Техника и вооружение 2014 06 (Журнал «Техника и вооружение») - страница 70

– тип окислителя и горючего

– азотный тетраоксид (АТ) и несимметричнй диметилгиразин (НДМГ, он же «гептил»).

В качестве ракеты-носителя УР-200 должна была обеспечить запуск космического аппарата ИС массой до 1600 кг на орбиту высотой 250-300 км и выведение космического аппарата УС массой 2500 кг на орбиту с апогеем 264 км. Предусматривался доразгон спутника ИС с приращением скорости 400-500 м/с за счет работы собственной двигательной установки по завершении пассивного участка набора высоты. УР-200 также должна была служить как МБР для доставки неуправляемых головных частей массой 2,5 т на дальность до 12000 км и массой 2 т на дальность 16000 км с точностью ±4 км по дальности и ±3 км в боковом направлении. Ракету следовало представить на совместные испытания в 1963 г.

Сравнение компоновочных схем ракет УР-200 и Р-16.

I – головная часть; 2 – переходник; 3 – бак окислителя II ступени; 4 – аппаратура системы управления; 5 – бак горючего

II ступени; 6 – маршевый двигатель II ступени; 7 – тормозной двигатель II ступени; 8 – рулевой двигатель II ступени; 9 – бак окислителя I ступени; 10 – баллоны системы наддува; 11 – бак горючего II ступени; 12 – маршевый двигатель I ступени; 13 – тормозной двигатель I ступени; 14 – рулевой двигатель I ступени.

Ракета рассматривалась как универсальная, что нашло отражение в ее обозначении – УР-200, где число «200» примерно соответствовало тяге двигателей первой ступени. В качестве индекса промышленности было принято обозначение 8К81.

На основании представленных в правительство предложений С.П. Королева по глобальной ракете ГР-1 (см. «ТиВ» №8/2013 г.) постановлением N9243-117 от 2 марта 1962 г. ОКБ-52 была задана разработка соответствующей модификации «двухсотки» – УР-200А (8К83), оснащенной орбитальной головной частью, выводимой на круговую орбиту высотой 150 км. Точность попаданий должна была соответствовать 5 км по дальности и 4 км в боковом направлении. С учетом дооснащения орбитальной ступенью стартовый вес ракеты увеличили до 120 т. Предусматривалось создание орбитальной головной части как с баллистическим боевым блоком, так и с головной частью АБ-200, совершающей аэродинамический маневр. Начало летных испытаний намечалось на II кв. 1964 г. Показательно для тогдашнего положения Челомея то, что правительственный документ по УР-200А был принят на полгода раньше постановления по королевской ГР-1.

Кроме того, для УР-200 предлагалось оснащение управляемым боевым блоком УБ, предназначенным для поражения кораблей с вероятностью не менее 0,7 на дальности до 8000 км с отработкой зоны неопределенности цели диаметром 150 км. Первоначально разработка УБ была задана еще июньским постановлением 1960 г. В дальнейшем предусматривалось вести исследования по УБ, исходя из срока начала летно-конструкторских испытаний во II кв. 1964 г., а совместных испытаний – в конце 1965 г. Системой управления УБ должен был заниматься НИИ-10, а системой радиотехнической разведки – ЦНИИ-108.