Баллистическая ракета MGM-31 Pershing (США)

Баллистическая ракета MGM-31 Pershing (США)

Проектирование армейских баллистических ракет MGM-31 Pershing было начато в 1958 г. Ракета получила название в честь американского генерала Дж. Першинга, участника Первой мировой войны. Головным разработчиком ракеты стала фирма «The Martin Company», а твердотопливные двигатели обеих ступеней изготавливала фирма «Thiokol». В ходе испытаний, проводившихся с 1960 г. по 1963 г. на полигоне Уайт Сэндс, было запущено 69 ракет MGM-31 Pershing. По официальным данным 59 пусков были успешными. В 1964 г. ракета MGM-31 Pershing была принята на вооружение армии США, а в следующем году ее приняли на вооружение бундесвера.

Корпус ракеты MGM-31 Pershing был изготовлен из нержавеющей стали и состоял из нескольких отсеков, в которых размещались двигатели первой и второй ступеней системы наведения и управления боевой частью. В нижней части отсеков двигателей устанавливались аэродинамические и газовые рули по 3 пары на каждой ступени. Аэродинамические рули были выполнены из стеклопластика, а газовые рули – из вольфрамомолибденового сплава. Головная часть ракеты была рассчитана на большие скорости и покрыта абляционным материалом, то есть с оплавляющимся покрытием. Это обусловлено тем, что к ракете предъявлялись высокие требования по точности попадания в цель, которые предусматривали возможно более быстрый полет головной части на нисходящей ветви траектории.

Силовая установка ракеты состояла из двух ступеней. На каждой ступени устанавливался твердотопливный двигатель фирмы «Тиокол», снаряженный твердым топливом на основе полиуретана с присадками алюминия. Дальность полета ракеты определялась продолжительностью работы двигателя второй ступени, который в заданный момент включался путем удаления заглушек из отверстий в передней части корпуса. Дальность полета зависела также от времени между окончанием работы двигателя первой ступени и включением двигателя второй ступени. Ступени силовой установки ракеты были соединены между собой узлами, которые обеспечивали их отделение в полете.

Боевая часть ракеты MGM-31 Pershing оснащалась взрывателями ударного и дистанционного действия, а в системе взведения и взрыва, имевшей модульную конструкцию, применялись мостиковые запалы. Недостатком ракеты была малая устойчивость к электронным помехам. Ракета MGM-31 Pershing оснащалась инерциальной системой наведения СТ-120 фирмы «Бендикс». Вес системы 45 кг. Гидросистема управления рулями состояла из шести автономных взаимозаменяемых блоков общим весом 68 кг.

Траектория полета баллистической ракеты MGM-31 Pershing состояла из двух участков – активного и пассивного. На активном участке ракета двигалась с ускорением под действием силы тяги двигателей. В конце активного участка, когда ракета приобретала скорость, имевшую заданную величину и направление, двигательная установка выключалась. Головная часть отделялась от корпуса ракеты и летела дальше за счет запасенной кинетической энергии. После подъема система управления разворачивала ракету в сторону цели так, чтобы к моменту окончания работы двигателей угол наклона к горизонту составлял примерно 45°, что соответствует теоретически максимальной дальности полета. Далее отделившаяся боевая часть по инерции достигала вершины траектории и начинала движение по нисходящей ветви к цели. Точку, в которой выключались двигатели, называют граничной точкой. На последних модификациях ракет MGM-31 Pershing в целях борьбы с ПРО было введено управление головной частью. Ракета MGM-31 Pershing комплектовалась тремя типами головных частей – М-141, М-142 и М-28.

Наземное оборудование оперативно-тактического ракетного комплекса MGM-31 Pershing, принятого на вооружение армией США в 1962 г., включало четыре агрегата: стартовый, машину с головной частью и устройством для ее пристыковки, машину испытаний и машину управления пуском, а также машину радиорелейной связи. Все агрегаты комплекса были самоходные на гусеничном шасси. Транспортер M474E2 являлся модификацией бронетранспортера M113 и имел вес 5,4 т (с топливом). Шасси обеспечивало скорость до 60 км/час, запас хода свыше 300 км. Транспортер мог преодолевать вброд водные преграды глубиной до 1 м и возвышенности с уклоном до 60°. Длина транспортера 5,2 м, ширина 2,5 м, высота 1,5 м. Транспортером управлял один водитель.

Стартовый агрегат включал в себя пусковую установку и транспортер M474E2. Пусковая установка представляла собой шестиколесную рамную тележку, стрелу коробчатого типа с ложементами для крепления ракеты и пусковой стол. Она обеспечивала возможность пуска ракет как с транспортера, так и с грунта. Опыт эксплуатации ракетного комплекса MGM-31 Pershing выявил ряд недостатков в наземном оборудовании, обусловленных в первую очередь применением гусеничного шасси, имеющего недостаточную подвижность. Наземное оборудование было сложно в обслуживании и имело высокую стоимость.

В 1966 г. была проведена модернизация комплекса, которая ракеты коснулась незначительно. Наземное оборудование было поставлено на новое колесное шасси, и комплекс получил название «Першинг-1А». Для комплекса использовали армейский 5-тонный автомобиль M656 с колесной формулой 8х8 т его модификации: седельный тягач М-757 с нагрузкой на седло б т для стартового агрегата и M791 со специальным кузовом с раздвижными стенками для командного пункта батареи. M656 – армейский плавающий четырехосный автомобиль среднего класса весом 6,9 т. Автомобиль оснащен двигателем с турбоподдувом мощностью 210 л. с. при 2800 об./мин. Две передние оси автомобиля управляемые, трансмиссия управления и тормоза – автоматические. Кабина герметизирована. Максимальная скорость автомобиля – 90 км/час.

Стартовой агрегат модифицированного комплекса стал практически новой разработкой. Пусковое оборудование монтировалось на двухосном полуприцепе. Стрела максимально облегченного типа представляла собой две продольные штанги, соединенные в передней части ложементом. На шасси стартового агрегата устанавливался контейнер для головной части ракеты и гидравлический кран для пристыковки головной части к ракете непосредственно на стартовом агрегате. Отличительной особенностью стартового агрегата считалась возможность транспортировки на нем ракеты в собранном виде (в полном комплекте) на значительные расстояния. После занятия боевой позиции тягач отцеплялся и уходил в укрытие. Запуск ракеты «Першинг» осуществлялся с помощью передвижного стартового комплекса, все агрегаты комплекса приспособлены для транспортировки: в наземных условиях на гусеничном транспортере М474, по воздуху – вертолетом «Чинук» или самолетом С-124.

В район дислокации районного дивизиона MGM-31 Pershing с армейского склада ракеты доставлялись в разобранном виде в четырех отдельных контейнерах. В первом – первая ступень, во втором – вторая ступень, в третьем – отсек системы управления, в четвертом – боеголовка. Каждый контейнер перевозился на пятитонном автомобиле. Конструкция контейнеров позволяла произвести проверку всех узлов ракеты и боеголовки без их выгрузки. Сборка ракеты (без пристыковки головной части) производилась на технической позиции с помощью крана на пусковой установке. В состав огневого комплекса ракетой системы входили: пусковая установка, станция предстартовой проверки и подготовки, командный пункт и радиостанция.

Все элементы пусковой установки – быстродействующий установщик, на столе которого транспортировалась ракета (без головной части), стартовый стол, кабель-мачта и контейнер для головной части – смонтированы на платформе полуприцепа, буксируемого тягачом. Станция предстартовой подготовки, оснащенная аппаратурой для предстартовой проверки и подготовки ракеты к пуску, размещалась на автомобиле. Командный пункт и радиостанция предназначались для управления огнем батареи и связи с вышестоящими штабами. Их оборудование монтировалось на двух автомобилях.

Ракета MGM-31 Pershing стартовала вертикально. Приведение ее в вертикальное положение, установка на пусковом столе и наведение на стартовой позиции производилось автоматически с помощью гидравлической системы, способной функционировать при температурах от -52° до +52°С. Функционирование механизмов подъемно-пусковой установки рассчитано на рабочее давление 204 кг/см. Подготовка ракеты на стартовой позиции включала стыковку головной части и корпуса ракеты, прицеливание и настройку приборов системы управления в соответствии с полетным заданием. Развертывание пусковой установки на стартовой позиции, предстартовая подготовка и пуск ракеты занимали около 15 минут.

В организационном отношении системы управляемых ракет «Першинг-1A» в армии США сводились в дивизионы, которые предназначены для усиления групп армий и полевых армий, и являлись одним из важнейших оперативно-тактических средств для нанесения ядерного удара в интересах сухопутных войск. В дивизион входили: штаб, шесть подразделений (штабная, четыре огневые и обслуживания) и вертолеты. Каждая огневая батарея состояла из управления батареи, командного пункта, трех огневых взводов, взвода связи и двух секций (обслуживания и ремонтной). Огневой взвод включал управление взвода, огневую секцию и секцию обеспечения безопасности. В огневой секции имелось три пусковые установки. Во взводе была станция предстартовой проверки и управления пуском, поэтому взвод являлся независимой боевой единицей, обеспечивавшей самостоятельную предстартовую проверку и управление пуском. В огневой батарее насчитывалось 9 пусковых установок и 286 человек личного состава (10 офицеров, 3 унтер-офицера, 273 сержанта и рядовых). Всего в дивизионе по штату положено было иметь 36 пусковых установок и 1680 человек личного состава.

Тактико-технические характеристики ракеты MGM-31 Pershing
Длина, м. 10,53
Диаметр, м. 1,02
Стартовый вес, кг. 4650
Длина первой ступени, м. 2,83
Диаметр первой ступени, м. 1,02
Вес первой ступени, кг. 2450
Длина второй ступени, м. 2,67
Диаметр второй ступени, м. 1,02
Вес второй ступени (без головной части), кг 1640
Вес боевой части, кг. около 330
Дальность стрельбы, км:
– максимальная 640-740
– минимальная 160-180
КВО при максимальной дальности, м. 930
Максимальная скорость возки пусковой установки, км/час:
– на гусеничном шасси до 60
– на колесном шасси до 80

Баллистическая ракета ближнего действия Pershing-1А (MGM-31A)

Оперативно-тактическая ракета Pershing-1 предназначалась для использования в интересах крупных войсковых соединений для стрельбы по городам, аэродромам, военно-полевым складам, скоплениям войск и пусковым установкам противника. Разработана для замены ракеты Red stone аналогичного назначения.

Головной разработчик – компания Martin Marietta (США г. Орландо, штат Флорида).

Стендовые испытания ракеты Pershing-1 начались в конце 1958 г, летные – в феврале 1960 г. В апреле 1963 г. поступила на войсковые испытания в батарею “А” 2-го дивизиона 44-го артиллерийского полка армии США.

Сразу после принятия на вооружение ракет Pershing, командование сухопутных войск США приступило к их модернизации и совершенствованию организационной структуры ракетных подразделений. Главной задачей модернизации было снижение уязвимости ракетного комплекса за счет повышения его мобильности, транспортабельности и боеготовности в целом. Усовершенствованный ракетный комплекс получил наименование Pershing-1А. Программа разработки Pershing-1А была одобрена в 1965 году, в 1969 году ракета была принята на вооружение. Pershing-1А заменила Pershing-1, которая производилась с 1964 по 1969 год. Высокая мобильность комплекса была достигнута благодаря расположению всех его элементов на колесных машинах, а боеготовность повысилась за счет совершенствования проверочно-пускового и стартового оборудования комплекса и автоматизации подготовки и пуска ракет.

В 1984 году на вооружение армии США начал поступать модернизированный комплекс Pershing-2, отличающийся увеличенной дальностью и точностью стрельбы.

Последние образцы ракетных комплексов Pershing-1А были уничтожены в 1989 году в соответствии с договором между СССР и США о ликвидации ракет средней и меньшей дальности (РСМД).

Ракета и наземное оборудование системы Pershing-1А транспортируются на грузовом полуприцепе, который буксируется колесным тягачом и на трех автомобилях SM – 274 (XM – 274) повышенной проходимости(см. состав комплекса). На платформе полуприцепа размещены стартовый стол, установщик с ракетой (обе ступени и приборный отсек) и головная часть ракеты, полностью готовая к стыковке с ракетой. На одном автомобиле SM – 274 смонтирован командный пункт огневой батареи, на другом – силовая установка и станция предстартовой проверки и управления пуском и на третьем – радиостанция с установкой электропитания. Радиостанция снабжена двумя антеннами – надувной параболической и выдвижной телескопической.

Стартовый агрегат системы Pershing-1А вместе с ракетой аэротранспортабелен, он может перебрасываться по воздуху военно-транспортными самолетами С-130 и более крупными транспортными самолетами других типов.

Структурно и функционально ракета cостоит из 4 отсеков: головная часть, приборный отсек, двигатель второй ступени, двигатель первой ступени. Каждый отсек имел свой контейнер для хранения и перевозки (см. схему)

Полезная нагрузка – моноблочная ядерная боевая часть (мощностью 60, 200 или 400 кт) размещена в головной части второй ступени. Форма конусообразная, длина 3.9 м., диаметр 0.72 м.

Корпус головной части был выполнен на алюминиевом основании, имел теплозащитную пластиковую оболочку переменной толщины. Пластиковая оболочка была покрыта случайно ориентированными лентами асбеста с пропиткой, соединёнными в однородную структуру под воздействием температур и высокого давления. Переменная толщина оболочки была выбрана таким образом, чтобы находиться в соответствии с показателями абляции, испытываемой головной частью при возвращении в атмосферу, когда на неё действуют высокие температуры.

Соединение головной частью и приборного отсека было осуществлено при помощи шпангоута, имеющего разрывной болт.

Приборный отсек стрингерно-шпангоутного типа имеет вид усеченного конуса, на каркасе размещена бортовая аппаратура (см. схему) . Дно отсека – съёмное для обеспечения доступа к аппаратуре СУ и возможности её монтажа. На боковой поверхности расположено окно прицеливания, выполненное из оптически прозрачного материала, которое необходимо для прицеливания ракеты перед пуском. Приборный отсек содержит: измерительный блок-гиростабилизированную платформу ST-120, бортовое цифровое вычислительное устройство, усилительно-преобразовательную аппаратуру и источник питания. Также там находились баллон со сжатым воздухом и система подачи воздуха высокого давления.

В системе управления платформа ST-120 обеспечивала получение информации о скорости ракеты и её положении, исходя из этих данных бортовой компьютер вычислял отклонения от заданной траектории и формировал управляющие сигналы. Команды могли быть разложены на отдельные управляющие элементы (газовые и аэродинамические рули).

Бортовыми источниками электроэнергии служат аккумуляторная батарея и вращающийся преобразователь мощностью 0.75 кВт.

Двигатель второй ступени состоял из корпуса, соединительного отсека и кормовой части. Корпус двигателя был выполнен из высокопрочной стали марки D6AC. Соединительный отсек в передней части корпуса использовался для стыковки к приборному отсеку.

Двигатель первой ступени M-105 имел аналогичную конструкцию, но отличался большей размерностью.

Отличие второй ступени от первой заключалось в наличии на второй ступени системы управления импульсом, которая состояла из трёх элементов, расположенных через 120° друг от друга. Данная система позволяла уменьшить тягу второй ступени в заданный момент времени и обеспечивала эффективное отделение головной части.

Система вентиляции содержала два фиксатора заряда, которые были закреплены на внешней горизонтальной осевой линии второй ступени. В корпусе и топливе делались два прямоугольных отверстия сразу за системой управления импульсом, что позволяло продуктам сгорания топлива выходить в окружающую среду, тем самым уменьшалось влияние работы двигателя второй ступени на головную часть.

Кормовая часть двигателя включала три газовых руля, три аэродинамических руля, три гидравлических привода и экран от воспламенения.

Заряд твердого топлива был выполнен из алюминиевой пудры в качестве горючего, перхлората аммония в качестве окислителя и полибутадиена (по сути, искусственный каучук) в качестве связующего и горючего. Обозначение PBAA/AP/Al. Состав заряда обеспечивал длительное хранение. Горение проходило по внутреннему каналу цилиндрической формы. Топливо было разработано фирмой «Thiokol».

Зажигание двигателя происходило от пирогенного блока, который, в свою очередь, поджигался при помощи инициаторов и небольшого пиротехнического заряда. Пирогенный блок представлял собой миниатюрный ракетный двигатель, продукты сгорания которого проходили в камеру сгорания двигателя и таким образом разогревали топливо ступеней до температуры, при которой оно начинало гореть.

Сопло двигателя второй ступени имело средний коэффициент расширения 15.06, оно было выполнено из стальных колец с оболочкой из стекловолокна.

Твердотопливный двигатель первой ступени M-105 представляет собой легкий стальной корпус с зарядом топлива (на основе полиуретана) весом около 2450 кг, воспламенителем и соплом. Конструкционные материалы, состав топлива и решения по двигателю первой ступени практически полностью совпадали с конструкцией двигателя второй ступени. Сопло со средним коэффициентом расширения 7.06, было изготовлено по технологии, аналогичной соплу двигателя второй ступени.

Серийное производство корпусов двигателей обоих ступеней осуществляла фирма International Manufactoring.

В ракете используется инерциальная система управления “Бендикс” (автономная), снабженная гироскопами с двумя степенями свободы на газовых подшипниках. Ее функция состоит в сравнении заранее рассчитанной программной траектории с фактической траекторией, определяемой в полете с учетом текущих координат, и выработке соответствующих управляющих сигналов наведения.

Исполнительные органы системы управления – аэродинамические рули в комбинации с газовыми рулями. Каждая пара воздушных и газовых рулей работает от одного гидравлического привода. Ракета снабжена 4-мя аэродинамическими рулями, расположенными в плоскостях стабилизации. Оси вращения рулей перпендикулярны оси ракеты. Рули II-IV связаны друг с другом. При их совместном отклонении возникает сила, которая управляет движением ракеты по тангажу. Рули I-III используются для управления полётом по курсу и крену, работая в первом случае синхронно, во втором – в разные стороны.

При отрыве от стартового стола управление ракетой передаётся на инерциальную систему управления, при этом связь с огневой позицией не поддерживается. Первая ступень отделяется на высоте 12 км, по достижении заданной скорости, путём мгновенного понижения давления в камере сгорания (см. схему). В момент отделения двигателя первой ступени запускается двигатель второй ступени. Период работы двигателя второй ступени ракеты бывает различным и зависит от дальности расположения цели. При достижении соответствующей скорости полёта и местоположения ракеты в пространстве головная часть отделяется от второй ступени и продолжает полёт к цели по баллистической траектории.

Баллистическая ракета средней дальности MGM-31C Pershing II (США)

Баллистическая ракета театра военных действий или по другой терминологии, межконтинентальная баллистическая ракета средней дальности MGM-31C Pershing II была создана фирмой «Martin Marietta». Проектирование ее началось в 1974 г. Первоначально было официально заявлено, что новая ракета станет модернизацией ракеты «Pershing I», однако она стала совершенно новой системой. Первоначально американцы в целях дезинформации говорили о дальности в 1800 км, фактически же она составила 2500 км. Войсковые испытания ракет MGM-31C Pershing II были проведены армией США с июля 1982 г. по октябрь 1984 г. В ходе испытаний с мыса Канаверал было запущено 22 ракеты.

На обеих ступенях ракеты MGM-31C Pershing II были установлены твердотопливные двигатели фирмы «Геркулес». Ракета предназначалась в основном для поражения командных пунктов, узлов связи и других аналогичных целей, то есть, прежде всего, для нарушения работы систем управления войсками и государством. Малое КВО ракеты обеспечивалось применением комбинированной системы управления ее полетом. В начале траектории использовалась автономная инерциальная система, затем, после отделения головной части, — система коррекции полета боеголовки по радиолокационным картам местности. Эта система включалась на конечном участке траектории, когда боеголовка переводилась почти в горизонтальный полет.

Радиолокатор, установленный на боеголовке, получал изображение участка местности, над которым двигалась боеголовка. Это изображение преобразовывалось в цифровую матрицу и сравнивалось с данными (картой), заложенными до старта в запоминающее устройство системы управления, размещенной на боеголовке. В результате сравнения определялась ошибка движения боеголовки, по которой бортовая вычислительная машина вычисляла необходимые данные для органов управления полетом. В систему управления помимо радиолокаторов и бортовой вычислительной машины входили и другие элементы: источники энергии, преобразователи, инерциальные приборы, органы управления и их приводы. Поскольку коррекция осуществлялась на низких высотах, в качестве основных органов управления использовались воздушные рули. Для стабилизации полета боеголовки до входа в атмосферу применялись струйные рули на сжатом газе. Если система коррекции полета боеголовки откажет, боеголовка все равно достигнет района цели, так как при этом ракета будет двигаться на цель в режиме обычной инерциальной системой управления. Естественно, что точность попадания при этом снижалась

Корпуса двигателей обеих ступеней изготавливались из органического волокна кевлар. В районе критических сечений сопел были установлены графитовые вкладыши. Сопла качающиеся, топливо смесевое, окислитель — перхлорат аммония, горючее — связующее — полибутадиен. Для управления по крену во время работы двигателя первой ступени использовались две плоскости стабилизатора (остальные две оставались неподвижны). Во время работы двигателя второй ступени использовались воздушные рули головной части. Головная часть имела значительный (более тонны) вес и состояла из трех отсеков: системы наведения (нижний), боевого заряда и радиолокационного устройства. Головная часть закрывалась кожухом, который сбрасывался перед началом работы радиолокатора на высоте около 15 км. Стабилизация полета головной части осуществлялась с помощью инерциальных приборов.

На ракете MGM-31C Pershing II предполагалось использование двух типов боезарядов — обычного мощностью до 50 кт и проникающего в грунт. Второй вариант отличался большим удлинением и высокой прочностью и изготавливался из высокопрочной стали. При скорости подхода головной части к цели 600 м/с головная часть углублялась в грунт примерно на 25 м. В 1983 г. для ракеты MGM-31C Pershing II было начато производство ядерных боевых частей W-85. Вес ядерной боевой части составлял 399 кг, длина 1050 мм, диаметр 3130 мм. Мощность взрыва переменная — от 5 до 80 кт. Производство ядерных боевых частей W-85 было закончено в июле 1986 г. Всего изготовлено 120 ЯБЧ. С 1988 г. по март 1991 г. все ядерные боевые части были демонтированы и переделаны в ядерные боевые части для бомб В-61 мод. 10. Для ракеты MGM-31 Pershing II рассматривалась возможность использования головной части и в неядерном снаряжении. Одним из вариантов такой головной части стала головная часть кассетного типа, включавшая 76 элементов весом по 8,2 кг (вес взрывчатого вещества 1,8 кг). Каждый из элементов кассетной головной части был способен пробить слой бетона толщиной 0,6 м. Предполагалось, что такая головная часть окажется эффективной при поражении взлетных полос аэродромов.

Транспортно-пусковая установка M1001 ракет MGM-31C Pershing II была создана на шестиосном колесном шасси. Она состояла из тягача и рамного полуприцепа, на которых, помимо ракеты, размещались агрегаты электропитания, гидравлический привод для придания ракете вертикального положения перед пуском и другое оборудование. Боевой единицей ракетного комплекса MGM-31C Pershing II был взвод. В него входили три транспортно-пусковые установки и пост управления, смонтированный на отдельной автомашине и связанный по каналам радиосвязи с командными пунктами высших звеньев системы боевого управления и по кабельным линиям — с транспортно-пусковой установкой. Взводы соединялись в батареи (по девять транспортно-пусковых установок), а батареи — в дивизионы (36 пусковых установок).

На территории ФРГ планировалось разместить три дивизиона с ракетами MGM-31C Pershing II. Предполагалось, что в обычное время транспортно-пусковые установки с ракетами будут находиться на базах, а в угрожаемый период — рассредоточиваться. Сообщалось, что затраты на разработку комплекса и ракеты MGM-31C Pershing II составили более 0,6 млрд долларов. Производство одной серийной ракеты обходилась в 1 млн долларов, а одной транспортно-пусковой установки — 200 тыс. долларов.

Тактико-технические характеристики ракеты MGM-31C Pershing II
Общая длина ракеты, м 10,61
Стартовый вес ракеты, т 6,78
Диаметр ракеты, м 1,02
Дальность стрельбы, км:
– максимальная 2500
– минимальная 100
Первая ступень:
Длина, м 3,1
Диаметр, м 1,02
Вес, ступени, т 4,15
Вторая ступень:
Длина, м 2,6
Диаметр, м 1,02
Вес ступени, т 2,63
Вес топлива, кг 2181
Головная часть:
Вес, кг 1362
Длина, м 4,8

Данные транспортно-пусковой установки:
Габариты, м:
длина 9,6
ширина 2,49
высота 2,86
Вес, т 12,04
Скорость хода по шоссе максимальная, км/час 60