Отечественные бомбардировщики 1945-2000 » Комплекс

Проект авиапионно-ракетного комплекса с баллистической ракетой Р-13А

admin — Sat, 04 Sep 2010 16:00:53 +0000

Разработка морского ракетного комплекса для поражения береговых неподвижных целей была задана Постановлением СМ СССР от 21 августа 1956 года №1240-631. При проведении работ в СКБ-385 по морскому варианту ракеты Р-13 возникло предложение создать и ее авиационный вариант для оснащения тяжелых бомбардировщиков, переоборудованных в самолеты-носители авиационо-ракетного комплекса.
В варианте Р-13А ракета должна была иметь вспомогательную несущую систему - крылышки, которые в сочетании с оперением обеспечивали стабилизированный полет ракеты после ее отделения от самолета-носителя и выход на баллистическую траекторию в точку запуска двигателя. Ракету Р-13А на бомбардировщике предполагалось транспортировать на внешних узлах подвески.
Техническим заданием на морскую ракету и комплекс задавалась максимальная дальность полета ракеты при надводном старте - 450 км. В авиационном варианте Р-13 А должна была иметь вдвое большую дальность стрельбы.
Разработка авиационного варианта ракеты Р-13А не вышла из проектной стадии.
На базе технических решений по ракете Р-13 создавалась ракета Р-18 для сухопутных войск.
Комплекс Д-2 с ракетой Р-13 был принят на вооружение подводных лодок проектов 629 и 658 ракетный в 1960 году.
В 1958 году главным конструктором КБ-1 НИИ-1 МОП А.Д.Надирадзе, осуществлявшим руководство разработкой твердотопливных ракет, было предложено использовать в качестве носителя баллистических ракет сверхзвуковой бомбардировщик М-50.
Разработчик....................................СКБ-385,
ОКБ-156(?)
Тип комплекса .... авиационно-ракешый для
поражения наземных целей
Состояние: .................. работы прекращены
на стадии проекта Состав комплекса :
- самолет-носитель.....................................(.)
- ракета...............................................Р-13А
- наземное оборудование Самолет-носитель...........................тяжелый
бомбардировщик
Высота пуска, м....................... 10000-140001
Ракета Р-13А
Разработчик.................................... СКБ-385
Главный конструктор.............В.П.Макеев
Назначение.....модифицированная морская
БР, первого поколения, для стрельбы по наземным целям
Состояние..............проект 1956-1960 годов
Дальность стрельбы
максимальная, км ..........................900-12001
Максимальная скорость, м/с..................2050
Тип боевой части...................термоядерная,
моноблочная отделяемая в полете
Масса боевой части, кг: ............... 1600-1800
Система управления:...............инерциальная
Органы управления.......четыре поворотные
рулевые камеры сгорания
Тип старта воздушный за счет собственных
двигателей после
сброса с самолета-носителя
Число ступеней:.............................................1
Размеры, м:
- длина полная.......................................11,8
- макс, диаметр корпуса..........................1,3
- размах стабилизат.................................1,9
Стартовая масса, т:.................................13,70
Масса пустой ракеты, т........................... 3,77
Двигатель.........пятикамерный ЖРД С2.713
- разработчик....................................ОКБ-2
- Главный конструктор.............А.М.Исаев
- тяга в пустоте, тс.................................25.7
Горючее (тип)...............керосин Т-1 (ТГ-02)
Масса горючего, т.......................................2,2
Окислитель (тип)................АК-20 (АК-27И)
Масса окислителя, т...................................7,1
Пусковое горючее (тип).......................ТГ-02

Авиационно-космический комплекс “Риф-МА”

admin — Wed, 16 Sep 2009 16:03:43 +0000

Авиационно-космический комплекс создается на базе самолета-носителя Ан-124АРКК и морской баллистической ракеты Р-39 комплекса Д-19 в рамках проведения конверсионных работ.
Разработка ракетного комплекса Д-19 третьего поколения для вооружения подводных лодок проекта 941 началась в сентябре 1973 года2,3. Испытания ракеты Р-39 начались в январе 1980 года.
В 1981-1989 годах построено и сдано флоту 6 РПКСН пр. 941 с 20 ПУ на каждом.
Первый полет тяжелого транспортного самолета Ан-124 состоялся 26 декабря 1982 года, с 1987 года началась опытная эксплуатация самолета в ВВС. По состоянию на 1994 год в ВВС России имелось 26 самолетов Ан-124. К началу 1993 года был выпущен 31 самолет. Опытные машины выпускались Киевским АПО, серийный выпуск ведется АО "Авиастар".
Погрузка в самолет техники и грузов производится через носовую, а выгрузка через кормовую грузовые рампы. Над грузовым отсеком имеется пассажирская кабина на 88 человек, сопровождающих груз. Самолет может транспортировать длинномерные фермы, мостовые конструкции, речные суда небольшого водоизмещения, трубоукладчики, буровое оборудование и т.п. Комплекс погрузочно-разгрузочного оборудования включает два мостовых крана грузоподъемностью по Ют, две лебедки с тягой по 3 т, рольганги. Конструкция шасси позволяет менять стояночный угол и клиренс для облегчения загрузки самолета.
Для обеспечения транспортировки сверхтяжелых самоходных кранов грузоподъемностью 120 т (масса 72 т) было произведено усиление пола самолета.
При использовании в ВТА самолет обеспечивает транспортировку штатной боевой и обеспечивающей техники или парашютное десантирование боевой техники и грузов с расчетами или экипажами. Самолет может выполнять полеты во всех географических широтах, днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях.
Техническое обслуживание самолетов Ан-124 "Руслан" (всех модификаций) авиакомпании "Волга-Днепр" осуществляется на заводе "Авиастар", а также в аэропорту Шарджа (ОАЭ) и в Шенноне (Ирландия) на линейных станциях техобслуживания.
Применительно к авиационному ракетно-космическому комплексу "Риф-МА" самолет-носитель Ан-124 предполагалось доработать в части
размещения контрольно-проверочного оборудования и специального оборудования для обеспечения ракетного комплекса, оборудования для крепления грузов и т.д. Для обеспечения безопасного сброса ракеты-носителя были проведены исследования по возможности десантирования с самолета моногрузов большой массы, выбору режимов сброса и ухода самолета от точки сброса.

Проект стратегического гидросамолета-бомбардировщика ГСБ (гидросамолет-носитель ГСН)

admin — Wed, 16 Sep 2009 15:27:36 +0000

Комплексные поисковые исследования в обеспечение разработки проекта стратегического гидросамолета-бомбардировщика проводились по заданию Главного штаба ВВС в 1957-1960 годах.
Параллельно с разработками самолетов просматривались схема их боевого применения и варианты базирования на базовых, тыловых гидроаэродромах и пунктах рассредоточения, расположенных на морях и внутренних озерах СССР, с учетом возможного ядерного удара со стороны противника.
Результаты работ по теме подтвердили возможность создания на технологическом уровне конца 1950-х годов гидросамолета для действий по морским целям с 8 двигателями типа ВК-15М, обладающего дальностью полета -143 00 км, скоростью полета - 3000 км/ч, высотой полета у цели - 20,8 км.
Применение титановых сплавов позволяло увеличить дальность полета самолета со взлетной массой 250 т до 15000 км при скорости полета -4500 км/ч и высоте полетау цели - 28 км.
При проектировании рассматривались самолеты следующих компоновочных схем:
- обычной схемы с неплоским тонким крылом переменной стреловидности и с треугольным крылом;
- "бесхвостка" с крылом переменной стреловидности (отличается от предыдущей отсутствием развитого хвостового горизонтального оперения);
- схемы "утка" с носовым расположением органов стабилизации и управления.
Самолет-носитель для действий по наземным целям предполагалось вооружать авиационным самолетом-снарядом с дальностью полета 1000 км (с термоядерной боевой частью мощностью порядка 1-5 Мт) или самолетом-снарядом с дальностью полета до 3000 км (с термоядерной боевой частью мощностью до 10 Мт); для действий по авианосным ударным соединениям -самолетом-снарядом с дальностью полета 500-600 км (с ядерной боевой частью мощностью 0,3 Мт).
Оборонительное вооружение: 4-5 управляемых снарядов класса "воздух-
воздух" с дальностью полета 10 км и две артустановки (верхняя и нижняя). При необходимости артустановки должны были осуществлять постановку пассивных помех.
Взлетно-посадочные устройства самолетов разрабатывались применительно к обеспечению базирования на воде и на твердой заснеженной поверхности. Применение центральной гидролыжи на безреданном корпусе самолета-лодки и концевых поплавков на крыле обеспечивало возможность совершения посадки при углах тангажа 9-12°, что, наряду с использованием
струйных закрылков, позволяло рассчитывать на получение малых посадочных скоростей.
Для взлета самолета с максимальной взлетной массой предполагалось использовать пороховые стартовые ускорители.
В некоторых материалах встречается наименование самолета МГС - межконтинентальный сверхзвуковой гидросамолет. Выявить отличие проекта МГС от проекта ГСБ не удалось, т.к. во всех случаях представлены одинаковые компоновочные решения и близкие расчетные характеристики самолетов.
Разработчик..................................ЛКВВИА
Главный конструктор.........А.С.Москалев
Состояние...............проектные проработки
1957-1960 годов
Экипаж, чел.........................................2-4(3)
Габаритные размеры, м:
- длина...................................................... 70
- размах крыла......................................... 33
- высота (на стоянке).............................. 10
Площадь крыла, кв. м.............................. 335
Массы, т:
- взлетная......................................220/300
- пустого самолета....................77 /до 100
- боевой нагрузки нормальная.................5
- боевой нагрузки максимальная .... до 15
Запас топлива, т...................128 / около 180
Тип двигателей.....................................ТРДФ
Марка двигателей............................ВК-15М
Разработчик.....................................ОКБ-117
Генеральный конструктор........В.Я.Климов
Тяга двигателей, кг:
- макс, на форсаже..............(8-10) х 15800
- номинальная......................(8-10) х 10000
Скорость, км/ч:
- максимальная..................................М=2,8
- взлетная ..........................................до 340
- посадочная .....................................до 220
Дальность полета, км .............14300/ 15500
Практический потолок, м..............до 35000
Длина разбега, м .................................... 2200
Длина пробега, м.................................... 1000
Оборудование:
- бомбардировочно-навигационый к-с.
- РЛС...................................типа "Рубин-1"
- оптический бомбовый прицел
- оборуд. радио- и фоторазведки
- оборудование постановки помех Вооружение:
- ракетное
ударное........................................СБС, КР
оборонительное...........................до 5 УР
- бомбовое.............................до ФАБ-5000

Тяжелый бомбардировщик Ту-95К (изделие “ВК”) с системой ракетного оружия “Комета-20″

admin — Wed, 16 Sep 2009 15:15:06 +0000

Самолет-носитель Ту-95К авиаци-оиио-ракетиого комплекса К-20 был создай на базе тяжелого бомбардировщика Ту-95М по Постановлению СМ СССР от 11 марта 1954 года и предназначался для поражения крылатыми сверхзвуковыми ракетами Х-20
(Х-20М) с ядерными боевыми частями стационарных, мобильных, в том числе морских целей. Пуск ракет производился вне зоны ПВО противника.
Эскизный проект самолета "95К" был закончен к 26 ноября 1954 года.
Работы в части систем ракетного вооружения самолета-носителя Ту-95К велись под руководством А.В.Надашкевича.
Первый экземпляр самолета Ту-95К совершил полет 1 января 1956 года и прошел испытания в 1956-1958 годах.
Испытания систем комплекса проводились до января 1957 года на двух прототипах (самолетах-аналогах на базе Ту-95М) с использованием аналогов ракеты Х-20: на беспилотном аппарате СМ-20 велась отработка режимов отцепки и старта, а на пилотируемом аппарате СМ-20П отрабатывалась аппаратура самонаведения ракеты. Испытания с пусками ракет Х-20 начались 6 июня 1957 года. Первый запуск ракеты с самолета был произведен 17 марта 1958 года.
После проведения Государственных испытаний в период с 15 октября 1958 по 1 ноября 1959 было развернуто серийное производство самолетов Ту-95К. Комплекс К-20 принят на вооружение Постановлением от 9 сентября 1960 года.
Самолет Ту-95К по сравнению с бомбардировщиком Ту-95М претерпел следующие изменения. В носовой части фюзеляжа под радиопрозрачным обтекателем были размещены две антенны станции "ЯД". Нижняя антенна могла использоваться для определения местоположения самолета, для обнаружения и сопровождения цели. В верхней части обтекателя была размещена антенна системы наведения ракеты Х-20. Штурман-навигатор получил новое рабочее место, штурмана-оператора заменили оператором двухканальной станции "ЯД". Фюзеляж был доработан для размещения ракеты Х-20 в полуутопленном положении между шпангоутами 23 и 56, за шпангоутом 46 был сделан вырез под киль ракеты. Фюзеляжный топливный бак №2 был поднят, баки №4 и №5 были разделены пополам по плоскости симметрии самолета. Верхняя стрелковая установка не предусматривалась
Самолет Ту-95К оборудовался дополнительной топливной системой и системой подачи топлива на бортракеты. Запуск двигателя ракеты Х-20 производился до ее отделения от носителя после выпуска на балочном держателе.
Прицельная РЛС "Криптон" системы пушечного вооружения самолетаТу-95К была разработана ЦКБ-111 ГКРЭ. Устанавливавшийся на части самолетов радиолокационный прицел кормовой установки "Криптон" разработан омским ОКБ-373.
Самолет Ту-95К (Ту-95КД) находился в серийном производстве с 1958 по 1965 год. Было сдано заказчику около 40 машин Ту-95К (Ту-95КД), которые в ходе эксплуатации модернизировались и неоднократно переоборудовались по составу бортового оборудования. Дополнительно устанавливались курсовая система КС-6Д, пилотажно-навигационный комплекс "Путь-1 Б". Часть самолетов дополнительно оснащалась станцией радиотехнической разведки СРС-6 "Ромб-4А".
Для обеспечения безопасности полета самолетов-носителей строем ленинградским НПО "Леиинец" была разработана аппаратура предупреждения столкновения А-326 "Роговица" (аппаратуру довести не удалось и она была установлена не на всех самолетах, находившихся в эксплуатации).
На базе РБП-3 была создана метеорологическая станция "Туча", которая использовалась на самолетах Ту-95К и Ту-95КД для выявления грозовых фронтов на дальности до 400 км.

Тяжелый бомбардировщик Ту-95К (изделие “ВК”) с системой ракетного оружия “Комета-20″

admin — Wed, 16 Sep 2009 14:50:42 +0000

Самолет-носитель Ту-95К авиаци-оиио-ракетиого комплекса К-20 был создай на базе тяжелого бомбардировщика Ту-95М по Постановлению СМ СССР от 11 марта 1954 года и предназначался для поражения крылатыми сверхзвуковыми ракетами Х-20
(Х-20М) с ядерными боевыми частями стационарных, мобильных, в том числе морских целей. Пуск ракет производился вне зоны ПВО противника.
Эскизный проект самолета "95К" был закончен к 26 ноября 1954 года.
Работы в части систем ракетного вооружения самолета-носителя Ту-95К велись под руководством А.В.Надашкевича.
Первый экземпляр самолета Ту-95К совершил полет 1 января 1956 года и прошел испытания в 1956-1958 годах.
Испытания систем комплекса проводились до января 1957 года на двух прототипах (самолетах-аналогах на базе Ту-95М) с использованием аналогов ракеты Х-20: на беспилотном аппарате СМ-20 велась отработка режимов отцепки и старта, а на пилотируемом аппарате СМ-20П отрабатывалась аппаратура самонаведения ракеты. Испытания с пусками ракет Х-20 начались 6 июня 1957 года. Первый запуск ракеты с самолета был произведен 17 марта 1958 года.
После проведения Государственных испытаний в период с 15 октября 1958 по 1 ноября 1959 было развернуто серийное производство самолетов Ту-95К. Комплекс К-20 принят вооружение Постановлением от 9 сентября 1960 года.
Самолет Ту-95К по сравнению с бомбардировщиком Ту-95М претерпел следующие изменения. В носовой части фюзеляжа под радиопрозрачным обтекателем были размещены две антенны станции "ЯД". Нижняя антенна могла использоваться для определения местоположения самолета, для обнаружения и сопровождения цели. В верхней части обтекателя была размещена антенна системы наведения ракеты Х-20. Штурман-навигатор получил новое рабочее место, штурмана-оператора заменили оператором двухканальной станции "ЯД". Фюзеляж был доработан для размещения ракеты Х-20 в полуутопленном положении между шпангоутами 23 и 56, за шпангоутом 46 был сделан вырез под киль ракеты. Фюзеляжный топливный бак №2 был поднят, баки №4 и №5 были разделены пополам по плоскости симметрии самолета. Верхняя стрелковая установка не предусматривалась
Самолет Ту-95К оборудовался дополнительной топливной системой и системой подачи топлива на бортракеты. Запуск двигателя ракеты Х-20 производился до ее отделения от носителя после выпуска на балочном держателе.
Прицельная РЛС "Криптон" системы пушечного вооружения самолетаТу-95К была разработана ЦКБ-111 ГКРЭ. Устанавливавшийся на части самолетов радиолокационный прицел кормовой установки "Криптон" разработан омским ОКБ-373.
Самолет Ту-95К (Ту-95КД) находился в серийном производстве с 1958 по 1965 год. Было сдано заказчику около 40 машин Ту-95К (Ту-95КД), которые в ходе эксплуатации модернизировались и неоднократно переоборудовались по составу бортового оборудования. Дополнительно устанавливались курсовая система КС-6Д, пилотажно-навигационный комплекс "Путь-1 Б". Часть самолетов дополнительно оснащалась станцией радиотехнической разведки СРС-6 "Ромб-4А".
Для обеспечения безопасности полета самолетов-носителей строем ленинградским НПО "Леиинец" была разработана аппаратура предупреждения столкновения А-326 "Роговица" (аппаратуру довести не удалось и она была установлена не на всех самолетах, находившихся в эксплуатации).
На базе РБП-3 была создана метеорологическая станция "Туча", которая использовалась на самолетах Ту-95К и Ту-95КД для выявления грозовых фронтов на дальности до 400 км.

виационный ракетно-космический комплекс “Аэрокосмос” с ракетой “Штиль-ЗА”

admin — Fri, 31 Jul 2009 16:04:43 +0000

Комплекс создается на базе морской баллистической ракеты Р-29РМ (РСМ-54) в рамках работ по конверсии, при этом, в отличие от ракеты "Штиль-2", предусмотрена более глубокая модернизация ракеты с новой последней ступенью*.
Комплекс "Штиль-3" предназначен для выведения малоразмерных космических аппаратов различного назначения массой до 950 кг на околоземные орбиты, а также аппаратов, запускаемых на суборбитальные траектории.
При использовании в составе авиационно-космического ракетного комплекса ракета размещается на пусковой платформе в грузовом отсеке транспортного самолета Ан-124АРКК или Ил-76МД в горизонтальном положении. Сброс ракеты с носителя производится на высоте 10000-12000 м при скорости самолета 760-800 км/ч. При старте ракета с пусковой платформой вытягивается из самолета специальной парашютной системой, после чего на заданной высоте она отделяется от платформы и запускается двигатель 1 ступени.
Для взлета самолета-носителя необходим аэродром первого класса или внеклассный. Запуск РН может производится на удалении около 4000 км от аэродрома старта.
Самолет Ил-76МФ - модифицированный вариант самолета Ил-76МД с увеличенной длиной фюзеляжа и с новыми двигателями ПС-90А.
Работы по глубокой модернизации самолета Ил-76МД были начаты в 1980-х годах. С учетом опыта эксплуатации самолетов семейства Ил-76, задач воздушных перевозок были намечены пути совершенствования базового самолета. Фюзеляж самолета удлинен за счет вставок длиной по 3300 мм перед крылом и за ним, что позволило увеличить объем грузового отсека с 321 м3 до 400 м3. На самолете Ил-76МФ установлено новое бортовое оборудование, изменена эргономика кабин, улучшены условия работы экипажа.
Самолет Ил-76МФ (бортовой номер ИС-76900, позднее RA-76900) с двигателями ПС-90А-76 совершил первый полет 1 августа 1995 года.
Разработчик............................ГРЦ-КБМ им.
В.П.Макеева, АНТК им. О.К.Антонова, АНТК им. С.В.Ильюшина
Тин комплекса......авиационно-космический
для вывода спутников на орбиту Земли
Заказчик.......................РКА РФ (РАКА РФ)
Состояние: ... находится в разработке, начало опытной эксплуатации - 1998 год Состав комплекса :
- самолет-носитель...................Ан-124АРКК
или Ил-76МФ
- ракета...................................."Штиль-ЗА"
- средства наземного оборудования
Возможности комплекса:
Полезная нагрузка:
- тип...........................................легкие ИСЗ
- масса, кг........................................620-950
- объем, м3...........................................................3,3-3,6
Тип и высота орбиты, км:
- круговая........................................200-700

Наклонение орбиты, град.....................0-101
Место применения ..........................................
Высота старта РН, км................10000-12000
Скорость сброса РН, км/ч.................760-800
Время свободного падения РН, с....................
Самолет-иоснтель Ан-124АРКК
Разработчик..................ОКБ О.К.Антонова
Генеральный конструктор .. П.В.Балабуев
Главный конструктор.............В.Толмачев
Изготовитель.......................АО "Авиастар"
Производство..................................серийное
Состояние..............................на вооружении
Код НАТО..........................................Condor
Экипаж, чел....................................................6
Габаритные размеры, м:
- длина..................................................69,10
- размах крыла.....................................73,30
- высота (на стоянке)..............21,08 (20,78)
Площадь крыла, кв.м..............................628,5
Угол стреловидности крыла, град......... 35-32
Габаритные размеры грузоотсека, м:
- длина..................................................43,45
- длина без рампы..................................36,5
- ширина.................................................6,68
- ширина по полу.....................................6,4
- высота....................................................4,4
Массы, кг:
- взлетная нормальная .....................325000
- взлетная максимальная.................405000
- посадочная......................................330000
- грузоподъемность..........................150000
Запас топлива, л...................................230000
Тип двигателя.......................................ТРДД
Марка двигателя...................................Д-18Т
Разработчик.......................ЗМКБ "Прогресс"
Тяга двигателей, кг:
- максимальная.............................4x23400
- номинальная.................................4 х 4860
(на высоте 11000 м, М=0,75) Скорость, км/ч:
- максимальная.......................................865
- крейсерская...................................750-850
- взлетная...........................................'......280
- посадочная............................................250
Дальность полета, км:
- с полной нагрузкой............................4500
- с грузом 120 т.....................................5000
- максимальная.....................16500 (15500)
Практический потолок, м.....................12000
Длина разбега, м............................2320-3000
Длина пробега, м...............................ок. 1000
Самолет-носитель Ил-76МФ
Разработчик......АНТК им. С.В.Ильюшина
Генеральный конструктор Г.В.Новожнлов
Изготовитель......................................ТАПО
Производство..................................серийное
Состояние..........первый полет на самолете
Ил-76МФ выполнен 1 августа 1995 года
Код НАТО...........................................Candid
Экипаж, чел....................................................4
Габаритные размеры, м:
- длина..............................................53,194
-длина фюзеляжа........................... 50,20
- размах крыла................................ 50,50
-высота (на стоянке)..........14,42-14,45
Площадь крыла, кв.м...........................300
Габаритные размеры грузовой кабины, м: -длина с рампой..............................31,14
- ширина...............................................3,45
- высота...............................................3,40
Массы, кг:
- взлетная максимальная............210000
- посадочная..............................до 151500
- снаряженного самолета.......... 101000
- нагрузки максимальная.............52000
Запас топлива, л......................................(.)
Тип двигателя....................................ТРДД
Марка двигателя... ПС-90 (ПС-90А-76)
Разработчик...........АО "Авиадвигатель"
Тяга двигателей, кг:
- максимальная.........4 х 16000 (14500)
- номинальная............................4 х 3500
(на высоте 11000 м, У=850км/ч) Скорость, км/ч:
- максимальная...................................850
- крейсерская.............................750-780
- посадочная...............................210-240
Дальность полета, км:
-с нагрузкой 52 т.............................4600
-с нагрузкой 40 т.............................5 800
Практический потолок, м...............14000
Высота полета, м...................9000-12000
Длина разбега, м.................... 1600 (1800)
Потребная взлетная дистанция, м.,2750
(3100)
Длина пробега, м.............600-800 (1000)
Потребная посадочная дистанция, м
2500 (2600) Оборудование: -обзорная РЛС (комплекс)....................
- пилотажн.-навигац. к-с............"Купол-3"
- радиостанция УКВ...........................Р-838
- радиостанция KB.............................Р-847
Ракета-носитель "Штнль-ЗА"
Разработчик............................ГРЦ-КБМ им.
В.П.Макеева
Генеральный конструктор ... И.И.Величко
Главный конструктор..........Ю.А.Каверин
Изготовитель...................Красноярский МЗ
Система управления................инерциальная
Органы управления:
1-й ступени..............4 поворотные камеры
рулевого ЖРД;
2-й ступени...................поворотная камера
Генеральный конструктор ... И.И.Величко
Главный конструктор..........Ю.А.Каверин
Изготовитель...................Красноярский МЗ
Система управления РН..............инерциальная с коррекцией по внешним ореитирам Органы управления РН:
1-й ступени.................4 поворотные камеры
рулевого ЖРД
2-й ступени.....................поворотная камера
основного ЖРД (по тангажу и рысканию) и генерированные газы через специальные сопла (по крену)
3-й ступени.......4 камерный рулевой ЖРД
Схема разделения ступеней......... 1 и 2 -
холодная с помощью газов наддува бака окислителя Тип старта......сброс с самолета на парашютной системе и запуск двигателя в воздухе Габаритные размеры, м:
- длина..................................................18,7
-диаметр корпуса............................... 1,9
Стартовая масса, т........................45-45,6
Число ступеней.........................................4
Горючее............................................ НДМГ
Окислитель..............................................AT
Первая ступень:
- длина, м...............................................7,3
-диаметр, м........................................... 1,9
-тип двигателя.... пятикамерный ЖРД
замкнутого цикла
- время работы двигателя, с.............75
-масса ступени, т............................22,3
Вторая ступень:
- диаметр, м........................................... 1,9
-тип двигателя....однокамерный ЖРД
замкнутого цикла
- разработчик двигателя............КБХМ
-время работы двигателя, с.............95
Третья ступень:
-диаметр, м........................................... 1,9
-тип двигателя....однокамерный ЖРД замкнутого цикла
- разработчик двигателя............КБХМ
- время работы двигателя, с............88
Четвертая ступень:
-тип двигателя............. ЖРД с вытес-
нительной системой подачи топлива
- разработчик двигателя............КБХМ