д. 179, связ. 28-31 // Задача особой государственной важности.
М. РОССПЭ, 2010.-С. 28-31.
Задача особой государственной важности. - М.: РОССПЭН, 2010. - С. 15-18.
Исторический архив. 1996, № 4. - С. 123.
Отчет о выполнении требования приложения 1... по федеральной земле Тюрингия //Задача особой государствен-
ной важности. - М.: РОССПЭН, 2010. - С. 49-50.
РГАСПИ. Ф. 644. Оп. 1. Д. 421. Лл. 169-170.
896
Литература
Советская космическая инициатива в государственных документах. 1946-1964 / Под ред. Ю.М.Батурина. -
М.: РТСофт, 2008. - С. 30-36.
Черток Б.Е. Ракеты и люди. Кн. 1. - М.: Машиностроение, 1994. - С. 98,163-164.
В.И.Ивкин. Предыстория постановления от 13 мая 1946 г.
Архив Президента Российской Федерации. Ф. 3, оп. 47, д. 182. Лл. 70-72.
Дело с постановлениями Совета Министров СССР за 1946 год // Военно-исторический журнал. -1995, № 1. - С. 54-56.
Ведомости Верховного Совета СССР. 1946. №№ 7,10.
Ивкин В.И., Сухина Г.А. Задача особой государственной важности. Из истории создания ракетно-ядерного оружия и
Ракетных войск стратегического назначения (1945-1959 гг.). - М.: РОССПЭН, 2010. - Стр. 23-26,33-35.
Российский государственный архив экономики. Ф. 4372, оп. 94, д. 1146. Лл. 22-41.
РГАЭ. Ф. 4372, оп. 94, д. 956. Лл. 99-144.
РГАЭ. Ф. 4372, оп. 94, д. 956. Лл. 181-183.
РГАЭ. Ф. 4372, оп. 94, д. 957. Л. 9-47.
РГАЭ. Ф. 4372, оп. 94, д. 957. Лл. 78-89.
РГАЭ. Ф. 4372, оп. 94, д. 1146. Л. 42.
РГАЭ. Ф. 4372, оп. 94, д. 1834. Л. 95.
ЦМАЛС. Ф. 319.0п.1.д. 50. Л. 9.
В.А.Лопота, Ю.П.Семенов, В.П.Легостаев, В.Г.Алиев, Б.И.Губанов, Б.А.Дорофеев, Радугин И.С.,
И.Н.Садовский, Б.А.Соколов, Б.И.Сотников, Б.Е.Черток, Е.В.Шабаров, В.М.Филин. ОАО «РКК «Энергия»
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королева. -1996.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королева в первом десятилетии XXI века (2001-2010)
/ Под общ. ред. ВАЛопоты. - М.: РКК «Энергия». 2011.
А.Н.Кирилин, Р.Н.Ахметов, С.В.Тюлевин, С.И.Ткаченко. ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
Самарские ступени «Семерки». ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс». - Самара, 2011.
В о.Зуев, А.С.Коротков, В.А.Пальков-Свирщевский, А.Ю.Тимченко. Государственное предприятие «Кон-
структорское бюро «Южное» им. М.К.Янгеля. Государственное предприятие «Производственное объеди-
нение «Южмаш» им. А.М.Макарова
Андреев Л.В., Конюхов С.Н. Янгель. Уроки и наследие. - Киев: КИТ, 2004.
Мозжорин Ю.А. Так это было. - М.: Международные программы образования, 2000.
Призваны временем / Под ред. академика НАН Украины С.Н.Конюхова. 2-е изд. - Днепропетровск: АРТ-ПРЕСС, 2009.
Призваны временем. Ракеты и космические аппараты Конструкторского бюро «Южное» / Под ред. С.Н.Конюхова. -
Днепропетровск: АРТ-ПРЕСС, 2004.
А.Н.Березин, Д.П.Глотин, Ю.А.Устюжанинов, Н.Е.Чечулина. ОАО «Пермский завод «Машиностроитель»
Космонавтика и ракетно-космическая промышленность. В 2-х т. - 2003.
Космонавтика на рубеже тысячелетий, итоги и перспективы. - М, 2001.
Отечественные стратегические ракетные комплексы / Под ред. В.Ф.Уткина, Ю.С.Соломонова, ГАЕфремова. -
СПб., 1999.
Ракетный щит Отечества. - М., 1999.
ФКП «НИИ «Геодезия». Софринский артиллерийский полигон. - Красноармейск, 2009.
Ракетные войска стратегического назначения. - М., 2009.
897
Приложение
Северный космодром России. В 2-х т. - 2007.
Стратегическая операция «Анадырь». Как это было? - М„ 1999.
Стратегические ракетные комплексы наземного базирования. - М., 2007.
Техническое описание изделия 8К98П. - СПб., 1979.
С.Н.Прокопьев. Производственное объединение «Полет» - филиал ГКНПЦ им. М.В. Хруничева
Каня Э.В., Прокопьев С.Н. Высота «Полета». - Омск, 2006.
Прокопьев С.Н., Калиш О.М., Макашенец Г.А. Новая высота «Полета». - Омск, 2011.
В.ГДепярь, Р.Н.Канин, С.Ф.Молчанов. ОАО «ГРЦ Макеева»
Баллистические ракеты подводных лодок России: Избранные статьи / Сост. Р.Н.Канин, О.Е.Лукьянов, Ю.Г.Тарасов;
под ред. д.т.н. И.И.Величко. - Миасс: ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева», 1994,1997.
Волошин Н.П. К истории отечественного атомного проекта. - М.: ИздАТ, 2009.
Вооружение России. Т. 1. Советская военная мощь. Т. 2. Вооружение России на рубеже веков. - М.: Оружие и тех-
нологии, 2010,2011.
Главный конструктор. К 100-летию А.М.Исаева/ Ред. кол.: АЛ.Будников, Ю.И.Васютин и др. - М.: Интеллект-центр, 2008.
Дегтярь В.Г., Каверин Ю.А., Канин PH. Каталог. Баллистические ракеты морских стратегических сил СССР и России
1947-2012. - М.: ГРЦ Макеева, Оружие и технологии, 2012.
Кокошин А.А. Проблемы обеспечения стратегической стабильности.
Литвинов Б.В. Атомная энергия не только для военных целей. - Екатеринбург: УрО РАН, 2002.
Мозжорин Ю.А. Так это было // Мозжорин - в воспоминаниях современников - М.: Международная программа
образования, 2000.
Морские стратегические ракетные комплексы / Сост. Ю.А.Каверин, Р.Н.Канин; под научн. ред. В.ГДегтяря. - М.:
Военный парад; ГРЦ Макеева, 2011.
Оружие и технологии России: Энциклопедия XXI век. Т. 1; Т. 3; Т. 6. - М.: Оружие и технологии, 2000,2001,2003.
Оружие Российского флота (1696-1996) / Рук. авт. кол. А.М.Петров. - СПб.: Судостроение, 1996.
Отечественные подводные лодки. Проектирование и строительство / Под общ. ред. акад. В.М.Пашина. - СПб.: ЦНИИ
им. акад. А.Н.Крылова, 2004.
СКБ-385, КБ машиностроения, ГРЦ «КБ им. академика В.П.Макеева» / Сост. Р.Н.Канин, Н.Н.Тихонов; под общ. ред.
академика РАРАН В.ГДегтяря. - М.: ГРЦ «КБ им. академика В.П.Макеева»; Военный парад, 2007.
Стратегическое ядерное вооружение России / Кол. авт.; под ред. П.Л.Подвига. - М.: ИздАТ, 1998.
Теоретические и прикладные вопросы. - М.: Едиториал УРСС, 2011.
Черток Б.Е. Ракеты и люди. - М.: Машиностроение, 2002.
М.К.Сапего, А.Н.Устинов. ФГУП «КБ «Арсенал». ОАО «М3 «Арсенал»
«Арсенал» для Отечества // Арсенал. Военно-промышленное обозрение - 2009, № 2 (7). - Стр. 38—41.
Арсенал (Корпоративная газета). - 2008, № 6.
Арсенал (Корпоративная газета). - 2007, № 1.
Арсенал (Корпоративная газета). - 2009, №№ 14,18.
Арсенал (Корпоративная газета). - 2012, № 6.
Гашутина К.В. История завода «Арсенал» им. М.В.Фрунзе за 250 лет. Рукопись. - Л. 1969.
Завод «Арсенал». 300 лет / Под ред. Л.Я.Лурье. - СПб., 2011.
Запольский А.А. Стратегическим ракетоносцам - быть! - СПб., 1998.
898
Литература
Конструкторское бюро «Арсенал». 1949-2009 / Под ред. В.Л.Седых. - СПб., 2009.
Никитин Ю.А. Золотая шпага. - М„ 2007.
Ордена Ленина и Трудового Красного Знамени завод «Арсенал», Ленинградский завод им. М.В.Фрунзе. Фото-
альбом.-Л., 1975.
Ракетно-космическая эпоха. Памятные даты. (Ист. справ.) / Под ред. ВАПоповкина и др. Изд. 5-е, доп. и угочн. - М., 2012.
Родзевич В.М. Историческое описание Санкт-Петербургского арсенала за 200 лет его существования: 1712-1912 гг.
В 3-х ч,-СПб., 1914.
Родзевич В.М. Краткий исторический очерк Санкт-Петербургского арсенала. 1712-1912 гг. - СПб., 1900.
Российский космос. - 2008, №11.
Сапего М.К., Седых В.Л. Санкт-Петербургский «Арсенал» - инновационный центр отечественной ракетно-про-
мышленной отрасли // Геополитика и безопасность. -2011, № 2.
Советская космическая инициатива в государственных документах. 1946-1964 гг. / Под ред. Ю.М.Батурина. - М., 2008.
Сокольский В.Н. Ракеты на твердом топливе в России. - М.: АН СССР, 1963.
Сонкин М.Е. Русская ракетная артиллерия: Исторический очерк. - М., 1952.
Творец русского ракетного оружия // Техника - молодежи. -1946, № 5/6.
50 лет КБ «Арсенал» им. М.В.Фрунзе // Невский бастион: Военно-технический сборник. Вып. №6.-1999, № 1.
http://www.federalspace.ru/main.php7icU136
http://dic.academic.rU/dic.nsf/enc_biography/135270/Засядко
http://mirslovarei.com/content_bigbioenc/zasjadko-aleksandr-dmitrievich-153081.html
http://www.ruscadet.ru/history/rkk_1701_1918/1883_1918/2kk/comm.htm
http://www.rau.su/observer/N10-12_96/10-12_20.HTM
http://topwar.ru/932-podvodnaya-lodka-k-a-shildera.html
http://www.navy.su/navysub1917/shi lder/i ndex. htm
http://www.allabout.ru/a7357.html
http://mzarsenal.spb.ru/
http://www.kbarsenal.ru/index.php
А.В.Благов, Г.Я.Гулидов, О.С.Измалкин, Е.В.Кулешов, В.А.Поляченко, Л.Д.Смиричевский. Л.М. Шеле-
пин. ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
60 лет самоотверженного труда во имя мира. Федеральное государственное унитарное предприятие «Научно-про-
изводственное объединение машиностроения». - М.: Оружие и технологии, 2004.
Стратегические ракетные комплексы наземного базирования / Под ред. С.Н.Шевченко, В.В.Линник и др. - М.: Во-
енный парад, 2007.
Творцы и созидатели. Ода коллективу. ОАО «Военно-промышленная корпорация «НПО машиностроения». - М.:
Бедретдинов и Ко, 2009.
А.Ф.Евич, А.А.Еременко, Б.А.Землянский, М.Н.Казаков, Б.С.Кирнасов, В.М.Макушин, Б.В. Могильный,
А.С.Осадченко, Н.Г.Паничкин, ГГРайкунов, Ю.В.Жердев. ФГУП ЦНИИмаш
Генеральный конструктор. Книга о В.Ф.Уткине. - М.: ЦНИИмаш, 2003.
Космический научный центр. Монография. В 2-х кн. Страницы истории. Книга 1 / Гл. ред. ГГ. Райкунов. - М.:
ЦНИИмаш, 2011.
Научный центр космонавтики и ракетостроения. - М.: Международная программа образования, 2000.
899
Приложение
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королева. 1946-1996. - М.: РКК «Энергия»
им. С.П.Королева, 1996.
Так это было... Мемуары ЮАМозжорина. Мозжорин в воспоминаниях современников. - М: Международная про-
грамма образования, 2000.
ЦНИИмаш. Центр исследований прочности. История развития / Под ред. Н.Г.Паничкина. - М.: ЦНИИмаш, 2001.
Черток Б.Е. Ракеты и люди. Горячие дни «холодной войны». - М.: РТС-офт, 2007.
Е.И.Нестеров. ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
Государственный космический научно-производственный центр имени М.В.Хруничева. Филевские орбиты. Книга
вторая. - М., 2006.
О.И.Мамалыга. ОАО «НПК «КБМ»
Первое М.А. Ракетные комплексы РВСН. - М.: Новости, 1999.
С.П.Никулин, Ю.С.Соломонов, Л.С.Соломонов. ОАО «Корпорация «МИТ»
На стратегическом направлении / Под общ. ред. академика РАН, д.т.н. Ю.С.Соломонова. Интервестник. - М„ 2006.
В.Г.Толмачев. ОАО «Воткинский завод»
Взгляд сквозь годы / Под ред. ЮАЧерткова, ЮАЛомаева, ЛАПавленко. - Воткинск, ГПО «Воткинский завод», 2002.
Воткинский завод. Вчера. Сегодня. Всегда. - Воткинск, 2009.
Воткинский завод за 240 лет / Под ред. Ю.А.Черткова, ЮАЛомаева, ЛАПавленко). - Воткинск: ГПО «Воткинский
завод», 1999.
Воткинские металлурги - ракетному производству / Под ред. В.П.Метлякова, Л.М.Салитана. - Воткинск: ГПО «Во-
ткинский завод», 1999.
След на земле / Под ред. ЮАЧерткова, ЮАЛомаева, ЛАПавленко. - Ижевск: Изд-во Удмуртского университета,
1997.
В.А.Асюшкин, В.П.Викуленков, С.В.Ишин, Г.П.Серов. ФГУП «НПО имени САЛавочкина»
На земле, в небе и в космосе. Научно-производственное объединение имени САЛавочкина. - М., 1997.
С.Г.Смирнов, О.Б.Поплевина. ОАО «ЭМЗ имени В.М.Мясищева»
Брук А.А., Удалов К.Г., Смирнов С.Г. Иллюстрированная энциклопедия самолетов ОКБ В.М.Мясищева. Т. 4. - М.: Ави-
коПресс, 2002.
Под крылом Мясищева: Сб. ст. Ч. 1. - М.: Рестарт, 2011.
Селяков Л.Л. Малоизвестные страницы творческой деятельности авиаконструктора В.М.Мясищева. - М., 1997.
Смирнов С.Г. А был еще один «Буран» // Космические решения земных задач: Сб. ст. - М.: Изд-во Политехнического
музея, 2011.
Смирнов С.Г. Железные крылья Мясищева И Современник. -1997, № 4-11.
Якубович Н.В., В.Н.Лавров В.Н. Самолеты В.М.Мясищева. - М., 1999.
НА.Рогожан, В.И.Углов. Академия РВСН им. Петра Великого
Задача особой государственной важности. Из истории создания ракетно-ядерного оружия и РВСН (1945-1959 гг.):
Сборник документов / Сост. В.И.Ивкин, ГАСухина. - М.: РОССПЭН, 2010.
Из истории развития ракетной техники и космонавтики: даты, события, факты / В.П.Иванов, Ю.И.Плотников,
А.Т. Стрельников, В.И.Углов. - М.: МОРФ, 1995.
История отечественного ракетного оружия и ракетных войск / И.Д.Сергеев, А.С.Мудрагеля и др. - М., 1997.
История отечественного ракетного оружия и ракетных войск. Ч. 2 / Под ред. ЮАЯшина. - М.: ВА РВСН имени
Ф.ЭДзержинского, 1997.
900
Литература
Кузнецов К.М. История ракетного оружия и его боевого применения. М.: МО СССР, 1972.
Малиновский Г.Н. Записки ракетчика. - М.: ЦИПК РВСН, 1999.
Межконтинентальные баллистические ракеты СССР (РФ) и США. История создания и ликвидации / Под общ. ред.
Е.Б.Волкова. - М.: ЦИПК РВСН, 1998.
Развитие ракетного оружия и РВСН. - М.: Воениздат, 1964.
Развитие ракетного оружия стратегического назначения в СССР / Под ред. Г.Ф.Одинцова. - М.: ВАД, 1964.
Ракетные войска стратегического назначения России. - М.: ЦИПК РВСН, 1996.
Ракетные войска стратегического назначения. Военно-исторический труд / Под ред. Ю.П.Максимова. - М.: ЦИПК
РВСН, 1992.
Хроника основных событий истории Ракетных войск стратегического назначения / Под ред. И.Д.Сергеева. -
М.: ЦИПК РВСН, 1996.
В.В.Зеленцов, Л.Н.Лысенко. МГТУ им. Н.Э.Баумана
Кузница кадров оборонных специальностей / Под ред. В.В.Зеленцова, В.В.Драгомира, Л.Н.Лысенко, В.А.Челышева,
Е.Г.Юдина. - М.: Гелиос АРВ, 2003.
Лысенко Л.Н. Наведение и навигация баллистических ракет. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2007.
Николаев ГА. Теперь об этом легко вспоминать // Бауманец. -1991, № 17.
Специальное машиностроение в МГТУ им. Н.Э.Баумана. 70 лет. / Под ред. В.В.Зеленцова, В.В.Драгомира,
Л.Н.Лысенко, В.Н.Зимина и Е.Г.Юдина. - М.: Машиностроение, 2008.
Федоров И.Б., Павлихин ГП. Московский государственный университет имени Н.Э.Баумана. 175 лет. - М.: Изд-во
МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2005.
Черток Б.Е. Ракеты и люди. Мемуары. В 4-х томах - М.: Машиностроение, 1994—1999.
П.П.Афанасьев, В.И.Русланов. Московский авиационный институт
Авхимович Б.М., Афанасьев П.П., Голубев И.С. и др. Пятьдесят лет подготовке инженеров-ракетчиков в МАИ / Под
ред. П.П.Афанасьева. - М.: Изд-во МАИ, 2002.
Афанасьев П.П., Образцова Е.И., Русланов В.И. Академик Иван Филиппович Образцов (страницы жизни). -
М.: Изд-во МАИ-ПРЕСС, 2010.
Афанасьев П.П., Русланов В.И. Аэрокосмический факультет. - М.: Изд-во МАИ, 2003.
Афанасьев П.П., Русланов В.И. Выпускники МАИ в Российской академии наук. - Калуга: Эйдос, 2011.
Афанасьев П.П., Русланов В.И. Выпускники Московского Авиационного института. - М.: Изд-во МАИ-ПРЕСС, 2009;
изд. 2-е, доп. и перераб. - 2010.
Афанасьев П.П., Русланов В.И. Лауреаты и премии. Изд. 2-е, перераб. и доп. - М.: Изд-во МАИ, 2004.
Афанасьев П.П., Русланов В.И. Московский авиационный институт. К 75-летию МАИ. - М.: Изд-во МАИ, 2005.
Афанасьев П.П., Русланов В.И. Московский Авиационный институт. Изд. 2-е, доп. и перераб. - М.: Изд-во
МАИ-ПРЕСС, 2010.
Афанасьев П.П., Русланов В.И. Руководители Московского авиационного института. Начальники. Директора. Ректо-
ры. 1930-2011. - Калуга: Эйдос, 2012.
Афанасьев П.П., Русланов В.И. Факультет «Робототехнические и интеллектуальные системы». К 70-летию со дня
основания / Под ред. ВАПолковникова. - М.: Изд-во МАИ, 2005.
Интернет сайт «Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет).
http://www.mai.ru/index.htm
Космонавты - выпускники Московского авиационного института / Авт.-сост. П.П.Афанасьев и В.И.Русланов, под
ред. В.Н.Кубасова. - М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2010; изд. 2-е, доп. и перераб., 2011.
901
Приложение
Московский авиационный институт от А до Я 2-е издание / Колл, авторов. - М.: Изд-во МАИ, 1994.
К.М.Иванов, В.А.Бородавкин, М.Н.Охочинский. БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф.Устинова
Бородавкин В.А., Калягин Л.И., Охочинский М.Н. БГТУ «Военмех» им. ДФ.Устинова. Институт ракетно-космиче-
ской техники. СПб.: БГТУ «Военмех», 2007.
Бызов Л.Н., Охочинский М.Н. Пакет прикладных программ «САПР ракетных транспортных систем»: учебное посо-
бие. - СПб.: БГТУ «Военмех», 2005.
Веселов В.А., Керножицкий В.А., Массарский А.С. Изучение физических процессов в атмосфере Земли и контроль
их параметров при наблюдениях из космоса // Военмех. Вестник БГТУ. - 2008, № 2. Стр. 7-17.
Военмех: 80 лет на службе Отечеству. - СПб.: БГТУ, 2012.
Государство и Военмех. - СПб.: Аграф+, 2001.
Даньков О.К. Воспоминания сотрудника Отраслевой лаборатории прочности и надежности. Рукопись. 2011.
Иванов К.М. Для созидания и защиты // Родина. Специальный выпуск «Образование в России: вчера, сегодня, завтра». -
2010.-Стр. 91.
Иванов К.М. Военмех - для созидания и защиты Отечества. // Геополитика и безопасность. - 2012, № 4 (20). - Стр.
92-97.
Иванов К.М., Бородавкин В.А., Загашвили Ю.В., Охочинский М.Н. Военмех - кузница кадров для оборонной и высо-
котехнологичных отраслей промышленности // Бизнес-класс (Украина). - 2011, № 3 (27). Стр. 175-178.
Иванов К.М. Кузница кадров для российской оборонки // Родина. -2012, № 11. - Стр. 110.
Из истории Военмеха: Юбилейная хронология БГТУ // Сфера. - 2007, № 8. Стр. 2-3,8-9.
Ипатов О.С., Веселов В.А, Керножицкий В.А. Кафедре «Системы обработки информации и управления» - 60 лет
// За инженерные кадры. - 2009, № 8 (22552).
Кадры «Военмеха» решают все: Интервью ректора, профессора К.М.Иванова (провел Д.М.Охочинский) //Арсенал.
Военно-промышленное обозрение. - 2009, № 2 (17). - Стр. 44-47.
Лихачев А.Н. Работы научно-образовательного центра «КМК» БГТУ «Военмех» с промышленными организациями
по аэрокосмической технике // Военмех. Вестник БГТУ. - 2012, № 1 (4). - Стр. 38-39.
Никитин М. Военмеху - 75! // Санкт-Петербургский вестник высшей школы. - 2007, ноябрь. - Стр. 3.
Охочинский М.Н. 75 лет на службе государства // Вестник авиации и космонавтики. - 2008, № 1. - Стр. 91-93.
Охочинский М.Н. Военмех и космос // Новый оборонный заказ. Стратегии. - 2011, № 2 (14). - Стр. 34-35.
Охочинский М.Н. Из истории кафедры «Ракетостроение» Военмеха. // Геополитика и безопасность. - 2011,
№2 (14).-Стр. 40-48.
Охочинский М.Н. К истории подготовки инженеров-ракетчиков // Высшее образование в России. - 2008, № 3. -
Стр. 66-69.
Охочинский М.Н. Космонавты «Военмеха» И Военмех. Вестник БГТУ. - 2008, № 2 (2). - Стр. 126-128.
Охочинский М.Н. Летчики-космонавты Балтийского государственного технического университета «Военмех»
им. Д.Ф.Устинова// Наука и техника: вопросы истории и теории. XXXIIМГК СПб. отд. РНК по истории и философии
науки и техники РАН. Вып. XXVII. СПб.: СПб. Ф ИИЕТ РАН, 2011. - Стр. 73-78.
Охочинский М.Н. Наши кадры - наша гордость // Родина. Специальный выпуск «Образование в России: вчера,
сегодня, завтра». - 2010. - Стр. 90.
Охочинский М.Н. Перспективные научные исследования кафедры «Ракетостроение» // Геополитика и безопас-
ность. - 2012, № 4 (20). - Стр. 123-130.
Охочинский М.Н. Шестьдесят лет - возраст зрелости. Из истории кафедры «Ракетостроения» //Актуальные вопро-
сы ракетостроения. Вып. 4. - СПб.: БГТУ «Военмех», 2007. - Стр. 4-15.
902
Литература
Пинчук В.А., Филимонов Ю.Н., Савушкин Р.Г. У истоков формирования ракетной техники и космической безопас-
ности. (Ф.Л.Якайтис и его время) // Геополитика и безопасность. — 2011, № 2 (14). - Стр. 54-60.
Почетные доктора Военмеха // За инженерные кадры. - 2013, № 1-2. - Стр. 26-30.
Романов А.Р, Трибель М.В. Ремесленное училище Цесаревича Николая // За инженерные кадры. Спец, выпуск. -
2010, №1 (22554), №2 (22555).
Романов А.Р., Трибель М.В., Черников С.Н. «Военмех» и военмеховцы. - СПб.: Аграф, 2006.
Романов А.Р, Трибель М.В., Черников С.Н. Военмеховцы. 75 лет на службе Отечеству. - СПб.: Аграф, 2007.
Романов А.Р, Трибель М.В., Черников С.Н. Военмеховцы. На службе Отечеству. - СПб.: Аграф, 2012.
Трибель М.В. БГТУ «Военмех» им. Д.Ф.Устинова. Исторические вехи Университета. 1875-2012. - СПб.: Аграф+, 2012.
Трибель М.В. Начальники, директора, ректоры «Военмеха» // За инженерные кадры. Спец, выпуск. - 2012, № 1
(22570).
Факультеты и кафедры Балтийского государственного технического университета «Военмех» им. Д.Ф.Устинова.
История развития с 1932 по 2012 г. / Под ред. О.С.Ипатова и М.В.Трибеля. - СПб.: Аграф+, 2012.
Щербаков Б.Ф. Подготовка кадров в области ракетного вооружения в Военмехе // Геополитика и безопасность. -
2012, №4 (20). - Стр. 131-136.
Приложение 5
ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ
ААН - Академия артиллерийских наук
АВД - автоматическое выключение двигателей
АГД - аэрогазодинамика
АГДХ - аэрогазодинамические характеристики
АДХ - аэродинамические характеристики
АМС - автоматическая межпланетная станция
АНИИХТ - Алтайский научно-исследовательский ин-
ститут химических технологий
АН СССР - Академия наук Союза Советских Социа-
листических Республик
АПБ-агрегатно-приборный блок
АПЛ - атомная подводная лодка
АПП - аварийное прекращение пуска (подготовки)
АПР - аварийный подрыв ракеты
АП РФ - архив Президента Российской Федерации
АРДС -аргонно-дуговая сварка
АРМ - автоматизированное рабочее место
АРСС - амортизационная ракетно-стартовая система
АСПС - автоматическая система подготовки старта
АСУ - автоматизированная система управления
АТН РФ-Академия технологических наук Российской
Федерации
АСУ ПН - автоматизированная система управления
подготовкой носителя
АРСС - амортизационная ракетно-стартовая система
АФУ - антенно-фидерное устройство
ББ - боевой блок
БГТУ - Балтийский государственный технический
университет
БД - боевое дежурство
БЖРК - боевой железнодорожный ракетный комплекс
БИ - бросковые испытания
БИМ - бортовой источник мощности
БИР - блок индивидуального наведения
БКС - бортовая кабельная сеть
БЛА - беспилотный летательный аппарат
БМ - базовый модуль
БПГ - блок полезного груза
БР - боевая ракета, баллистическая ракета
БРДД - баллистическая ракета дальнего действия
БРК-боевой ракетный комплекс
БРПЛ - баллистическая ракета подводной лодки
БРТТ - баллистическая ракета твердотопливная
БСК - боевой стартовый комплекс
БЦВК-бортовой цифровой вычислительный комплекс
БЦВМ - бортовая цифровая вычислительная машина
БЭСМ - быстродействующая электронная счетная
машина
бывш - бывший
ВВИА - Военно-воздушная инженерная академия им.
проф. Н.Е.Жуковского
ВИК - Высшие инженерные курсы
ВКО - воздушно-космическая оборона
ВМЗ - Воткинский машиностроительный завод
ВМС - Военно-морские силы
ВМФ - Военно-морской флот
ВНИИСО - Всесоюзный научно-исследовательский
институт стандартных образцов
ВНИИЭМ - Всероссийский научно-исследователь-
ский институт электромеханики
ВПК - Военно-промышленная комиссия (Комиссия
Президиума Совета Министров СССР по Военно-
промышленным вопросам)
ВПО - высшее профессиональное образование
ВРД - воздушно-реактивный двигатель
ВСНХ - Высший Совет народного хозяйства
ВТ - вычислительная техника
ВТР - высокотемпературный прямоточный реактор
втуз - высшее техническое учебное заведение
г.-год
г. - город
га - гектар
ГАУ - Главное артиллерийское управление
ГДЛ - Газодинамическая лаборатория
ГИПХ - Государственный институт прикладной химии
ГИРД - Группа по изучению реактивного движения
ГКО - Государственный комитет обороны
ГКОТ - Государственный комитет оборонной техники
ГКЦ - Гвианский космический центр
ГМЧ - Гвардейская минометная часть
ГО - головной обтекатель
ГОИ - Государственный оптический институт им.
С.И.Вавилова
ГП - Государственная программа
ГПО - геопереходная орбита
ГПО - герметичный приборный отсек
ГПТУ - Государственное профессионально-техниче-
ское училище
ГРД - гибридный ракетный двигатель
ГРС - газореактивная система
ГРСО - газореактивная система ориентации
ГСКБ Спецмаш - Государственное союзное конструк-
торское бюро специального машиностроения
ГСЛИ - государственные совместные летные издания
ГСО - геостационарная (геосинхронная) орбита
ГСП - гироскопическая стабилизированная платформа
ГТД - газотурбинный двигатель
ГУ - Главное Управление
904
Основные сокращения
ГУВ ГМЧ КА - Главное управление вооружения гвар-
дейских минометных частей Красной Армии
ГУРВО - Главное управление реактивного вооружения
ГЦП - Государственный центральный полигон
ДГР - двигатель глубокого регулирования
ДЕ - дополнительная емкость
ДЭЗ - дистанционное зондирование Земли
ДЗУРС - дальние зенитные управляемые ракетные
снаряды
ДП - дистанционный переключатель
ДПО - дополнительное профессиональное образо-
вание
др.-другие
д.т.н. - доктор технических наук
ДТП - директивные технологические процессы
ДУ - двигательная установка
ДУЗ - детонирующий удлиненный заряд
ДУ СОЗ - двигательная установка обеспечения запуска
ед. - единица
ЖБК - желоб бортовых коммуникаций
ЖДУ-жидкотопливная двигательная установка
ЖРД - жидкостный ракетный двигатель
ЗИП - запасной инструмент и приспособления
ЗНУРС - зенитный неуправляемый ракетный снаряд
ЗУР - зенитная управляемая ракета
ЗУРС - зенитный управляемый ракетный снаряд
ИжНИТИ - Ижевский научно-исследовательский тех-
нологический институт
ИЗМИРАН - Институт земного магнетизма, ионос-
феры и распространения радиоволн Академии наук
ИМАШ - Институт машиноведения им. А.А. Благонра-
вова АН СССР/РАН
ИМТУ - Императорское Московское техническое учи-
лище (ныне МГТУ им. Н.Э.Баумана)
ИН - индивидуальное наведение
ИПК - Институт повышения квалификации
ИПКиП - Институт повышения квалификации и пере-
подготовки
ИПРЗ - исследование природных ресурсов Земли
ИПУ АН СССР - Институт проблем управления СССР
ИРКТ - Институт ракетно-космической техники
ИС - истребитель спутников
ИСЗ - искусственный спутник Земли
ИСЛ - искусственный спутник Луны
ИСОИ РАН - Институт систем обработки изображе-
ний Российской академии наук
ИСС - Информационные спутниковые системы име-
ни академика М.Ф.Решетнева
ИТР - информационно-технические работники
ИТС - инженерно-техническая служба
ИЦ - исследовательский центр
ИЭС - Институт электросварки им. И.О.Патона
КА - космический аппарат
кат. - категория
КБ - конструкторское бюро
КБПМ - Конструкторское бюро полупроводникового
машиностроения
КБ СМ - Конструкторское бюро специального маши-
ностроения
КБХА - конструкторское бюро химической автоматики
КБХМ - Конструкторское бюро химического машино-
строения им. А.М.Исаева
КБЭМ - Конструкторское бюро энергетического ма-
шиностроения
КБЮ - Конструкторское бюро «Южное»
КВРБ - кислородно-водородный разгонный блок
КВСК - кислородно-водородный разгонный блок
среднего класса
КВТК - кислородно-водородный разгонный блок тя-
желого класса
КГЧ - космическая головная часть
КД - конструкторская документация
КИА - контрольно-измерительная аппаратура
КИК - командно-измерительный комплекс
КИС - контрольно-испытательный стенд, контроль-
но-испытательная станция
КК - космический корабль
ККП - контроль космического пространства
км - километр
КМММИ - Краснознаменный московский механи-
ко-машиностроительный институт (ныне МВТУ им
Н.Э.Баумана)
КНР - Китайская Народная Республика
КНС - космическая навигационная система
КОРД - контроль работы двигателя
КП - командный пункт
КПД - коэффициент полезного действия
КПМ - конструктивно-подобная модель
КР - крылатая ракета
КРБ - криогенный ракетный блок
КРД- комбинированный ракетный двигатель
КРК - космический ракетный комплекс
КРО - комплекс ракетного оружия
КРТ - компоненты ракетного топлива
КС - космическая система
КСП ПРО - комплекс средств преодоления противо-
ракетной бороны
КСУКП - комплексная система управления качеством
продукции
к.т.н. - кандидат технических наук
КТПИ -комплексные температурно-прочностные ис-
пытания
КЭМЗ - Ковровский электромеханический завод
ЛИ - летные испытания
ЛК-лунный корабль
ЛКМ - лаборатория конструкции микроспутников
ЛМЗ - Ленинградский металлический завод
ЛОК - лунный орбитальный корабль
ЛПИ - Ленинградский политехнический институт
ЛТХ - летно-технические характеристики
905
Приложение
МАК - Международная астронавтическая комиссия
МАК - механообрабатывающий автоматизированный
комплекс
МАП - Министерство авиационной промышленности
МАЦКБ - Морское артиллерийское центральное кон-
структорское бюро
МБ - межорбитальный буксир
МБР - межконтинентальная баллистическая ракета
МВК - Межведомственная комиссия
МИИТ - Московский институт теплотехники
МИК - монтажно-испытательный корпус
мин - минута
МИТ - Московский институт теплотехники
МКА - малый космический аппарат
МКК - Международная Космическая компания
МКР - межконтинентальная крылатая ракета
МКРЦ - морская космическая разведка и целеуказание
МКС - Международная космическая станция
МКС - многоразовая космическая система
МО - Министерство обороны
МОМ - Министерство общего машиностроения (Ми-
нобщемаш)
МОП - Министерство оборонной промышленности
МС - морской сегмент
м/с - метров в секунду
МСО - монтажно-стыковочное оборудование
МСЯС - морские стратегические ядерные силы
МТМ - Министерство тяжелого машиностроения
(Минтяжмаш)
МУ - механизированная установка
МЧМ - Министерство черной металлургии
МЭИ - Московский энергетический институт
НВО - наземное вспомогательное оборудование
НДМГ - несимметричный диметилгидразин
НИИ - Научно-исследовательский институт
НИИ АП - Научно-исследовательский институт авто-
матики и приборостроения
НИИП - научно-исследовательский испытательный
полигон
НИИ ПМ - Научно-исследовательский институт при-
кладной механики им. академика В.И.Кузнецова
НИИПМ - Научно-исследовательский институт про-
блем машиностроения
НИОКР - научно-исследовательская и конструктор-
ская работа
НИТИ - научно-исследовательский технологический
институт
НК - надводный корабль
НКВ - наркомат вооружений
НКМЗ - Новокраматорский машиностроительный за-
вод
НКТП - наркомат тяжелой промышленности
НОО - низкая опорная орбита
НПО - научно-производственное объединение
НПО ПМ - научно-производственное объединение
прикладной механики
НПОА - НПО «Автоматика»
НППИ - наземный пункт приема информации
НППЭО - наземное проверочно-пусковое электро-
оборудование
НТД - научно-техническая документация
НТК - научно-техническая комиссия
НТС - научно-технический совет
НУК СМ - научно-учебный комплекс специального
машиностроения
ОАО - открытое акционерное общество
об./мин - оборотов в минуту
ОГБ - отделяемый головной блок
ОГК - отдел главного конструктора
ОГМ - отдел главного металлурга (механика)
ОГТ - отдел главного технолога
ОГЭ - отдел главного энергетика
ОДУ - объединенная двигательная установка
ОМА - отсек измерительной аппаратуры
ОК - орбитальный корабль
ОКБ - особое конструкторское бюро
ОКР - опытно-конструкторская работа
ООН - Организация Объединенных Наций
ОПК - оборонно-промышленный комплекс
ОРВ - озоноразрушающие вещества
ОРМ - опытный ракетный мотор
ОС - одиночный старт
ОС - орбитальная станция
ОСВ - ограничение стратегических вооружений
ОСИ - огневое стендовое испытание
ОСОАВИАХИМ - Общество содействия обороне, ави-
ационному и химическому строительству СССР
ОФАП - отраслевой фонд алгоритмов и программ
04 - отделяющаяся часть
п. - поселок
ПАД - пороховой аккумулятор давления
ПАО - приборно-агрегатный отсек
ПБ - параблок
ПВО - противовоздушная оборона
ПВРД- прямоточный воздушно-реактивный двигатель
ПГ - полезный груз
ПГРК - подвижный грунтовый ракетный комплекс
ПГС - пневмогидравлическая система
ПЗХО - Пермский завод химического оборудования
ПКБ - Проектно-конструкторское бюро
ПКК - пилотируемый космический комплекс
ПКР - проектно-конструкторские работы
ПКР - противокорабельные крылатые ракеты
ПЛ - подводная лодка
ПЛАРБ - подводная лодка атомная с баллистически-
ми ракетами
ПМЗ - Павлоградский механический завод
ПМЗ - Пермский машиностроительный завод им.
В.И.Ленина
906
Основные сокращения
ПМО - программно-математическое обеспечение
ПН - полезная нагрузка
ПО - приборный отсек
ПО - программное обеспечение
ПО - производственное объединение
ППСП - подвижная погружаемая стартовая платформа
пр. - прочее
ПРД - пороховые двигатели разделения
ПРО - противоракетная оборона
ПСК - погружаемый стартовый комплекс
ПСЭ - продление сроков эксплуатации
ПТП - пироксилино-тротиловый порох
ПТР - противотанковое ружье
ПУ - питающая установка
ПУ - пусковая установка
ПуВРД- пульсирующий воздушно-реактивный двигатель
ПУРС - приборы управления реактивными снарядами
ПУС - поворотное управляющее сопло
ПФЯВ - поражающие факторы ядерного взрыва
РАЕН - Российская академия естественных наук
РАКЦ - Российская академия космонавтики им.
К.Э.Циолковского
РАРАН - Российская Академия ракетных и артилле-
рийских наук
РБ - разгонный блок
РБФ - разгонный блок «Фрегат»
РВ - реактивное вооружение
РВСН - Ракетные войска стратегического назначения
РГАЭ - Российский государственный архив экономики
РГОС - Рабочая группа открытого состава
РГЧ - разделяющаяся головная часть
РГЧ ИН - разделяющаяся головная часть с боевыми
блоками индивидуального наведения
РДГЧ - регулятор движения головной части
РДК - руководство ля конструкторов
РДТТ - ракетный двигатель на твердом топливе
РИБ - расчетно-испытательное бюро
РКА - Российское космическое агентство
РКД - ракетно-космическая деятельность
РКК - ракетно-космический комплекс
РКК МБ - ракетно-космический комплекс морского
базирования
РКК - ракетно-космическая корпорация
РККА - Рабоче-Крестьянская Красная Армия
РКН - ракета космического назначения
РКО - резинокордовая оболочка
РКС - ракетно-космическая система
РКСН - ракетный комплекс стратегического назначения
РКТ - ракетно-космическая техника
РЛС - радиолокационная станция
РМЗ - Реутовский механический завод
PH - ракета-носитель
РНУ- радиационная нагревательная установка
РО - ракетное оружие
РОСС - ракетно-осветительный сигнальный снаряд
РП - рулевой привод
РПК - ракетный противолодочный комплекс
PC - ракетный сегмент
PC - реактивный снаряд
РСЗО - реактивная система залпового огня
РСД - ракета средней дальности
РСС - ракетно-сигнальный снаряд
РСФСР - Российская Советская Федеративная Соци-
алистическая Республика
РТР - радиотехническая разведка
РТС - радиотелеметрическая система
РУС - разрезные управляющие сопла
РЦ РКТ - ресурсный центр «Ракетная и космическая
техника»
с - секунда
СА - спускаемый аппарат
САПР - система автоматизированного проектирования
САС - система аварийного спасения
СБУ - связь и боевое управление
сб. ст. - сборник статей
СВ - средства выведения
СГАУ - Самарский государственный аэрокосмиче-
ский университет
СГК - Совет главных конструкторов
СГЧ - специальная головная часть
СДУК - система дистанционного управления ком-
плексом
СЖО - система жизнеобеспечения
СЗБ - сборочно-зенитный блок
СЗТ - сверхзвуковая труба
СК - стартовый комплекс
СКБ - специальное конструкторское бюро
СКГ - Специальная конструкторская группа
СКК - сборочно-комплектовочный комплекс
СКО - серийно-конструкторский отдел
СКС - сборочно-командное судно
СКСМ - специальный комплекс средств моделирования
СМ - справочные материалы
СНВ - Договор о сокращении и ограничении страте-
гических наступательных вооружений
СНО - студенческое научное общество
с.н.с. - старший научный сотрудник
СО - средства обслуживания
СОИ - стратегическая оборонная инициатива
СП - стартовая позиция, стартовая платформа
СПВРД - сверхзвуковой прямоточный воздушно-ре-
активный двигатель
СПО - среднее профессиональное образование
СП ПРО - средства преодоления противоракетной
обороны
СПРН - система предупреждения о ракетном нападении
СПУ - самоходная пусковая установка
СРПП - система разработки и постановки на произ-
водство
ССО - солнечно-синхронная орбита
907
Приложение
СССР - Союз Советских Социалистических Республик
СТР - система терморегулировании
СТР - специализированный транспортный робот
СУ - система управления
СУРТ - система управления расходованием топлива
суг. - сутки
США - Соединенные Штаты Америки
СЯС - стратегические ядерные силы
СЭУ - солнечная энергетическая установка
т. - том
т-тонна
ТА - телеметрическая аппаратура
ТГС - трехосный гиростабилизатор
т.н. - так называемые
ТЗ - техническое задание
ТЗМ - теплозащитный материал
ТЗП - теплозащитное покрытие
ТК - технический комплекс
ТКС - транспортный корабль снабжения
ТМИ - телеметрическая информация
ТНА - турбонасосный агрегат
ТИП - товары народного потребления
ТП - технологический процесс
ТПК - транспортно-пусковой контейнер
ТРТ - твердое ракетное топливо
ТТЗ - тактико-техническое задание
ТТТ - тактико-технические требования
ТУА - транспортно-установочный агрегат
ТЭБ - термоэлектрическая батарея
ТЗС - турбоэксгаустерная станция
УВИ - Управление военных изобретений
УЗК - ультразвуковой контроль
УИР - Управление инженерных работ
УКП - унифицированный командный пункт
УКСС - универсальный комплекс стенд-старт
УМКА-учебный малый космический аппарат
УМО - Учебно-методическое объединение
УМО АРК - Учебно-методическое объединение выс-
ших учебных заведений РФ в области авиации, раке-
тостроения и космоса
УР - универсальная ракета
УРМ - универсальный ракетный модуль
УС - управляемый спутник
УСК - универсальный стартовый комплекс
УССР - Украинская Советская Социалистическая Ре-
спублика
УТС - учебно-тренировочные средства
УЭЦ - учебно-экспериментальный центр
ФАИ - Федерация авиационного спорта
ФГУП - Федеральное государственное унитарное
предприятие
ФКП - Федеральная космическая программа
ФКП - Федеральное казенное предприятие
ФЦДТ - Федеральный центр двойных технологий
ФЦП - Федеральная целевая программа
ЦАГИ - Центральный аэрогидродинамический институт
ЦВК- Центральный вычислительный комплекс
ЦЗЛ - Центральная заводская лаборатория
ЦИАД - Центр истории авиационных двигателей
ЦИАМ - Центральный институт авиационного мото-
ростроения
ЦКБ - Центральное конструкторское бюро
ЦКБМ - Центральное конструкторское бюро машино-
строения
ЦКБС - Центральное конструкторское бюро стандар-
тизации
ЦКБТМ - Центральное конструкторское бюро транс-
портного машиностроения
ЦКБТМ - Центральное конструкторское бюро тяже-
лого машиностроения
ЦНИИ АиГ - Центральный научно-исследовательский
институт автоматики и гидравлики
ЦНИИМ - Центральный научно-исследовательский
институт материалов
ЦНИИмаш - Центральный научно-исследовательский
институт машиностроения
ЦНИИМВ - Центральный научно-исследовательский
институт материаловедения
ЦНИИчермет - Центральный научно-исследователь-
ский институт черной металлургии имени И.П.Бардина
ЦНИТИ - Центральный научно-исследовательский
технологический институт
ЦПИ - Центральный проектный институт
ЦСКБ - Центральное системное конструкторское бюро
ЦСП - Центр системного проектирования
ЦУП - Центра управления полетами
ЦЭНКИ - Центр эксплуатации объектов наземной
космической инфраструктуры
ч-час
ч. - часть
чел. - человек
ЧПУ - числовое программное управление
ШПУ - шахтная пусковая установка
шт. - штук
ЭВМ - электронно-вычислительная машина
ЭВТИ - экранно-вакуумная теплоизоляция
ЭД - эксплуатационная документация
ЭДУ - электродуговая установка
ЭКР-экспериментальная крылатая ракета
ЭЛУ - электронно-лучевая установка
ЭМЗ - экспериментальный машиностроительный за-
вод им. В.М.Мясищева
ЭОШ - эластичный опорный шарнир
ЭП - эскизный проект
ЭПАС -экспериментальный полет «Аполлон» - «Союз»
ЭРДУ - электрореактивная двигательная установка
ЭУ - энергетическая установка
ЯВ - ядерный взрыв
ЯРД - ядерный ракетный двигатель
ЯЭУ - ядерная энергетическая установка
Содержание
И.В.Бармин. Предисловие........................................................................5
Глава 1
МАПервов
К вопросу об истории появления и развития первых отечественных ракет, их производства
и боевого применения. Разработка теории основ ракетного движения. 1675-1932 гг.................7
Появление ракет в России. Первые пиротехнические ракеты...................................7
На подступах к созданию отечественных боевых ракет. А.И.Картмазов........................9
АДЗасядко...............................................................................10
Массенгберд-Турнер......................................................................12
Первые применения боевых ракет в России.................................................13
Ракеты в Крымской кампании..............................................................18
Петербургское ракетное заведение и К.И.Константинов.....................................21
Николаевский ракетный завод.............................................................24
Последние боевые применения ракет в XIX в...............................................26
Снятие ракет с вооружения и закрытие Николаевского завода...............................27
Возрождение ракет в начале XX в. М.М.Поморцев, Н.В.Герасимов, И.В.Воловский.............28
Теоретики основ ракетного движения......................................................30
Н.И.Кибальчич........................................................................31
С.С.Неждановский, И.В.Мещерский, Ю.В.Кондратюк.......................................32
К.Э.Циолковский......................................................................33
Изобретатель Н.И.Тихомиров....................................................................37
Первые стрельбы на бездымном порохе активно-реактивными снарядами.............................38
Образование ГДЛ...............................................................................39
Первые стрельбы на бездымном порохе снарядами с разгоном от нуля..............................40
ГИРД. ФАЦандер. Начало деятельности С.П.Королева..............................................41
Глава 2
ААГафаров
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»
Создание отечественных ракет и ракетного вооружения. 1933-1941 гг.............................44
Организация РНИИ и основные направления его деятельности в довоенный период.............44
Пороховые ракеты и установки для их пуска...............................................48
Авиационное ракетное вооружение.........................................................50
Наземное ракетное вооружение............................................................54
Ракетное вооружение флота...............................................................60
Баллистические ракеты...................................................................62
Ракеты с жидкостными ракетными двигателями...........................................62
Работы ГДЛ...........................................................................62
Работы ГИРД..........................................................................63
Работы РНИИ..........................................................................65
Работы КБ-7..........................................................................66
Ракеты с гибридными ракетными двигателями...............................................68
Ракеты с комбинированными ракетными двигателями.........................................70
Крылатые ракеты.........................................................................72
Ракетопланы.............................................................................75
Глава 3
Н.М.Корнеев (при участии А.С.Колосовой и Е.Ю.Грабарчик)
ФГУП«ЦЭНКИ»
Боевая реактивная техника Великой Отечественной войны. 1941-1945 гг...........................80
909
Содержание
ААГафаров
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»
Создание новых образцов реактивных снарядов в годы Великой Отечественной войны. 1941-1945 гг...100
Глава 4
Е.В.Кулешов (при участии М.А.Первова)
Первые советские экспедиции по исследованию немецкой ракетной техники.
Ракетный полигон Близна. 1944-1945 гг..........................................................106
Б.М.Кантемиров
В Германии. 1945-1946 гг.......................................................................115
В.И.Ивкин
Предыстория Постановления от 13 мая 1946 г.....................................................119
Б.М.Кантемиров
Постановление, с которого началась ракетная отрасль............................................120
ВАЛопота, Ю.П.Семенов, БАДорофеев, БАСоколов, Б.И.Сотников, Б.Е.Черток, Е.В.Шабаров, В.М.Филин
ОАО «РКК «Энергия»
Боевые и экспериментальные ракетные комплексы..................................................125
Ракетный комплекс Р-1....................................................................125
Экспериментальная ракета Р-1 А...........................................................129
Геофизические ракеты Р-1 Б, Р-1 В,	Р-1 Д и Р-1 Е.........................................129
Ракетный комплекс Р-2....................................................................131
Геофизическая ракета Р-2А................................................................135
Ракетный комплекс Р-3....................................................................136
РакетаР-ЗА...............................................................................136
Ракетный комплекс Р-5....................................................................137
Ракета Р-5М..............................................................................141
Геофизические ракеты Р-5А, Р-5Б,	Р-5В..............................................145
Ракета Р-5Р..............................................................................146
Ракета М5РД..............................................................................147
Первый ракетный комплекс
с межконтинентальной баллистической ракетой	Р-7. МБР Р-7А................................147
Ракетные комплексы
с межконтинентальными баллистическими ракетами	Р-9 и Р-9А................................157
Глобальная ракета ГР-1...................................................................166
А.Н.Кирилин, Р.Н.Ахметов, С.В.Тюлевин, С.И.Ткаченко
ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
Первые шаги «Самарского космоса». Государственный авиационный завод № 1
производит ракеты. МБР Р-7, Р-7А, Р-9А.........................................................168
В.В.Зуев, А.С.Коротков, ВАПальков-Свирщевский, А.Ю.Тимченко
ГП «КБЮ». ГП «ПО «Южмаш»
Создание ракетного центра на Днепре............................................................172
Днепровский первенец.....................................................................174
А.Н.Березин, Д.П.Глотин, ЮАУстюжанинов, Н.Е.Чечулина
ОАО «Пермский завод «Машиностроитель».
Специальное производство на Пермском машиностроительном заводе
им. В.И.Ленина в 1958 - начале 1960-х гг.......................................................177
Подготовка и производство ракет Р-12, Р-12У
на Пермском машиностроительном заводе им. В.И.Ленина.....................................177
Начало серийного производства............................................................179
Этапы совершенствования ракеты 8К63 в период производства................................180
Д.П.Глотин
Приложения:
О роли и работе служб кооперации
Пермского машиностроительного завода им. В.И.Ленина и ПЗХО...............................183
Обеспечение производства ракет 8К63,8К63У, 11К63 материалами и заготовками...............184
910
Содержание
С.Н.Прокопьев
ПО «Полет» - филиал ГКНПЦ имени М.В.Хруничева
Ракета Р-12.......................................................................................186
Из доракетной истории ПО «Полет»............................................................186
Янгелевская Р-12............................................................................187
ВАЛопота, Ю.П.Семенов, БАДорофеев, БАСоколов, Б.И.Сотников, Б.ЕЧерток, ЕВ.Шабаров, В.М.Филин
ОАО «РКК «Энергия»
Создание первой морской баллистической ракеты Р-11ФМ..............................................191
Ракеты Р-11 и Р-11ФМ........................................................................191
Геофизическая ракета Р-11А..................................................................195
В.ГДегтярь, Р.Н.Канин, С.Ф.Молчанов
ОАО «ГРЦ Макеева»
Морские баллистические ракеты первого поколения...................................................196
Ракета Р-11ФМ...............................................................................197
Ракета Р-13.................................................................................197
Ракета Р-21.................................................................................199
Итоги работ по морским ракетам первого поколения............................................201
Оперативно-тактическая ракета Р-17..........................................................203
В.Д.Носов.
Производство ракет Р-11, Р-11М на Златоустовском машзаводе.
Производство первых морских баллистических ракет Р-11ФМ и Р-13....................................205
М.К.Сапего, АН.Устинов
ФГУП «КБ «Арсенал». ОАО «М3 «Арсенал»
Развитие ракетно-космической техники в ФГУП «КБ «Арсенал» и ОАО «М3 «Арсенал».
Разработка проекта ракетного комплекса Д-6........................................................206
ВАПоляченко, ЛДСмиричевский
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
Первые разработки реактивной техники ОКБ главного конструктора В.Н.Челомея........................209
Самолеты-снаряды ОКБ завода № 51 МАП........................................................209
Ракетный комплекс с крылатой ракетой П-5....................................................211
ВАЛопота, Ю.П.Семенов, БА.Дорофеев, Б.А.Соколов, Б.И.Сотников, Б.Е.Черток, Е.В.Шабаров, В.М.Филин
ОАО «РКК «Энергия»
Экспериментальная крылатая ракета.................................................................215
Г.П.Серов
ФГУП «НПО им. С.А.Лавочкина»
МКР «Буря»........................................................................................217
С.Г.Смирнов, О.Б.Поплевина
ОАО «ЭМЗ им. В.М.Мясищева»
Комплекс дальней крылатой ракеты «Буран»..........................................................223
Н.Г.Паничкин, АА.Еременко, Б.В.Могильный, Б.С.Кирнасов
Вклад ЦНИИмаш (нии-88) в становление и развитие отечественной ракетно-космической промышленности. 1946-1960 гг..230
Становление института и первый период его деятельности.1946-1960 гг.........................230
Развертывание научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ.......................232
Теоретические и экспериментальные исследования прочности и динамики изделий РКТ.............236
Исследование аэрогазодинамики и теплообмена изделий РКТ.....................................239
Создание филиалов № 1 и № 2 НИИ-88, решение вопросов подготовки кадров,
жилищного и капитального строительства......................................................246
На пути к выполнению головной роли в развитии РКТ...........................................248
Глава 5
ВА.Поляченко
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
В.Е.Нестеров
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
Универсальная баллистическая ракета УР-200........................................................252
911
Содержание
Универсальная баллистическая ракета УР-500....................................................256
ВАПоляченко, ЛДСмиричевский
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
В.Е.Нестеров
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
МБР легкого класса УР-100.....................................................................259
МБРУР-ЮОМ.....................................................................................264
ВАПоляченко, ЛДСмиричевский
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
Проекты ракетных комплексов с универсальной ракетой УР-100. «Таран»...........................265
А.М.Маркман
ПРОИЗВОДСТВО баЛЛИСТИЧеСКИХ ракет В ПО «Стрела»...............................................267
С.Н.Прокопьев
Производственное объединение «Полет» - филиал ГКНПЦ им. М.В.Хруничева.
Производство ракеты УР-100....................................................................268
Транспортно-пусковой контейнер..........................................................268
Производство УР-100 в Омске.............................................................269
В.В.Зуев, АДКоротков, ВАПальков-Свирщевский, А.Ю.Тимченко
ГП «КБЮ». ГП «ПО «Южмаш»
Триумфы и трагедия. Ракеты Р-16 и Р-14........................................................270
Ракета Р-16.............................................................................271
Ракета Р-14.............................................................................275
Создание шахтных комплексов ракет Р-12, Р-14,	Р-16......................................276
Идеи, ставшие востребованными. Проекты Р-15,	Р-26......................................277
Этапная Р-36............................................................................278
Орбитальный вариант Р-36................................................................282
Вариант Р-36 с РГЧ......................................................................282
В.Н.Самотик
Освоение И производство на Красноярском машиностроительном заводе
стратегической ракеты среднего радиуса действия Р-14 (Р-14У)..................................288
С.Н.Прокопьев
Производственное объединение «Полет» - филиал ГКНПЦ им. М.В.Хруничева.
Производство межконтинентальной баллистической ракеты Р-16....................................291
ВАЛопота, Ю.П.Семенов, Б. А Дорофеев, И.Н.Садовский
ОАО «РКК «Энергия»
Межконтинентальные ракеты с двигателями на твердом топливе РТ-1, РТ-2, РТ-2П..................294
АНБерезин, ДП.Глотин, ЮАУстюжанинов, Н.Е.Чечулина
ОАО «Пермский завод «Машиностроитель»
Производство ракет РТ-2 на Пермском машиностроительном заводе им. В.ИЛенина и ПЗХО............300
Производство ракеты РТ-2П на ПЗХО.............................................................303
Д.П.Глотин.
Приложения.
О работе служб кооперации Пермского завода им. В.И.Ленина и
ПЗХО по обеспечению производства изделий
8К98,8К98П, 8К98Т и 8К98ПТ..............................................................304
Обеспечение ракет 8К98,8К98Т, 8К98П и 8К98ПТ
и их двигателей первой и третьей ступени материалами и заготовками......................304
Приборный состав ракет 8К98П, сведения об изготовителях и поставщиках...................305
Дополнительный приборный состав ракет
телеметрического исполнения 8К98 и 8К98П................................................306
М.К.Сапего, А. Н.Устинов
Развитие ракетной техники в ФГУП «КБ «Арсенал» и ОАО «М3 «Арсенал» Ракеты РТ-2, РТ-2П, РТ-15..310
В.В.Зуев, АДКоротков, ВАПальков-Свирщевский, А.Ю.Тимченко
ГП «КБЮ». ГП «ПО «Южмаш»
Разработка подвижного стратегического комплекса РТ-20П........................................319
912
Содержание
О.И.Мамалыга
ОАО «НПК «КБМ»
Межконтинентальная баллистическая ракета «Гном»...................................................321
Самонаводящийся снаряд «Шарик»....................................................................324
В.ГДегтярь, Р.Н.Канин, С.Ф.Молчанов
ОАО «ГРЦ Макеева»
Морские баллистические ракеты второго поколения...................................................325
Ракета Р-27.................................................................................327
Ракета Р-27К................................................................................329
Ракета Р-27У................................................................................330
Ракета Р-29.................................................................................331
Ракета Р-29Д................................................................................334
Ракета Р-29ДУ...............................................................................335
Исследовательские и экспериментальные работы по теме «Арктика»..............................335
Итоги работ по морским ракетам второго поколения............................................336
В.Д.Носов
Развитие морского ракетостроения в Златоусте Двигательное производство.
Заводская заправка и ампулизация. Переход ко второму поколению морских баллистических ракет.......340
В.Н.Самотик
Освоение производства БРПЛ Р-27 (РСМ-25) и Р-29 (РСМ-40)
на Красноярском машиностроительном заводе.........................................................341
ВАЛопота, Ю.П.Семенов, БАДорофеев, БАСоколов, Б.Е.Черток, Е.В.Шабаров
ОАО «РКК «Энергия»
А.Н.Кирилин, Р.НАхметов, С.В.Тюлевин, С.И.Ткаченко
ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
Ракеты-носители «Спутник», «Восток», «Восток-2», «Восход», «Восток-2М», «Молния»,
«Молния-М», «Восход-ЗКВ», «Полет», «Союз».........................................................346
Ракета-носитель 8К72 «Восток»...............................................................346
Становление «куйбышевской семерки»........................................................  349
Ракета-носитель 8А92 «Восток-2»..................................*..........................349
Ракета-носитель 11А510......................................................................350
Ракета-носитель 8А92М «Восток-2М»...........................................................351
Ракета-носитель 8К78 «Молния»...............................................................351
Ракета-носитель 8К78М «Молния-М»............................................................352
Ракета-носитель 11А57 «Восход»..............................................................354
Ракета-носитель 11А59 «Полет»...............................................................357
«Союзы» - гордость России...................................................................357
Ракета-носитель 11А511 «Союз»...............................................................357
ВАЛопота, Ю.П.Семенов, БАДорофеев, БАСоколов, Б.Е.Черток, Е.В.Шабаров
ОАО «РКК «Энергия»
Ракетно-космический комплекс Н1-ЛЗ................................................................360
В	.В.Зуев, А.С.Коротков, ВАПальков-Свирщевский, А.Ю.Тимченко
ГП «КБЮ». ГП «ПО «Южмаш»
Участие в программе Н1-ЛЗ. Разработка ракетного блока «Е».........................................375
В	. А. Поляченко
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
В.Е.Нестеров
ФГУП «ГКНПЦ имени М.В.Хруничева»
Ракета-носитель тяжелого класса УР-500К «Протон»..................................................377
А.В.Благов
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
Проект сверхтяжелой ракеты-носителя У Р-700.......................................................383
В.В.Зуев, А.С.Коротков, ВАПальков-Свирщевский, А.Ю.Тимченко
ГП «КБЮ». ГП «ПО «Южмаш»
Ракеты-носители серии «Космос» (11К63,11К65)......................................................385
913
Содержание
Проекты РК-100, Р-56............................................................................388
Рождение «Циклона-2»............................................................................390
АНБерезин, ДП.Глотин, Ю.А.Устюжанинов, Н.Е.Чечулина
ОАО «Пермский завод «Машиностроитель»
Производство PH «Космос-2» на Пермском машиностроительном заводе им. В.И.Ленина и ПЗХО..........392
НАТестоедов
ОАО «ИСС»
История создания ракеты-носителя легкого класса «Космос-ЗМ»....................................393
С.Н.Прокопьев
Производственное объединение «Полет» - филиал ГКНПЦ им. М.В.Хруничева
Производство ракеты-носителя «Космос-ЗМ» 11К65М................................................404
ВАЛопота, Ю.П.Семенов, БАДорофеев, БАСоколов, Б.Е.Черток, Е.В.Шабаров
ОАО «РКК «Энергия»
Разгонные блоки «Е», «И», «Л»..................................................................407
Блок «Е».................................................................................407
Блоки «И», «Л»...........................................................................407
Н.Г.Паничкин, ААЕременко, Б.В.Могильный, БАЗемлянский, В.М.Макушин, А.Ф.Евич
Вклад цниимаш в создание межконтинентальных баллистических ракет
и космических ракет-носителей в 1961-1970 гг...................................................409
Системное проектирование космических комплексов,
прогнозирование и планирование космической деятельности..................................410
Технико-экономическое обоснование перспективных программ..................................418
Исследования в области динамики ракет и ракет-носителей..................................418
Разработка измерительных средств.........................................................419
Системные исследования перспектив развития стратегических ракетных вооружений............420
Исследования прочности...................................................................421
Исследование аэрогазодинамики и теплообмена БР и PH......................................427
Разработка и изыскание конструкционных материалов,
теплозащитных покрытий и принципиальных технологий их обработки..........................432
Работы по обеспечению надежности ракетно-космической техники.............................439
1)1ава6
И.В.Бармин
«Спор века», или «Малая гражданская война».....................................................441
О.С.Измалкин
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
В.Е.Нестеров
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
МБРУР-100К.....................................................................................442
МБРУР-100У.....................................................................................444
Создание РКСН с МБР УР-100Н....................................................................446
В.В.Зуев, А.С.Коротков, ВАПальков-Свирщевский, А.Ю.Тимченко
ГП «КБЮ». ГП «ПО «Южмаш»
Ракетные комплексы с ракетами Р-36М (15А14)
и МР-УР-100 (15А15)............................................................................451
Ракетные комплексы с ракетами Р-36М УГГХ (15А18) и МР-УР-100 УГГХ (15А16)......................456
Командная ракета 15А11 «Периметр»...............................................................458
Л.С. Соломонов
ОАО «Корпорация «МИТ»
НИИ-1..........................................................................................462
Создание мобильных ракетных комплексов с управляемыми твердотопливными ракетами................464
Ракетный комплекс оперативно-тактического назначения	«Темп»с ракетой 9М71......................464
Ракетный комплекс оперативно-тактического назначения
«Темп-С» с ракетой 9М76........................................................................466
Ракетный комплекс стратегического назначения «Темп-2С» с межконтинентальной ракетой 15Ж42......468
914
Содержание
Подвижный грунтовой ракетный комплекс «Пионер»
с баллистической ракетой средней дальности 15Ж45................................................471
Подвижный грунтовой ракетный комплекс «Пионер-УТТХ»
с баллистической ракетой средней дальности 15Ж46................................................473
Подвижный грунтовой ракетный комплекс «Пионер-3»
с баллистической ракетой средней дальности 15Ж57................................................475
Подвижный грунтовой ракетный комплекс «Скорость». Ракета средней дальности 15Ж66................475
Подвижный грунтовой ракетный комплекс «Курьер»
с малогабаритной межконтинентальной баллистической ракетой 15Ж59................................476
В.Г.Толмачев
Развитие ракетного производства на Воткинском заводе в 1970-е гг................................477
В.Г.Дегтярь, Р.Н.Канин, С.Ф.Молчанов
ОАО «ГРЦ Макеева»
Морские баллистические ракеты третьего поколения................................................483
Ракета Р-29Р..............................................................................485
Ракета Р-29РЛ.............................................................................487
Ракета Р-39...............................................................................487
Ракета Р-29РМ.............................................................................491
В.Н.Самотик
Освоение производства на Красноярском машиностроительном заводе БРПЛ Р-29Р И Р-29РМ.............495
С.Н.Прокопьев
ПО «Полет» - филиал ГКНПЦ им. М.В.Хруничева
Производство ракеты Р-29Р (РСМ-50)..............................................................496
ВД.Носов
ПРОИЗВОДСТВО ракет Р-39 (РСМ-52) на Златоустовском машзаводе....................................498
АНБерезин, Д.П.Глотин, ЮАУстюжанинов, Н.Е.Чечулина
ОАО «Пермский завод «Машиностроитель»
Производственное объединение «Искра» в 1975—1987 гг. Производство двигателей ракеты Р-39 (РСМ-52).499
М.К.Сапего, АН.Устинов
Развитие ракетной техники в ФГУП «КБ «Арсенал» и ОАО «М3 «Арсенал»
Морская твердотопливная ракета Р-31.............................................................500
В.В.Зуев, А.С.Коротков, ВАПальков-Свирщевский, А.Ю.Тимченко
ГП «КБЮ». ГП «ПО «Южмаш»
Космический ракетный комплекс «Циклон-3»........................................................508
АН.Кирилин, РНАхметов, С.В.Тюлевин, С.И.Ткаченко
ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
Универсальный «Союз»............................................................................509
Ракета-носитель 11А511У «Союз-У»..........................................................509
Ракета-носитель 11А511У-2 «Союз-У-2»......................................................513
ВАЛопота, Ю.П.Семенов, В.Г.Алиев, Б.И.Губанов, БАСоколов, В.М.Филин
ОАО «РКК «Энергия»
Многоразовая космическая система «Энергия - Буран». Ракета-носитель «Энергия»...................514
В.В.Зуев, А.С.Коротков, ВАПальков-Свирщевский, А.Ю.Тимченко
ГП «КБЮ». ГП «ПО «Южмаш»
Участие в программе «Энергия» - «Буран».........................................................531
Н.Г.Паничкин, А А Еременко, Б.В.Могильный, М.Н. Казаков, В. М. Маку шин, А.Ф.Евич
Вклад цниимаш в развитие ракетно-космической науки и техники в 1970-е гг........................532
Новые работы в области РКТ................................................................532
Исследования в области боевой ракетной техники............................................534
Прочностные исследования..................................................................535
Исследование аэрогазодинамики и теплообмена...............................................539
Разработка новых материалов для РКТ.......................................................543
Работы по обеспечению надежности РКТ......................................................544
Создание и развитие систем автоматизированного проектирования - САПР......................546
Работы по стандартизации РКТ..............................................................548
915
Содержание
Глава 7
О.С.Измалкин
ОАО «ВПК НПО машиностроения»
В.Е.Нестеров
ФГУП «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева»
Создание РКСН с МБР УР-1 ООН УТТХ..............................................................551
О.С.Измалкин
ОАО «ВПК НПО машиностроения»
Комплексы крылатых стратегических ракет........................................................555
Ю.С.Соломонов
ОАО «Корпорация «МИТ»
Подвижный грунтовой ракетный комплекс стратегического назначения «Тополь»
с межконтинентальной баллистической ракетой 15Ж58..............................................556
В.Г.Толмачев
Развитие ракетного производства на Воткинском заводе в 1980-е гг.
Производство ракеты «Тополь»...................................................................559
В.В.Зуев, А.С.Коротков, ВАПальков-Свирщевский, А.Ю.Тимченко
ГП «КБЮ». ГП «ПО «Южмаш»
Ракетный комплекс «Воевода» с ракетой Р-36М2 (15А18М)..........................................564
В погоне за MX. Ракетные комплексы РТ-23 и РТ-23 УТТХ..........................................567
Ракетный поезд. Комплекс РТ-23УТТХ.............................................................573
А.Н.Березин, ДП.Глотин, Ю.А.Устюжанинов, Н.Е.Чечулина
ОАО «Пермский завод «Машиностроитель»
Производство РДТТ и СРДУ на ПЗХО в 1980-е гг...................................................577
ПЗХО в 1980-е гг.........................................................................577
Научно-производственное объединение «Искра». 1987-1991 гг................................578
В.В.Зуев, А.С.Коротков, ВАПальков-Свирщевский, А.Ю.Тимченко
ГП «КБЮ». ГП «ПО «Южмаш».
Последняя днепропетровская стратегическая ракета. Тема «Универсал».............................579
Ю.С.Соломонов
ОАО «Корпорация «МИТ»
Стационарный шахтный ракетный комплекс стратегического назначения «Тополь-М»...................581
В.ГДегтярь, Р.Н.Канин, С.Ф.Молчанов
ОАО «ГРЦ Макеева»
Морские баллистические ракеты третьего поколения...............................................583
Ракета Р-29РК............................................................................583
Ракета Р-29РКУ...........................................................................583
Ракета Р-29РКУ-01........................................................................584
Ракета Р-39У.............................................................................584
Ракета Р-29РМУ...........................................................................584
Итоги работ по морским ракетам третьего поколения........................................585
О жидкостных и твердотопливных ракетах...................................................589
Ракета Р-39 УТТХ («Барк»)................................................................590
В.Н.Самотик
Освоение производства на Красноярском машиностроительном заводе
БРПЛР-29РМУ....................................................................................593
В.В.Зуев, А.С.Коротков, ВАПальков-Свирщевский, А.Ю.Тимченко
ГП «КБ «Южное». ГП «КБ «Южмаш»
«Зенит» - носитель XXI века....................................................................593
АНКирилин, Р.Н.Ахметов, С.В.Тюлевин, С.И.Ткаченко.
ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
Ракета-носитель 11А511У-ФГ «Союз-ФГ »..........................................................598
В.М.Макушин, БАЗемлянский, А.С.Осадченко, Ю.В.Жердев
Вклад цниимаш в развитие стратегических вооружений
и создание космических ракет-носителей в 1981-1991 гг..........................................601
916
Содержание
Глава 8
Ю.С.Соломонов, С.П.Никулин
ОАО «Корпорация «МИТ»
Подвижный грунтовой ракетный комплекс стратегического назначения «Тополь-М»......................610
Подвижный ракетный комплекс РС-24 «Ярс»................................................................613
Комплекс с БРПЛ «Булава-30»............................................................................614
В.Г.Толмачев
ОАО «Воткинский завод»
Производство ракет «Тополь-М», «Ярс», «Булава»...................................................617
Г.Я.Гулидов
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
Развитие эксплуатационных характеристик ракетных комплексов в НПО машиностроения.
Продление сроков эксплуатации ракетных комплексов стратегического назначения.....................625
В.ГДегтярь, Р.Н.Канин, С.Ф.Молчанов
ОАО «ГРЦ Макеева»
Морские баллистические ракеты в 1998-2012 гг.....................................................626
Опытно-конструкторская работа «Станция»....................................................626
Опытно-конструкторская работа «Станция-2»..................................................627
Опытно-конструкторская работа «Синева».....................................................628
Опытно-конструкторская работа «Лайнер».....................................................631
Итоги работы...............................................................................632
В.Н.Самотик
Возобновление производства ракет Р-29РМУ и освоение производства ракет Р-29РМУ2 («Синева»)
на Красноярском машиностроительном заводе........................................................634
ВДНосов
Возобновление производства передних отсеков ракет Р-29РМУ в Златоусте. «Синева»..................635
АНБерезин, ДЛГлотин, ЮАУстюжанинов, Н.Е.Чечулина
Развитие производства В ОАО Пермский завод «Машиностроитель».....................................635
В.ГДегтярь, Р.Н.Канин, С.Ф.Молчанов
ОАО «ГРЦ Макеева»
Разработка конверсионных ракет-носителей.........................................................637
Ю.С.Соломонов
ОАО «Корпорация «МИТ»
Ракетно-космические комплексы семейства «Старт»..................................................639
В.Г.Толмачев
ОАО «Воткинский завод»
Производство PH «Старт»..........................................................................640
Л.М.Шелепин
ОАО «ВПК «НПО машиностроения»
Космический ракетный комплекс «Стрела» с ракетой-носителем «Стрела»
на базе снимаемых с боевого дежурства МБР........................................................642
В.В.Зуев, А.С.Коротков, ВАПальков-Свирщевский, А.Ю.Тимченко
ГП «КБЮ». ГП «ПО «Южмаш»
Ракета-носитель «Днепр»..........................................................................648
АН.Кирилин, Р.Н.Ахметов, С.В.Тюлевин, С.И.Ткаченко
ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
От «Союза» к «Союзу-2»...........................................................................651
«Союз-СТ» в Гвианском космическом центре.........................................................661
ВАЛопота, Ю.П.Семенов, В.П.Легостаев, В.Г.Алиев, И.С.Радугин, В.М.Филин
ОАО «РКК «Энергия»
В.В.Зуев, А.С.Коротков, ВАПальков-Свирщевский, А.Ю.Тимченко.
ГП «КБЮ». ГП «ПО «Южмаш».
Ракетно-космический комплекс «Морской старт».....................................................665
История создания проекта.........................................................................665
Состав, назначение и основные характеристики ракетно-космического комплекса морского базирования.668
917
Содержание
Основные технологические операции подготовки и выполнения пуска.............................672
Полетные операции...........................................................................672
ВАЛопота, Ю.П. Семенов, В.П.Легостаев, И.С.Радугин, В. М.Филин
ОАО «РКК «Энергия»
В.В.Зуев, А.С.Коротков, ВАПальков-Свирщевский, А.Ю.Тимченко
ГП «КБЮ». ГП «ПО «Южмаш»
Ракетно-космический комплекс «Наземный старт».....................................................674
История создания проекта....................................................................674
Основные участники реализации проекта.......................................................675
Состав и основные характеристики ракетно-космического комплекса «Наземный старт»............675
Космическая головная часть..................................................................676
Основные операции с космической головной частью.............................................676
ВАЛопота, Ю.П.Семенов, В.П.Легостаев, В.Г.Алиев, И.С.Радугин, В.М.Филин
ОАО «РКК «Энергия»
Разгонные блоки типа «ДМ».........................................................................678
В.Н.Самотик
ПРОИЗВОДСТВО разгонных блоков на Красноярском машиностроительном заводе...........................680
Освоение производства разгонных блоков ДМ. «Красмаш» - изготовитель базовых модулей РБ.......680
Участие в проекте «Морской старт»...........................................................683
Освоение и изготовление базового модуля разгонного блока ДМ-03..............................683
Участие в проекте «Наземный старт». Освоение и изготовление базового модуля DM-SLB..........684
ВААсюшкин, В.П.Викуленков, С.В.Ишин
ФГУП «НПО имени С.А.Лавочкина»
Межорбитальные буксиры типа «Фрегат»..............................................................687
В.Е.Нестеров
ФГУП «ГКНПЦ имени М.В.Хруничева»
Ракета-носитель «Рокот»...........................................................................690
Ракета-носитель «Протон-М»........................................................................693
Космический ракетный комплекс «Ангара»............................................................696
Г.Г.Райкунов, А.С.Осадченко, Б.В.Могильный, М.Н.Казаков
Вклад цниимаш в развитие стратегических вооружений и космических средств выведения в 1992-2012 гг..701
Системные и проектно-поисковые исследования космических средств выведения...................703
Этапность реализаций приоритетных направлений развития средств выведения....................706
Системные и проектно-поисковые исследования по системам управления ракет-носителей...........707
Системные исследования перспектив развития стратегических ракетных вооружений...............708
Экологическая безопасность ракетно-космической деятельности.................................710
Исследование нагрузок и прочности...........................................................712
Исследование аэрогазодинамики и теплообмена.................................................716
Глава 9
НАРогожан, В.И.Углов
Военная академия имени Петра Великого -
родоначальница военных вузов в области баллистических ракет и ракет-носителей.....................720
Л.Н.Лысенко, В.В.Зеленцов
Подготовка специалистов и проведение научных исследований
в области развития ракетно-космической техники в МГТУ имени Н.Э.Баумана...........................733
П.П.Афанасьев, В.И.Русланов
Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет).
Подготовка инженеров для ракетно-космической отрасли..............................................750
К.М.Иванов, ВАБородавкин, М.Н.Охочинский
Балтийский государственный технический университет «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф.Устинова
и подготовка кадров для ракетно-космической промышленности........................................759
Организация подготовки инженеров-ракетчиков в БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф.Устинова...............759
Деканы факультета авиа- и ракетостроения....................................................763
Подготовка кадров для ракетно-космической промышленности....................................764
918
Содержание
Е. В. Шахматов.
В ногу со временем. Самарский государственный аэрокосмический университет
имени академика С.П.Королева................................................................766
Приложение!. Об авторах и редакторах.........................................................775
Приложение 2. Первые ракеты. Баллистические, крылатые ракеты.
Космические ракеты-носители. Ракетные комплексы. Краткие технические характеристики.........792
Приложение 3. Хроника основных событий. Предприятия. Организации. Учреждения................858
Приложение 4. Список использованной литературы и источников.................................893
Приложение 5. Основные сокращения...........................................................904
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННОГО РАКЕТОСТРОЕНИЯ
Выпуск осуществлен при финансовой поддержке
Департамента средств массовой информации и рекламы города Москвы
Научный редактор - И.В.Бармин
Составитель - М.А.Первов
Ведущий редактор - Л.Н.Марданова
Технический редактор - А.М.Первова
Оформление, верстка, макет-А.Е.Ларина
Ретушь фотографий - А.А.Блинова
Младший редактор - А.Н.Воротынцева
УДК 629.76(470+571 )(091)
ББК 39.62(2Рос)г
И90
ISBN 978-5-903989-22-5
© ЗАО «Издательский дом «Столичная энциклопедия», оформление, 2014
© Первов М.А., составление, 2014
Подписано в печать 20 февраля 2014 г.
Формат 60 х 84/8
Объем 115 печ. л.
Тираж 1200 экз.
© ЗАО «Издательский дом
«Столичная энциклопедия»
105005, г. Москва,
ул. 2-я Бауманская, д. 9/23
Тел./факс 495 777 95 16
Тел. 495 940 98 60
www.moskva-kniga.ru
E-mail: pervov-izdat@yandex.ru
Отпечатано в соответствии с предоставленными материалами
в ООО ИПК «Парето-Принт»
г. Тверь.
www.pareto-print.ru
Заказ № 7212/14