Работы по фронтовой управляемой баллистической ракете «Ладога» были начаты по постановлению СМ СССР №189-89 от 13 февраля 1958 года о разработке «реактивного комплекса сухопутных войск с управляемыми ракетами на твердом топливе «Ладога» и «Онега». Согласно постановлению СМ СССР ракету планировали сдать на испытания в третьем квартале 1960 года. Ракета разрабатывалась СКБ-172 (г.Пермь), главным конструктором был М.Ю.Цирюльников. Ракета изначально проектировалась как двухступенчатая ...
Первый этап летных испытаний проводился в 1960 году на полигоне Капустин Яр. В ходе первых четырех пусков с работающей системой управления происходило разрушение ракеты перед окончанием работы двигателя второй ступени. В конце 1960 года решили отказаться от двухступенчатой схемы в пользу одной ступени. Опытная партия ракет и опытная пусковая установка были изготовлены Петропавловским машиностроительным заводом на шасси автомобиля ЗИЛ-135Л. Бросковые испытания одноступенчатого варианта начаты в апреле 1961 года. Первые три управляемых пуска проведены в июле-сентябре 1961 года - во всех трех пусках произошло разрушение ракеты на активном участке траектории из-за потери устойчивости и разрушения сопла двигателя. Опытная партия из двенадцати ракет с новым соплом были собраны на заводе №172 в начале 1962 года. Испытания проводились в первой половине 1962 года и было отмечено большое рассеивание, что, вероятно, было следствием неудовлетворительной работы силовой установки. Работы по ракете прекращены «как по неперспективному изделию» постановлением СМ СССР №231-113 от 3 марта 1962 года. СПУ на шасси МАЗ-535Б проектировалась в СКБ-1 Минского автозавода, главный конструктор Б.Л.Шапошник. СПУ на гусеничном ходу - на базе ГМ-123 (об.125).
Одноступенчатый вариант ракеты имел достаточно оригинальную конструкцию : на изделии устанавливалось два твердотопливных двигателя. Маршевый занимал обычное своё место в хвосте ракеты, а второй, доводочный, устанавливался в передней части ракеты и как бы тянул её за собой. Комплекс гироскопов измерял текущую скорость . Вычислительный прибор рассчитывал функционал при достижении которым заданного значения доводочный двигатель отделялся от изделия и улетал вперёд. Таким вот образом велась отсечка тяги силовой установки, что давало возможность управлять дальностью полёта. Но система управления имела ещё и канал угловой стабилизации, и также канал управления центром масс в боковой и вертикальной плоскостях. Длина ракеты составляла 9500 мм, размах крыла 1420 мм, диаметр корпуса 580 мм. Боевая часть могла быть кумулятивно-осколочной, разработанной в НИИ-6 или ядерной которая разрабатывалась КБ-11 в г.Саров ,он же Арзамас-16 под руководством С.Г.Кочарянца. Стартовый вес изделия составлял 3150 кг.
Комментариев нет:
Отправить комментарий