Карта сайта RSS Facebook Twitter Youtube Instagram VKontakte Odnoklassniki
Главная < Энциклопедия < Словари < Подробнее

Ракета

Беспилотный летательный аппарат, одноразового применения, который перемещается в атмосфере и вне ее под действием реактивной тяги, возникающей при отбросе части собственной, активной массы.

Р. включает полезную нагрузку, активную массу (ракетное топливо) и пассивную массу (конструкцию). Полезная нагрузка - это часть Р., включающая совокупность устройств, выводимых на заданную траекторию или орбиту для непосредственного решения возложенных на Р. задач. Активная масса (ракетное топливо) - это часть Р., служащая источником энергии и рабочим телом для создания реактивной тяги. Пассивная масса Р. обеспечивает размещение и защиту от внешних воздействий полезной нагрузки и активной массы, а также необходимые условия отброса активной массы и др. функции (см. Конструктивно-компоновочная схема ракеты).

По предназначению различают следующие виды Р.: пиротехнические, зенитные, космические, стратегические и др. Пиротехническая Р. – вид Р., у которой полезной нагрузкой (грузом) являются различные пиротехнические устройства. В качестве рабочего тела в пиротехнической Р. обычно используются пороха. К пиротехническим Р. относят сигнальные и осветительные Р. Зенитная Р. – вид Р., предназначенной для поражения одиночных и групповых воздушных целей (м.б. приспособлена для поражения наземных и морских целей). Боевое снаряжение может быть обычным или ядерным. Космическая Р. -. вид Р., предназначенной для вывода полезного груза на заданную траекторию или орбиту. Состоит из ракеты-носителя и космического аппарата вместе со сборочно-защитными и разгонными блоками. Стратегическая Р. (ракета стратегического назначения) - вид Р., предназначенной для вывода боевого блока ракеты или боевой ступени на заданную траекторию или орбиту. По характеру (траектории) движения к цели С.р. делятся на баллистические ракеты, орбитальные ракеты, крылатые ракеты. На вооружении РВСН состоят – межконтинентальные баллистические Р.; ВМФ - баллистические Р. подводных лодок и крылатые Р.; ВВС – крылатые Р.

Р., применяемые для достижения военных целей, принято делить на два класса: боевые ракеты и вспомогательные. В полезную нагрузку боевых Р. включается один или несколько боевых блоков ракеты, а также системы, средства и устройства, обеспечивающие их точное наведение на цель. Полезная нагрузка вспомогательных Р. включает приборы и системы для метеорологических исследований, радиоэлектронного подавления, разведывательных действий, подачи сигналов и команд и др.

Несмотря на большое многообразие, основные функциональные элементы любой Р. (см. рис.1) состоят из: полезной нагрузки, ракетных двигательных установок, системы управления, органов управления и стабилизации, рулевых приводов, системы отделения ступеней и элементов конструкции, корпуса. Исключение составляет небольшой класс простейших по своей конструкции неуправляемых Р., у которых отсутствуют элементы для обеспечения управляемого полета и элементы системы отделения.

Ракетная двигательная установка (см. Ракетный двигатель) предназначена для создания силы тяги. Система управления межконтинентальной баллистической ракеты обеспечивает управляемый полет. Исполнительными элементами системы управления являются органы управления ракеты, непосредственно создающие управляющие силы и моменты. Рулевые приводы обеспечивают важную посредническую функцию, преобразуя сигналы системы управления в механическое перемещение органов управления. Органы стабилизации (см. Аэродинамические характеристики) создают аэродинамические силы и моменты, снижающие затраты энергии Р. на создание управляющих усилий. Система отделения ступеней и элементов конструкции обеспечивает разрушение механических связей между корпусом [см. Стартовая масса ракеты (субракеты)], продолжающим полет, и ступенью (см. Многоступенчатая ракета) или элементами конструкции, завершившими свое функционирование, а также для отведения отделившейся ступени и элементов конструкции на безопасное расстояние. Корпус Р. объединяет все функциональные элементы Р. в единую систему и обеспечивает требуемую аэродинамическую форму, прочность и жесткость конструкции, а также защиту от аэродинамического нагрева в полете и климатических воздействий при наземной эксплуатации.

Р. появились в Китае после изобретения пороха. Информацию о первых Р. Древнего Востока можно получить из арабского манускрипта «Книги о сражениях с участием кавалерии и военных машин» (1280), написанной Хассаном эр-Раммахом. В книге даются указания по изготовлению Р., которые автор называет «китайскими стрелами», а также говорит о новом виде оружия - «ракетной торпеде». Приблизительно за 30 лет до выхода этой книги в Европе появились свои Р. («ignis volans» - «летающий огонь»). Замечание о Р. содержится в «Кёльнской хронике» (1258), а итальянский историк Лудовико Антонио Муратори (1672-1750) приписывает Р. важную роль в сражении при Кьодже в 1379. Немецкий военный инженер Конрад Эйхштедт в своей книге «Военная фортификация» (1405), говорит о трех типах Р.: вертикально взлетающих, плавающих и запускаемых при помощи тугого лука. Впервые идея полета человека на Р. пришла к нам в виде легенды о попытке китайского мандарина Ван Гу, предпринятой им примерно в 1500 и закончившейся его гибелью вследствие взрыва на старте 47 пороховых Р., установленных на летательном аппарате. Первая теория движения Р. была предложена У. Муром (1810-1813), а более строгое ее изложение дано в учебнике П.Г. Тейта и У. Дж. Стила по динамике точки (Кембридж, 1856).

В нашей стране боевые Р. Применялись в начале 16 в, а в 1680 в Москве было основано «Ракетное заведение». Сигнальные, осветительные и зажигательные Р. с конца 17 в начали поступать на вооружение русской армии и использовались более 50 лет.

В 18-19 вв. пороховые Р. Широко применялись в армии и на флоте. Во второй 19 в. они постепенно теряют свое значение, так как существенно уступают нарезной артиллерии.

Современная история ракетостроения начинается в начале 20 в. Р. изучается как летательный аппарат для космических полетов, а со второй половины 20 в. - как эффективное средство доставки зарядов большой мощности на значительное расстояние.

Все ракеты РВСН относятся к классу боевых ракет, в т.ч. баллистических и управляемых.

В различные годы на вооружении в РВСН состояли:
Р. начального поколения:
Ракета Р-1 (8А11), одноступенчатая, жидкостная Р. малой дальности. Разработана в. НИИ-88. Генеральный конструктор – С.П. Королёв. Способ базирования – стационарный, ПУ – наземная. Способ старта – газодинамический. Топливо – 75%-й этиловый спирт и жидкий кислород. Принята на вооружение в 1950. Максимальная дальность – 270 км. Длина Р. – 14,6 м. Максимальный диаметр – 1,65 м. Стартовая масса – 13,4 т. Масса полезной нагрузки – 1000 кг. Головная часть моноблочная, не ядерная, неотделяемая.

Ракета Р-2 (8Ж38), одноступенчатая, жидкостная Р. малой дальности. Разработана в НИИ-88. Генеральный конструктор – С.П. Королёв. Способ базирования – стационарный, ПУ – наземная. Способ старта – газодинамический. Топливо – 75%-й этиловый спирт и жидкий кислород. Принята на вооружение в 1951. Максимальная дальность – 600 км. Длина Р. – 14,6 м. Максимальный диаметр – 1,65 м. Стартовая масса – 20,4 т. Масса полезной нагрузки – 1500 кг. Головная часть моноблочная, не ядерная, отделяемая.

Ракета Р-5М (8К51), одноступенчатая, жидкостная Р. малой дальности. Разработана в. ОКБ-1. Генеральный конструктор – С.П. Королёв. Способ базирования – стационарный, ПУ – наземная. Способ старта – газодинамический. Топливо – 92%-й этиловый спирт и жидкий кислород. Принята на вооружение в 1956. Максимальная дальность – 1200 км. Длина Р. – 20,75 м. Максимальный диаметр – 1,65 м. Стартовая масса – 29,1 т. Масса полезной нагрузки – 1350 кг. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Р. первого поколения:
Ракета Р-11М (8К11), одноступенчатая, жидкостная Р. малой дальности. Разработана в. ОКБ-1. Генеральный конструктор – С.П. Королёв. Способ базирования – стационарный, ПУ – самоходная. Способ старта – газодинамический. Топливо – АК-20 и керосин Т-1. Принята на вооружение в 1958. Максимальная дальность – 170 км. Длина Р. – 10,5 м. Максимальный диаметр – 0,88 м. Стартовая масса – 5,4 т. Масса полезной нагрузки –0,6 т. Головная часть моноблочная, ядерная, неотделяемая.

Ракета Р-7 (8К71), двухступенчатая, жидкостная межконтинентальная Р. пакетной конструктивно-компановочной схемы. Разработана в ОКБ-1. Генеральный конструктор – С.П. Королёв. Способ базирования – стационарный, ПУ – наземная. Способ старта – газодинамический. Топливо – керосин и жидкий кислород.. Принята на вооружение в 1960. Максимальная дальность – 8000 км. Длина Р. – 31,4 м. Максимальный диаметр – 11,2 м. Стартовая масса – 283 т. Масса полезной нагрузки –5,4 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Ракета Р-7А (8К74), двухступенчатая, жидкостная межконтинентальная Р. пакетной конструктивно-компановочной схемы. Разработана в. ОКБ-1. Генеральный конструктор – С.П. Королёв. Способ базирования – стационарный, ПУ – наземная. Способ старта – газодинамический. Топливо – керосин и жидкий кислород.. Принята на вооружение в 1960. Максимальная дальность – 9500 км. Длина Р. – 31,4 м. Максимальный диаметр – 11,2 м. Стартовая масса – 283 т. Масса полезной нагрузки –3.7 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Ракета Р-12 (8К63), одноступенчатая, жидкостная Р. средней дальности. Разработана в. КБ «Южное». Генеральный конструктор – М.К. Янгель. Способ базирования – стационарный, ПУ – наземная. Способ старта – газодинамический. Топливо – керосин, перекись водорода (ТМ-185) и концентрированная азотная кислота (АК-27И). Принята на вооружение в 1959. Максимальная дальность –2 000 км. Длина Р. – 22,1 м. Максимальный диаметр – 1,65 м. Стартовая масса – 41,7 т. Масса полезной нагрузки –1,6 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Ракета Р-12У (8К63У), одноступенчатая, жидкостная Р. средней дальности. Разработана в. КБ «Южное». Генеральный конструктор – М.К. Янгель. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – газодинамический. Топливо – керосин, перекись водорода (ТМ-185) и концентрированная азотная кислота (АК-27И). Принята на вооружение в 1959. Максимальная дальность –2 000 км. Длина Р. – 22,1 м. Максимальный диаметр – 1,65 м. Стартовая масса – 41,7 т. Масса полезной нагрузки –1,6 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Ракета Р-14 (8К65), одноступенчатая, жидкостная Р. средней дальности. Разработана в. КБ «Южное». Генеральный конструктор – М.К. Янгель. Способ базирования – стационарный, ПУ – наземная. Способ старта – газодинамический. Топливо – НДМГ и концентрированная азотная кислота (АК-27И). Принята на вооружение в 1961. Максимальная дальность –4500 км. Длина Р. – 24,4м. Максимальный диаметр – 2,4 м. Стартовая масса – 86,3 т. Масса полезной нагрузки –1,5-2,15 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Ракета Р-14У (8К65У), одноступенчатая, жидкостная Р. средней дальности. Разработана в. КБ «Южное». Генеральный конструктор – М.К. Янгель. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – газодинамический. Топливо – НДМГ и концентрированная азотная кислота (АК-27И). Принята на вооружение в 1964. Максимальная дальность –4500 км. Длина Р. – 24,4м. Максимальный диаметр – 2,4 м. Стартовая масса – 86,3 т. Масса полезной нагрузки –1,5-2,15 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Ракета Р-16 (8К64), двухступенчатая, жидкостная межконтинентальная Р.. Разработана в. КБ «Южное». Генеральный конструктор – М.К. Янгель. Способ базирования – стационарный, ПУ – наземная. Способ старта – газодинамический. Топливо – НДМГ и концентрированная азотная кислота (АК-27И). Принята на вооружение в 1961. Максимальная дальность –11000-13000 км. Длина Р. – 34,3м. Максимальный диаметр – 3,0 м. Стартовая масса – 140,6 т. Масса полезной нагрузки –1,475-2,175 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Ракета Р-16У (8К64У), двухступенчатая, жидкостная межконтинентальная Р.. Разработана в. КБ «Южное». Генеральный конструктор – М.К. Янгель. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – газодинамический. Топливо – НДМГ и концентрированная азотная кислота (АК-27И). Принята на вооружение в 1963. Максимальная дальность –11000-13000 км. Длина Р. – 34,3м. Максимальный диаметр – 3,0 м. Стартовая масса – 140,6 т. Масса полезной нагрузки –1,475-2,175 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Ракета Р-9А (8К75), двухступенчатая, жидкостная межконтинентальная Р.. Разработана в ОКБ-1. Генеральный конструктор – С.П. Королёв. Способ базирования – стационарный, ПУ – наземная. Способ старта – газодинамический. Топливо – керосин и жидкий кислород.. Принята на вооружение в 1965. Максимальная дальность – 10 000-12 000 км. Длина Р. – 24,3 м. Максимальный диаметр – 2.68 м. Стартовая масса – 80,4 т. Масса полезной нагрузки –1,65-2,095 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Р. второго поколения:
Ракета УР-100 (8К84), двухступенчатая, жидкостная, ампулизированная, межконтинентальная Р.. Разработана в. ЦКБ машиностроения (НПО «Машиностроение»). Генеральный конструктор – В.Н. Челомей. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – газодинамический. Топливо – НДМГ и азотный тетраксид. Принята на вооружение в 1967. Максимальная дальность – 10 600-12 000 км. Длина Р. – 16,7 м. Максимальный диаметр – 2,0 м. Стартовая масса – 42,3 т. Масса полезной нагрузки –0,76-1,5 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Ракета УР-100М (8К84М), двухступенчатая, жидкостная, ампулизированная, межконтинентальная Р. Разработана в ЦКБ машиностроения (НПО «Машиностроение»). Генеральный конструктор – В.Н. Челомей. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – активно-реактивный (миномётный). Топливо – НДМГ и азотный тетраксид. Принята на вооружение в 1972. Максимальная дальность – 12000-13000 км. Длина Р. – 19,0 м. Максимальный диаметр – 2,0 м. Стартовая масса – 50,1 т. Масса полезной нагрузки –0,9-1,2 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Ракета УР-100К (15А20), двухступенчатая, жидкостная, ампулизированная, межконтинентальная Р. Разработана в ЦКБ машиностроения (НПО «Машиностроение»). Генеральный конструктор – В.Н. Челомей. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – газодинамический Топливо – НДМГ и азотный тетраксид. Принята на вооружение в 1972. Максимальная дальность – 10600-12000 км. Длина Р. – 19,0 м. Максимальный диаметр – 2,0 м. Стартовая масса – 50,1 т. Масса полезной нагрузки –1,2 т. Головная часть, ядерная, РГЧ (MRV).

Ракета УР-100У (15А20У), двухступенчатая, жидкостная, ампулизированная, межконтинентальная Р. Разработана в ЦКБ машиностроения (НПО «Машиностроение»). Генеральный конструктор – В.Н. Челомей. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – газодинамический. Топливо – НДМГ и азотный тетраксид. Принята на вооружение в 1972. Максимальная дальность – 10600-12000 км. Длина Р. – 19,0 м. Максимальный диаметр – 2,0 м. Стартовая масса – 50,1 т. Масса полезной нагрузки –1,2 т. Головная часть, ядерная, РГЧ (MRV).

Ракета Р-36 (8К67), двухступенчатая, жидкостная, ампулизированная, межконтинентальная Р. Разработана в КБ «Южное». Генеральный конструктор – М.К. Янгель. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – газодинамический. Топливо – НДМГ и АТ. Принята на вооружение в 1967. Максимальная дальность –10200-15500 км. Длина Р. – 34,5м. Максимальный диаметр – 3,05 м. Стартовая масса – 180,0 т. Масса полезной нагрузки –4,0-5,8 т. Головная часть моноблочная или РГЧ, ядерная.

Ракета Р-36орб (8К69), двухступенчатая, жидкостная, ампулизированная, межконтинентальная Р. Разработана в КБ «Южное». Генеральный конструктор – М.К. Янгель. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – газодинамический. Топливо – НДМГ и АТ. Принята на вооружение в 1969. Максимальная дальность –неограничена. Длина Р. – 34,5м. Максимальный диаметр – 3,05 м. Стартовая масса – 180,0 т. Масса полезной нагрузки –1,7 т. Головная часть моноблочная, ядерная.

Ракета РТ-2 (8К98), трёхступенчатая, твёрдотопливная Р. средней дальности. Разработана в ОКБ-1. Генеральный конструктор – С.П. Королёв, И.Н. Садовский. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – газодинамический. Топливо – смесевое. Принята на вооружение в 1968. Максимальная дальность – 9600 км. Длина Р. – 21,1 м. Максимальный диаметр – 1,8 м. Стартовая масса – 51 т. Масса полезной нагрузки –0,6 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Ракета РТ-2П (8К98П), трёхступенчатая, твёрдотопливная Р., средней дальности. Разработана в. ОКБ-1. Генеральный конструктор –И.Н. Садовский, ОКБ-7 – П.А. Тюрин. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – газодинамический. Топливо – смесевое. Принята на вооружение в 1972. Максимальная дальность – 9400 км. Длина Р. – 21,1 м. Максимальный диаметр – 1,8 м. Стартовая масса – 51,6 т. Масса полезной нагрузки –0,6 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Р. третьего поколения:
Ракета РСД-10 «Пионер» (15Ж45) двухступенчатая, твёрдотопливная Р., средней дальности. Разработана в МИТ. Генеральный конструктор –.А.Д. Надирадзе. Способ базирования – мобильный, ПУ – подвижная, грунтовая. Способ старта – активно-реактивный (миномётный). Топливо – смесевое. Принята на вооружение в 1976. Максимальная дальность – 5000 км. Длина Р. – 16,6м. Максимальный диаметр – 1,8 м. Стартовая масса – 37,0 т. Масса полезной нагрузки –1,740 т. Головная часть моноблочная или РГЧ, ядерная.

Ракета РСД-10 «Пионер» (15Ж53) двухступенчатая, твёрдотопливная Р., средней дальности. Разработана в МИТ. Генеральный конструктор –.А.Д. Надирадзе. Способ базирования – мобильный, ПУ – подвижная, грунтовая. Способ старта – активно-реактивный (миномётный). Топливо – смесевое. Принята на вооружение в 1976. Максимальная дальность – 5500 км. Длина Р. – 16,5м. Максимальный диаметр – 1,8 м. Стартовая масса – 37,0 т. Масса полезной нагрузки –1740 т. Головная часть моноблочная или РГЧ, ядерная.

Ракета УР-100Н (15А30), двухступенчатая, жидкостная, ампулизированная, межконтинентальная Р. Разработана в. ЦКБ машиностроения (НПО «Машиностроение»). Генеральный конструктор – В.Н. Челомей. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – газодинамический. Топливо – НДМГ и азотный тетраксид. Принята на вооружение в 1975. Максимальная дальность – 10000 км. Длина Р. – 24,3 м. Максимальный диаметр – 2,5 м. Стартовая масса – 105,6 т. Масса полезной нагрузки –4,35 т. Головная часть, ядерная, разделяемая (РГЧ ИН MIRV).

Ракета УР-100НУ (15А35), двухступенчатая, жидкостная, ампулизированная, межконтинентальная Р. Разработана в ЦКБ машиностроения (НПО «Машиностроение»). Генеральный конструктор – В.Н. Челомей. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – газодинамический. Топливо – НДМГ и азотный тетраксид (АТ). Принята на вооружение в 1980. Максимальная дальность – 10000 км. Длина Р. – 24,3 м. Максимальный диаметр – 2,5 м. Стартовая масса – 105,6 т. Масса полезной нагрузки –4,35 т. Головная часть, ядерная, РГЧ ИН (MIRV).

Ракета МР УР-100 (15А15), двухступенчатая, жидкостная, ампулизированная, межконтинентальная Р. Разработана в КБ «Южное». Генеральный конструктор – М.К. Янгель, В.Ф. Уткин. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – активно-реактивный (миномётный). Топливо – НДМГ и АТ. Принята на вооружение в 1975. Максимальная дальность –10000-11000 км. Длина Р. – 21,6 м. Максимальный диаметр – 2,25 м. Стартовая масса – 71,1 т. Масса полезной нагрузки –2,55 т. Головная часть, ядерная, РГЧ ИН (MIRV).

Ракета МР УР-100У (15А16), двухступенчатая, жидкостная, ампулизированная, межконтинентальная Р. Разработана в КБ «Южное». Генеральный конструктор – В.Ф. Уткин. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – активно-реактивный (миномётный). Топливо – НДМГ и АТ. Принята на вооружение в 1980. Максимальная дальность –10000-11000 км. Длина Р. – 21,6 м. Максимальный диаметр – 2,25 м. Стартовая масса – 71,1 т. Масса полезной нагрузки –2,55 т. Головная часть, ядерная, РГЧ ИН (MIRV).

Ракета Р-36М (15А14), двухступенчатая, жидкостная, ампулизированная, межконтинентальная Р. Разработана в КБ «Южное». Генеральный конструктор – М.К. Янгель, В.Ф. Уткин. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – активно-реактивный (миномётный). Топливо – НДМГ и АТ. Принята на вооружение в 1975. Максимальная дальность –10000-15000 км. Длина Р. – 33,3 м. Максимальный диаметр – 3,0 м. Стартовая масса – 209,6 т. Масса полезной нагрузки –7,2 т. Головная часть моноблочная или РГЧ, ядерная.

Ракета Р-36МУ (15А18), двухступенчатая, жидкостная, ампулизированная, межконтинентальная Р. Разработана в КБ «Южное». Генеральный конструктор –В.Ф. Уткин. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – активно-реактивный (миномётный). Топливо – НДМГ и АТ. Принята на вооружение в 1980. Максимальная дальность –11500 км. Длина Р. – 34,3 м. Максимальный диаметр – 3,0 м. Стартовая масса – 211,1 т. Масса полезной нагрузки – 8,8 т. Головная часть РГЧ ИН (MIRV)., ядерная.

Р. четвёртого поколения:
Ракета Р-36МУ-2 «Воевода» (15А18М), двухступенчатая, жидкостная, ампулизированная, межконтинентальная Р. Разработана в КБ «Южное». Генеральный конструктор – В.Ф. Уткин. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – активно-реактивный (миномётный). Топливо – НДМГ и АТ. Принята на вооружение в 1980. Максимальная дальность –11500 км. Длина Р. – 34,3 м. Максимальный диаметр – 3,0 м. Стартовая масса – 211,1 т. Масса полезной нагрузки – 8,8 т. Головная часть РГЧ ИН (MIRV)., ядерная.

Ракета РТ-2ПМ «Тополь» (15Ж58), трёхступенчатая, твёрдотопливная, межконтинентальная Р., Разработана в МИТ. Генеральный конструктор – А.Д. Надирадзе, Б.Н. Лагутин. Способ базирования – мобильный, ПУ – подвижная, грунтовая. Способ старта – активно-реактивный (миномётный). Топливо – смесевое. Принята на вооружение в 1988. Максимальная дальность – 10500 км. Длина Р. – 20,5 м. Максимальный диаметр – 1,8 м. Стартовая масса – 45,0 т. Масса полезной нагрузки –1,0 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Ракета РТ-23У «Молодец» (15Ж60, 61), трёхступенчатая, твёрдотопливная, межконтинентальная Р., Разработана в КБ «Южное». Генеральный конструктор – В.Ф. Уткин. Способ базирования – мобильный, ПУ – подвижная, грунтовая и железнодорожная. Способ старта – активно-реактивный (миномётный). Топливо – смесевое. Принята на вооружение в 1989. Максимальная дальность – 10000 км. Длина Р. – 22,4 м. Максимальный диаметр – 2,4 м. Стартовая масса – 104,5 т. Масса полезной нагрузки –4,05 т. Головная часть РГЧ ИН (MIRV), ядерная.

Р. пятого поколения:
Ракета РТ-2ПМ1 «Тополь М» трёхступенчатая, твёрдотопливная, межконтинентальная Р., Разработана в. МИТ. Генеральный конструктор – Ю.С. Соломонов. Способ базирования – мобильный, ПУ – подвижная, грунтовая. Способ старта – активно-реактивный (миномётный). Топливо – смесевое. Принята на вооружение в 2006. Максимальная дальность – 11500 км. Длина Р. – 21,0 м. Максимальный диаметр – 1,86 м. Стартовая масса – 47,2 т. Масса полезной нагрузки –1,0 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.

Ракета РТ-2ПМ2 «Тополь М» трёхступенчатая, твёрдотопливная, межконтинентальная Р., Разработана в. МИТ. Генеральный конструктор –Б.Н. Лагутин, Ю.С. Соломонов. Способ базирования – стационарный, ПУ – шахтная. Способ старта – активно-реактивный (миномётный). Топливо – смесевое. Принята на вооружение в 2000. Максимальная дальность – 11500 км. Длина Р. – 21,0 м. Максимальный диаметр – 1,86 м. Стартовая масса – 47,2 т. Масса полезной нагрузки –1,0 т. Головная часть моноблочная, ядерная, отделяемая.


Наверх
ServerCode=node1 isCompatibilityMode=false